Posted in: Разное

Крыло чайка самолет: Как устроены самолеты с изломом крыла

Содержание

Самолет Бе-12 «Чайка» — это… Что такое Самолет Бе-12 «Чайка»?

Самолет Бе-12 «Чайка»

Ниже приводятся летно-технические характеристики самолета Бе-12 «Чайка».

Противолодочный самолет-амфибия Бе-12 «Чайка» (по кодификации НАТО — Mail) был разработан конструкторским коллективом под руководством Георгия Бериева (ОКБ Бериева). Бе-12 был построен для замены летающей лодки Бе-6.

Свой первый полет самолет совершил в 1960 году.

С 1963 года модель Бе-12 стала поступать на вооружение авиации ВМФ.

В 1969 году на базе этого самолета был создан поисково-спасательный самолет Бе-12ПС, а в 1976 году на вооружение был принят противолодочный гидросамолет Бе-12Н, на который поставили более совершенное поисковое оборудование.

Самолет представляет собой цельнометаллический моноплан с двухлонжеронным крылом типа «чайка»; лодка — двухреданная; крыльевые поплавки — неубираемые; шасси — трехопорное, с хвостовым колесом, убирается в фюзеляж.

Бе-12 стал первым отечественным самолетом-амфибией, оснащенным турбовинтовыми двигателями. На него устанавливались два ТВД (конструкции Александра Ивченко) с моторесурсом 4 тысячи часов. Двигатели оснащались автоматическими четырехлопастными винтами АВ-68И диаметром 4,5 метра. Для обеспечения жизнеспособности самолета при неработающих основных двигателях на Бе-12 установлены вспомогательные ГТД АИ-8.

Боевая нагрузка самолета составляет 4-5 тонн на четырех узлах подвески и отсеке оружия: противолодочные 450-миллиметровые торпеды АТ-1 или АТ-2, глубинные бомбы ГБ, осветительные бомбы ОАБ, маркеры.

Бе-12 предназначен для поиска, слежения, обнаружения и уничтожения подводных лодок в простых и сложных гидрометеоусловиях, в любое время года и суток, на удалении от мест базирования до 500 километров.

Для поиска подлодок самолет имеет размещенную в носовом обтекателе радиолокационную станцию, а в хвостовой штанге, вынесенной для устранения помех за хвостовое оперение, датчик магнитных аномалий.

На машине предусмотрена установка разведывательного оборудования, в частности аэрофотоаппаратов.

Бе-12 используется морской авиацией Черноморского флота России.

За время эксплуатации на нем было установлено 42 мировых рекорда.

Летно-технические характеристики:

Длина самолета: 30,1 метра

Размах крыла: 30,2 метра

Высота самолета: 7,4 метра

Площадь крыла: 99 квадратных метров

Двигатели:

Тип: ТВД АИ-20Д

Мощность: два двигателя мощностью 5,18 тысячи лошадиных сил каждый

Взлетная масса: 36 тонн

Масса пустого: 24 тонны

Масса топлива: девять тонн

Масса боевой нагрузки: три тонны

Максимальная скорость: 550 километров в час

Скорость патрулирования: 320 километров в час

Взлетная скорость: 210 километров в час

Практический потолок: 12,1 километра

Максимальная дальность полета: 4 тысячи километров

Тактический радиус действия (при нахождении в районе трех часов): 600-650 километров

Мореходность: три балла

Разбег: 1,2 километра

Пробег: 1,1 километра

Нормальная боевая нагрузка: 1,5 тонны

Перегрузочная боевая нагрузка: три тонны

Самолет-амфибия Бе-12. Архив

Энциклопедия ньюсмейкеров. 2012.

Истребитель И-153 «Чайка» (СССР) | Армии и Солдаты. Военная энциклопедия

«Краткая справка: Последний боевой биплан 20-го века — советский истребитель И-153 «Чайка» конструкции Николая Поликарпова. Самолет с длинной боевой карьерой, воевавший на всем континенте — от Испании до Дальнего Востока»


Восстановленный истребитель И-153 «Чайка»

История создания истребителя И-153 «Чайка»

В конце 30-х годов 20 века, после гражданской войны в Испании, казалось, монопланы уже достаточно показали свои преимущества перед бипланами, однако все ещё продолжали их проектировать. Одним из последних представителей этого класса, суждено было стать легендарному советскому истребителю И-153 «Чайка» конструкции ОКБ Поликарпова.

Истребитель создавался на базе самолетов И-15 (1933 год) и И-15бис (1937 год). Добиться увеличения скорости (при сохранении маневренных качеств) можно было только за счет снижения аэродинамического сопротивления самолета. Поэтому по образцу И-15 новый самолет оснастили верхним крылом типа «чайка». Из-за этого и сама машина получила неофициальное, ставшее впоследствии знаменитым название «Чайка».

Основные размеры остались такими же как у И-15, но шасси на И-153 убиралось в полете, на самолет устанавливался более мощный и высотный двигатель М-62 и винт изменяемого шага, что улучшило летные данные у этого самолета. Кроме того, вся конструкция соответственно усилена, спинка сиденья летчика бронирована, изменению и доработке подверглись многие узлы и детали. Зимой лыжи при уборке шасси прилегали к фюзеляжу заподлицо. Благодаря этому «Чайка» при убранном шасси развивала скорость до 440 км/час, сохранив основные маневренные качества своего предшественника.

 

Чертеж истребителя И-153 «Чайка»

Опытный экземпляр истребителя, получившего обозначение И-153, был создан в 1938 году под руководством А.

Щербакова. Самолет был технологически закончен, в октябре 1938 года успешно прошел государственные испытания и после доработки был принят на вооружение. Ответственным за подготовку машины к серийному выпуску назначался А.И.Микояна.

Производство было организованно в 1939 году на двух заводах. Максимальная скорость первых истребителей И-153 с мотором М-25 на границе высотности достигала 424 км/ч, что на 40-45 км/ч больше, чем у серийного И-15бис (М-25), и на 20-30 км/ч меньше, чем у скоростного истребителя И-16 с тем же мотором. Вскоре после начала серийного выпуска двигатель М-25 заменили на более мощный и высотный М-62. Кроме того, был установлен винт изменяемого в полете шага.

С новым мотором этот маленький легкий самолет приобретал исключительно высокие пилотажные качества. Так полный вираж (разворот на 360°) с радиусом всего в 100 м летчики выполняли на нем за 10-11 с. Истребитель очень быстро набирал скорость, позволял совершать полет с креном 90°, то есть на боку. Максимальная скорость, достигнутая на этом варианте истребителя, – 443 км/ч (5000 м) и 482 км/ч (10500 м) – с применением ТК.

Простой и легкий в управлении И-153 имел достаточно мощное бортовое вооружение: четыре скорострельных синхронных пулемета ШКАС. «Чайки» более поздних выпусков вооружались реактивными снарядами на подкрыльных установках, крупнокалиберными пулеметами БС и даже пушками ШВАК.

Истребитель И-153 «Чайка», строившийся в 1939-40 годах, стал последним советским серийным истребителем-бипланом. Его схема и конструкция были доведены до возможного совершенства, летные качества являлись очень высокими, а самолет для полуторапланной схемы – одним из самых совершенных серийных истребителей такого типа.

Самолеты И-153 принимали активное участие в боевых действиях в Монголии (1939 год), Финляндии (1939-40 годы) и Китае (1940 год).

Всего до начала 1941 года было выпущено 3437 экземпляров истребителей И-153.

Характеристики И-153

Страна: СССР
Тип: истребитель
Год выпуска: 1938 г.
Экипаж: 1 человек
Двигатель: 1 х М-63 мощностью 1100 л.с.
Максимальная скорость: до 427 км/ч
Практический потолок: 10600 м
Дальность полета:
510 км
Масса пустого: Нет сведений
Максимальная взлетная масса: Нет сведений
Размах крыльев: 10 м
Длина: 6,1 м
Высота: Нет сведений
Площадь крыла: Нет сведений
Вооружение:4 x 7,62-мм пулемета ШКАС, бомбовая нагрузка — до 200 кг

Модификации истребителя И-153 «Чайка»

И-153 (1938 год) – вариант с двигателем М-25. Выпущена небольшая серия. Вооружение составляли четыре пулемета ШКАС, расположенные попарно с обеих сторон фюзеляжа между кабиной пилота и мотором. Пулеметы стреляли через специальные каналы, имевшие выходные отверстия в верхней части капота двигателя, около воздухозаборника маслорадиатора, а также между окнами охлаждения цилиндров двигателя. Боекомплект ленточного питания из коробок составлял по 650 патронов для каждого пулемета.

И-153БС (1939 год) – модификация с двигателем М-62. Вооружение: один — два 12,7-мм синхронных пулемета БС, размещенных аналогично пулеметам ШКАС. Строился серийно.

И-153-П (М-62) – пушечный. Строился малой серией. Благодаря новому способу синхронизации на этом типе впервые в мире была решена проблема установки синхронных 20-мм пушек. Верхние пулеметы заменялись двумя пушками ШВАК. Боекомплект ленточного питания составлял по 180 снарядов на пушку.

И-153В (1939 год) – высотный; двигатель М-62. Самолет был оборудован герметичной кабиной (ГК) конструкции А.Я.Щербакова для полетов на больших высотах. Кабина сварная из алюминиевого сплава.

Стеклянный козырек полукруглой формы. Остекление фонаря было выполнено из больших плексигласовых панелей, и кабина получилась светлой. Фонарь открывался назад и располагался в обтекателе-заголовнике. Герметизация достигалась благодаря прижиму острой кромки крышки фонаря к резиновой окантовке корпуса ГК. Система воздухопитания была регенерационной. Масса ГК – 45 кг.

И-153В (1939 год) – опытный самолет с двигателем М-63 (1100 л.с.), двумя турбокомпрессорами ТК-3 и «мягкой» ГК конструкции Н.Н.Поликарпова. Работы закончены не были.

И-153ДМ (1940 год) – двигатель М-62. В сентябре 1940 года производились опытные работы по установке на самолет двух дополнительных прямоточных двигателей ДМ-2. Максимальная скорость возросла на 33 км/ч. В конце года двигатели ДМ-2 были заменены на ДМ-3 с увеличенной тягой, что позволило получить прирост скорости на 51 км/ч. Несмотря на удовлетворительные результаты, практического применения ДМ не получили, поскольку при их отключении максимальная скорость полета падала.

И-153 – М-63 (1940 год) – модификация с более мощным двигателем М-6З с самозапуском. Самолет оборудовался рацией. Была усилена конструкция. Летные данные из-за возросшей массы изменились незначительно. С целью улучшения боевых качеств ранее выпущенные «Чайки» модернизировались во время ремонта.

И-190 – модификация И-153 под двигатель М-88. Конструктивно самолет представлял собой дальнейшее развитие И-153 с использованием многих узлов и агрегатов «Чайки». Применение в качестве силовой установки перспективного двухрядного звездообразного двигателя М-88 большей длины повлекло изменения в конструкции передней части фюзеляжа. Полотняная обшивка крыльев была заменена фанерной. Хвостовой костыль стал убирающимся. Изменилась форма крыльев и горизонтального оперения.

Максимальная скорость, полученная на высоте 5000 м, составила 488 км/ч. Вооружение: четыре синхронных пулемета ШКАС, с возможной заменой на крупнокалиберные БС, 200 кг бомб.

Проект истребителя И-170 на базе И-153 «Чайка»

И-170 (лето 1939 года) – полутораплан под новый двигатель жидкостного охлаждения М-106. Расчетная скорость составляла более 500 км/ч. Проект не реализован.

И-195 (весна 1940 года). Работы над машиной велись параллельно с созданием И-185. Самолет представлял собой его бипланный вариант с мотором М-90. По расчетам скорость должна была составить около 590 км/ч. Вооружение включало две пушки ШВАК и два пулемета БС. Самолет не строился.

В небе одновременно и И-153 «Чайка» и её «приемник» — моноплан И-16

Источники: В.Е.Юденок. Самолеты СССР Второй мировой войны.

Варианты вооружения. Истребитель И-153 «Чайка»

Варианты вооружения

Еще на стадии проектирования И-153 военные требовали установки на самолет крупнокалиберных пулеметов. Первый И-153 № 6021 с двумя 12,7-мм пулеметами ТКБ-150 (вместо двух верхних ШКАСов) проходил полигонные испытания в августе 1939 г. Каждый пулемет имел боезапас по 165 патронов. Для перезарядки на самолете установили дополнительный баллон со сжатым воздухом.

Чуть позже появился вариант с одним синхронным крупнокалиберным пулеметом ТКБ-150 (позже эти пулеметы в синхронном варианте получили обозначение БС — Березина синхронный) и двумя ШКАСами. Оружие испытали на И-153 № 6506 в феврале — марте 1940 г., и в таком виде самолет рекомендовали к запуску в серийное производство. Установка одного крупнокалиберного пулемета вместо двух (аналбгичная история с И-16 тип 29) объясняется тем, что в 1940 г. крупносерийное производство пулеметов ТКБ-150 еще не началось и на все самолеты их попросту не хватало. Осенью 1940 г. на полигоне под Кубинкой три И-153 (№ 8527, 8528 и 8545), вооруженные пулеметами Березина прошли войсковые испытания. До конца года авиазавод № 1 выпустил полторы сотни «Чаек» с таким вооружением.

Подвеска бомбы на подкрыльевые держатели И-153

Не менее заманчивой представлялась установка на «Чайке» 20-мм скорострельных авиационных пушек ШВАК. Снаряд этой пушки превосходил по массе пулю крупнокалиберного пулемета в два раза (96 и 48 г соответственно), разрушающая способность была выше в несколько раз. Но если на И-16 пушки установили вне диска вращения воздушного винта, на И-153 их решили установить в синхронном варианте, со стрельбой через винт. При этом имелись сомнения в успехе. Представлялось, что в отдельных случаях (затяжной выстрел) снаряд может попасть в лопасть и перебить ее.

Вверху — 7,62-мм пулемет ШКАС, внизу — 12,7-мм пулемет УБ

Для уменьшения такой вероятности конструкторские бюро Н. Поликарпова и Б. Шпитального провели большую исследовательскую работу. Принятую во всем мире регулировку момента выстрела «после лопасти», заменили регулировкой «до лопасти», а стрельбу на малых оборотах исключили. Для уменьшения «углов относа» использовали привод синхронизации внутри пушки, то есть импульс синхронизации стал передаваться не на затыльник, а к началу ствольной коробки. Все эти и другие нововведения позволили говорить о безопасности стрельбы из синхронных пушек. Чтобы развеять последние сомнения намеренно добились пробития лопасти сначала на земле, а затем и в воздухе (летал Б. Уляхин). Пробитая при этом как гвоздем лопасть воздушного винта осталась работоспособной, мотор тянул и позволял благополучно добраться домой.

В начале 1940 г. построили войсковую серию из трех пушечных самолетов, обозначенных И-153П(№ 6578,6598, 6760). Летом 1940 г. И-153П проходили испытания в 16-м иап 24-й авиадивизии Московского военного округа. По отзывам пилотов, пушечные «Чайки» стали немного инертнее, основным неудобством было то, что прозрачный козырек сильно загрязнялся пороховой гарью. В целом испытания прошли успешно. Решили построить еще несколько таких пушечных аппарата. Но (по заводским данным) построили всего пять экземпляров И-153П. Известно, что три пушечных И-153 летом 1940 г. поступили на вооружение 60-й авиабригады ЗакВО.

И-153, оборудованный четырьмя бомбодержателями под нижним крылом

Почти одновременно с пушечными «Чайками» велись испытания штурмовых подвесок. И-153 «Ш» и И-153 «УШ» имели под нижним крылом обтекаемые каплевидные контейнеры с пулеметами ШКАС (всего четыре) или бомбовые кассеты по двадцать 2.5-кг бомб в каждой.

Во второй половине 1940 г. велись испытания И-153 с реактивными снарядами РС-82. До конца года более четырехсот самолетов оборудовали узлами для установки PC. Переделка сводилась в основном к дополнительной металлической обшивке на нижней поверхности нижнего крыла.

Поделитесь на страничке

Следующая глава >

И-153 Чайка Фото. Видео. Скорость. Вооружение. ТТХ

Истребитель-биплан смешанной конструкции, задуманный Н. Поликарповым как глубокая модернизация И-15, направленная на существенное улучшение скоростных качеств. Главным новшеством стало введение убираемого шасси. Кроме того, конструктор предусмотрел применение более мощного двигателя, замену устаревших пулеметов ПВ-1 новыми ШКАС. Переделке подвергся центроплан верхнего крыла, сохранивший характерную форму «чайки», но с увеличенным развалом, что позволило улучшить аэродинамику самолета и обзор с места пилота. Проект самолета, получившего обозначение И-153, был утвержден 11 ноября 1937 г., а первый из двух прототипов с двигателем М-25В вышел на испытания в августе 1938 г.

И-153 Чайка — видео

Осенью 1939 г. были готовы 2 первых экземпляра с моторами М-63, считавшиеся серийными, но на деле использовавшимися для испытаний. Серийное производство осуществлялось московским авиазаводом № 1, выпустившим до 1941 г. 3437 самолетов И-153 (1011 в 1939 г., 2362 в 1940 г. и 64 в 1941 г), из них 345 с моторами М-63, остальные — М-62. Первым сражением для «Чаек» стали бои на Халхин-Голе в середине 1939 г. В июле-августе в район боевых действий прибыло в общей сложности 70 И-153, показавших себя весьма неплохими истребителями. Самолет показал преимущество в скорости и маневренности над японским истребителем-монопланом Ки-27.

К началу советско-финляндской войны у границы с Финляндией сосредоточили 119 И-153 ВВС РККА. В начальный период конфликта использование «Чаек» на фронте отмечалось как эпизодическое -большинство И-153 несли боевое дежурство в системе ПВО Ленинграда. Их боевое применение активизировалось в феврале-марте 1940 г. В частности, в указанный период И-153 широко привлекались для сопровождения бомбардировщиков.
До 21 трофейного И-153 использовали ВВС Финляндии. 5 из них были захвачены в ходе «зимней войны», ещё 10 были проданы Германией в конце 1942 г., остальные были захвачены осенью 1941 г. и в 1942 г. Самолеты первоначально эксплуатировались в группе LeLv 6, с ноября 1942 г. — в Lelv 30, а с весны 1944г. -в разведывательной группе LeLv 16, обеспечивавшей боевые действия в районе Онежского озера. Финские «Чайки» служили до февраля 1945 г.
В первой половине 1940 г. 93 И-153 поступили в Китай. Самолеты привлекались для обеспечения ПВО крупных городов и в основном были потеряны к середине 1941 г., хотя боевые вылеты отдельных «Чаек» в Китае отмечались в 1942-1943 гг.

Накануне нападения Германии на СССР в истребительных полках приграничных округов имелось порядка 1300 И-153 (примерно 30 % их состава), ещё более 200 «Чаек» числилось в ВВС Черноморского, Балтийского и Северного флотов. Имелись они и в ряде штурмовых полков. И если противостоять «мессершмиттам» И-153 не могли, то против бомбардировщиков и разведчиков противника они применялись с некоторым успехом. Характерно, что первый ИАП, получивший наименование гвардейского 6 декабря 1941 г., воевал именно на И-153 (и на И-16). Им стал 29-й ИАП, переброшенный в первые недели войны с Дальнего востока и действовавший на Западном фронте.
Весьма распространены «Чайки» были и в частях ПВО: 6-й ИАК ПВО, прикрывавший Москву, в середине июля 1941 г. имел 94 таких истребителя (из общего состава в 783 самолета), а 7-й ИАК ПВО, охранявший небо Ленинграда — 38 (из 242). Но если в этих двух соединениях к концу года «Чаек» почти не осталось, то в 8-м ИАК ПВО, прикрывавшем Баку и окрестные нефтепромыслы, в середине 1942 г. насчитывалось 141 И-153 (из 266 самолетов).

Основным применением для И-153 на советско-германском фронте стали штурмовые удары. В таком амплуа применялись не только «Чайки» штурмовых авиаполков, но и истребительных, а при приближении противника к Москве и Северному Кавказу — даже из полков 6-го и 8-го ИАК ПВО. В 1942 г. эскадрильи И-153 были включены в состав некоторых ночных бомбардировочных авиаполков для прикрытия У-2.
По состоянию на 1 июля 1942 г. советская фронтовая авиация располагала 83 И-153, а год спустя их осталось на фронте 36 единиц. Естественно, о широком боевом применении речь не шла, но для прикрытия внутренних конвоев в Белом море ВВС Северного флота применяли И-153 вплоть до мая 1945 г.!
Являясь венцом развития концепции маневренного истребителя-биплана, И-153 стоит в одном ряду с CR.42 и «Гладиатором», выгодно отличаясь от них наличием убирающегося шасси. Превосходя предшественника — И-15бис — по скорости примерно на 50 км/ч, «Чайка», однако, не могла тягаться со скоростными монопланами. Тем не менее, она интенсивно применялась на фронтах ВОВ для решения весьма разнообразных задач.

Модификации

И-153 — М-25В  — первые серийные экземпляры

И-153П — М-62  — такой же, как предыдущий, но вместо 4-х ШКАС — 2 ШВАК — синхронные. Был в серии (построено 8 машин).

И-153В — М-62  — высотный с герметической кабиной (сварной) А. Я. Щербакова. Опытный.

И-153В — М-63 ТК.ГК. — имел 2 турбокомпрессора ТК-3 и мягкую кабину. Опытный.

Тактико-технические характеристики И-153 Чайка

— Производитель: ГАЗ №1 (Москва)
— Главный конструктор: Поликарпов Н. Н.
— Первый полёт: август 1938
— Конец эксплуатации: 1945
— Годы производства: осень 1939 — 1941
— Единиц произведено: 3437

Экипаж И-153 Чайка

— 1 пилот

Размеры И-153 Чайка

— Длина: 6,275 м
— Размах крыла: верхнего 10,0 м, нижнего 7,5 м
— Высота: 3,425 м
— Площадь крыла: 22,14 м² (обоих крыльев)
— Нагрузка на крыло: 84 кг/м²

Вес И-153 Чайка

— Масса пустого: 1 348 кг
— Нормальная взлётная масса: 1 765 кг
— Максимальная взлётная масса: 1 859 кг
— Масса топлива во внутренних баках: 240 кг
— Объём топливных баков: 316 л

Двигатель И-153 Чайка

— 1 × радиальный М-62
— Мощность двигателей: 1 × 1000 л. с. (1 × 610 кВт (номинальная, у земли))
— Тяговооружённость: 328 Вт/кг

— Воздушный винт: ВИШ АВ-1
— Диаметр винта: 2,8 м

Скорость И-153 Чайка

— Максимальная скорость: у земли 366 км/ч, на границе высотности 426 км/ч
— Скорость сваливания: 110 км/ч
— Скороподъёмность: 15 м/с
— Время набора высоты 3000 м: 5,5 мин.
— Время набора высоты 11000 м: 31 мин.
— Длина разбега: 106 м

Дальность полета И-153 Чайка

— 740 км (практическая)

Практический потолок И-153 Чайка

— 11 000 м

Вооружение И-153 Чайка

— Стрелково-пушечное: 4 × 7,62 мм пулемёта ШКАС с боекомплектом 2500 патр.
— Неуправляемые ракеты: до 8 × РС-82
— Бомбы: до 200 кг

 

Фото И-153 Чайка

Добавить комментарий

Чайки над морем. Альтернативные палубные самолеты Шаврова-Бартини из мира коллеги Aley-я. Часть 1

Хочу выразить благодарность коллегам Aley, redstar72, ESur за помощь в написании, редактировании, окраске фотографий (Aley)  и коллеге бороде за раскраску профилей.

Ложкой дегтя в замечательной статье «Некоторые фантазии об альтернативном флоте СССР извлеченные из нощных моих размышлений. Часть 1.» уважаемого коллеги Aley-я стал состав авиагруппы советского авианосца «Красный авиатор». Если дряхлые Р-5Т в роли торпедоносцев и разведчиков и И-15/И-152/И-153 в роли истребителя еще худо-бедно могли выполнять свои задачи (соревнуясь по степени устарелости с Fairey Swordfish, Gloster Gladiator, Yokosuka B4Y и Grumman F3F), то И-15/И-152/И-153 в роли пикирующего бомбардировщика были откровенным издевательством.

Поэтому по просьбе нашего уважаемого коллеги были сделаны наметки о возможном составе авиагруппы на 1940-41 года. Из тех наметок и родилась данная статья. В качестве исходных данных были приняты следующие допущения (1 и 2 — коллеги Aley-я, 3 и 4 — мои):

  1. полноценное применение и обслуживание поставленных по ленд-лизу торпедоносцев Grumman TBF Avenger,
  2. наличие на авианосце мощных опреснительных установок, обеспечивающих возможность применения авиагруппы, состоящей из самолетов с двигателями, имеющими водяное охлаждение,
  3. начало разработки самолетов — 1936 год и совпадение по времени с конкурсом на многоцелевой самолет «Иванов»,
  4. доведение до серийного производства палубных самолетов.

Последнее допущение является в данной АИ самым важным. Дело в том, что в ходе репрессий 1937-1938 гг. многие составители и даже лица, утверждающие планы развития РККФ, канули в лету. Также пострадал ряд инженерно-технических работников высокой квалификации, что могло как затормозить создание новых самолетов, так и вовсе вычеркнуть их из планов как «вредительские». Окончание периода «ежовщины» совпало с развертыванием программы строительства новых скоростных самолетов для ВВС РККА, в связи с чем все предложения моряков по созданию машин под свои специализированные требования, равно как выделение ряда ОКБ (Бериева, Четверикова и Голубкова) были отклонены. Вместо этого им порекомендовали довольствоваться едиными с РККА типами машин, модифицированными под флотские требования. Т.е. «Красный авиатор» вместо специализированных машин мог получить в качестве истребителей и пикировщиков все те же И-152/153, а в качестве торпедоносца/бомбардировщика»Иванов» (поликарповский или суховский) или кочеригинский СР.

Содержание:

Выработка требований к матчасти

Опытная эксплуатация Р-5Т/Р-5ТМ¹ и И-15/И-152 в составе авиагруппы авианосца «Красный авиатор» в руководстве РККФ с самого начала осознавалась как временная мера, направленная на то, чтобы обучить летные кадры и накопить опыт применения с определением требуемых типов самолетов и выработкой их тактико-технических данных.

Первые советские палубные самолеты середины-конца 30-х годов (Р-5Т и И-15)

Первые советские палубные самолеты середины-конца 30-х годов (Р-5Т и И-15)

К началу 1936 года (по результатам опытного применения собственной матчасти и полученных разведкой данных о принятых на вооружение палубных самолетов вероятных противников) в недрах управления ВМС РККА было принято решение о замене авиапарка и выработке тактико-технических требований (ТТТ) на создание самолетов новых типов.

Схемы Р-5ТМ

Опыт и развединформация позволили вполне четко определить закладываемые в ТТТ характеристики машин:

вернуться к меню ↑

Типы палубных самолетов

В ходе выбора типажа рассматривались назначение самолетов, входящих в состав авиагрупп основных эксплуатантов палубной авиации:

  • САСШ — в состав авиагруппы входят трехместные торпедоносцы/бомбардировщики, двухместные пикировщики, одноместные истребители,
  • Япония — в состав авиагруппы входят трехместные торпедоносцы/бомбардировщики, двухместные пикировщики, одноместные истребители,
  • Великобритания — в состав авиагруппы входят трехместные торпедоносцы/бомбардировщики, двухместные истребители,
  • СССР — в состав авиагруппы входят одноместные (впоследствии двухместные) торпедоносцы/бомбардировщики/разведчики, одноместные пикирующие бомбардировщики/штурмовики, одноместные истребители.

Некоторые из потенциальных противников советской палубной авиации середины-конца 30-х годов — Fairey Swordfish.

Некоторые из потенциальных противников советской палубной авиации середины-конца 30-х годов — Gloster Sea Gladiator.

Некоторые из потенциальных противников советской палубной авиации середины-конца 30-х годов — Grumman F3F.

В ходе обсуждения было решено, что авиагруппа должна включать следующие самолеты со следующим количеством экипажа (в скобках указаны функции, выполняемые членами экипажей):

  • дальний разведчик — двухместный (летчик, наблюдатель-стрелок),
  • лидер соединения — двухместный (летчик, штурман-стрелок),
  • торпедоносец — двухместный (летчик, стрелок),
  • бомбардировщик — двухместный (летчик, бомбардир-стрелок),
  • пикировщик — одноместный (летчик),
  • истребитель — одноместный (летчик).

В целях удешевления и ускорения разработки и ввода в эксплуатацию было решено совместить типы самолетов и заказать разработку двух базовых семейств, машины которых должны иметь большое количество общих унифицированных узлов и деталей (общими предполагались двигатели, включая их капотирование, вооружение и оборудование). Также желательной была межсемейственная унификация.

Первая машина должна была взять на себя функции дальнего разведчика, лидера, торпедоносца и бомбардировщика, вторая — пикировщика и истребителя.

вернуться к меню ↑

Габариты самолетов

Как известно габариты палубного самолета определяются размерами ангаров и самолетоподъемников. И поэтому при составлении ТТТ данный пункт не стал критичным и вызывающим много споров. Дело в том, что во время переделки «Измаила» в авианосец был предусмотрен вариант применения корабля в качестве транспорта сухопутной авиации на удаленные ТВД. Поэтому самолетоподъемники (габаритные размеры 15,5 м × 13 м) и ворота ангаров были сделаны такими, чтобы обеспечить возможность перемещения и подъема без складывания крыльев одномоторных самолетов РККА, как стоящих на вооружении в тот момент, так и принимаемых на вооружение.

вернуться к меню ↑

Материал конструкции

В ходе опытной эксплуатации Р-5Т/Р-5ТМ и И-15/И-152 было выяснено, что агрессивная среда отрицательно воздействует на деревянные элементы конструкции этих машин, быстро приводя последних в полную непригодность. Исходя их этого в ТТТ было указано, что конструкция самолетов исключительно цельнометаллическая. Ряд узлов самолетов должен был иметь антикоррозионную защиту.

вернуться к меню ↑

Летно-технические характеристики

вернуться к меню ↑
Торпедоносец/разведчик/бомбардировщик/лидер соединения (ТРБЛ)

От ТРБЛ требовали обеспечения следующих ЛТХ:

  • максимальная скорость 400-450 км/ч;
  • посадочная скорость 80-85 км/ч;
  • практический потолок 9-10 км;
  • дальность полета при нормальной грузоподъемности на экономической скорости — 2000 км;
  • нормальная грузоподъемность — 1000 кг;
  • экипаж 2 чел.;
  • вооружение:
    • стрелковое 4×7,62-мм передних пулемета ШКАС, 1×7,62-мм пулемет ШКАС в оборонительной турели ТУР-МВ-2
    • бомбовое 1000 кг или 1 торпеда 45-36
    • типоразмер бомб 250, 500, 1000 кг
вернуться к меню ↑
Истребитель/пикирующий бомбардировщик (ИПБ)

4.2.1 К пикирующему бомбардировщику были выдвинуты следующие ЛТХ

  • максимальная скорость 450-500 км/ч;
  • посадочная скорость 80-85 км/ч;
  • практический потолок 9-10 км;
  • дальность полета при нормальной грузоподъемности на экономической скорости — 2000 км;
  • время набора высоты 5000 м — 6,5-7,5 мин;
  • нормальная грузоподъемность (пикирующий бомбардировщик) 500 кг;
  • максимальная грузоподъемность (пикирующий бомбардировщик) 750 кг;
  • экипаж 1 чел.;
  • вооружение:
    • стрелковое 4×7,62-мм пулемета ШКАС
    • бомбовое: типоразмер бомб 250, 500 кг
вернуться к меню ↑
К истребителю были выдвинуты следующие ЛТХ
  • максимальная скорость 500-550 км/ч;
  • посадочная скорость 80-85 км/ч;
  • практический потолок 9-10 км;
  • дальность полета при нормальной грузоподъемности на экономической скорости — 2000 км;
  • время набора высоты 5000 м — 5,5-6,0 мин;
  • максимальная грузоподъемность 250 кг;
  • экипаж 1 чел.;
  • вооружение:
    • стрелковое 4×7,62-мм пулемета ШКАС или 2×20-мм пушки ШВАК;
    • бомбовое: типоразмер бомб 100, 250 кг
вернуться к меню ↑

Специальное оборудование

Все разрабатываемые самолеты должны были иметь обзор в 360° и быть оснащены специальным оборудованием для выполнения приземления на палубу. На самолеты должны быть установлены приемо-передающие радиостанции 13-СКМ (М — морской вариант).

вернуться к меню ↑

Силовая установка

В соответствии с заложенным в п.1 принципом унификации ТТТ было внесено требование обеспечения двух базовых машин двигателем одного типа. По условиям эксплуатации палубных самолетов стран империалистического окружения более предпочтительными были двигатели воздушного охлаждения, не требовавшие запаса воды. Однако имевшиеся в наличие двигатели воздушного охлаждения не могли развить мощность, необходимую для выполнения заданных летно-технических требований. Поэтому исходя из опыта эксплуатации на «Красном авиаторе» торпедоносцев Р-5Т/Р-5ТМ (запас тоннажа и отличная работа развитой системы опреснения воды) в выборе силовой установке было решено отдать предпочтение двигателю водяного охлаждения конструкции А.А. Микулина — АМ-34ФРН.

вернуться к меню ↑

Сроки предоставления проектов

  • 31 марта 1936 года — эскизные проекты самолетов
  • 31 августа 1936 года — проекты и макеты самолетов
  • 31 марта 1937 года — опытные образцы самолетов

Выдача техзадания состоялась в январе 1936 года.

вернуться к меню ↑

Проектирование и разработка

Одновременно с выдачей управлением ВМС РККА техзаданий на палубные самолеты в начале 1936 года Управление ВВС РККА предложило действующим конструкторским бюро к 20 декабря 1936 г. спроектировать многоцелевой боевой скоростной моноплан под двигатель АМ-34ФРН. Этот двигатель, взлетной мощностью 1200 л.с, номинальной 1025-1050 л.с, с сухим весом 690 кг представлялся на тот момент наиболее приемлемым для осуществления подобной задачи, так как являлся реальным продуктом отечественной авиамоторной промышленности. Требования к скоростной многоцелевой машине были практически идентичны требованиям, указанным в техзадании на ТРБЛ и поэтому в управлении ВМС РККА решили «оморячить» наиболее понравившийся проект.

В течение означенного промежутка времени конструкторские коллективы Григоровича, Поликарпова, Немана, Кочеригина, Сухого и Ильюшина предоставили свои предложения на уровне эскизных проектов. И если в выборе сухопутного самолета Управление ВВС уменьшило когорту созидателей до трех участников: Поликарпова, Немана и Сухого, то управление ВМС РККА в своих предпочтениях остановилось на проектах Д.П. Григоровича и С.В. Ильюшина.

От цельнодеревянного самолета Немана моряки отказались сразу же, Кочеригину и представившему семейство машин (истребитель, штурмовик-разведчик и корректировщик) под мотор АМ-34 Н.Н. Поликарпову также был дан отказ из-за смешанной конструкции их машин. Наиболее удачным самолетом конкурса был «Иванов» Сухого, который вообще мало подходил для действий с авианосца — это был скорее скоростной легкий ближний бомбардировщик.

Проект истребителя Н.Н. Поликарпова под двигатель АМ-34

Внимание моряков привлекли к себе самолеты Григоровича и Ильюшина. Отвергнутые ВВС проекты штурмовиков-разведчиков Григоровича и Ильюшина определенно не были лучшими в числе конкурсантов: машина Григоровича была переразмерена и с трудом вмещалась в самолетоподъемник, расчетные характеристики также были ниже, чем у конкурентов; самолет Ильюшина представлял собой лишь самые общие наметки.

Схемы дальнего штурмовика-разведчика Григоровича

Возможно сказалось желание моряков быть особняком от сухопутчиков, а возможно, что сыграли административный ресурс в лице оставшегося на своем посту начальника отдела опытного самолётостроения и старая память, поскольку Дмитрий Павлович был тесно связан с тематикой флотской авиации еще в Первую Мировую войну. Однако наиболее вероятной является приведенная в «Истории конструкций самолетов в СССР. До 1938 года» В.Б. Шаврова версия о предпочтении моряками крупноразмерных цельнометаллических конструкций.

С истребителем/пикирующим бомбардировщиком было немного проще: еще в 1935 году Ильюшин стал проектировать истребитель с мощным мотором АМ-34 и был единственным кроме уже упоминавшегося Поликарпова и Григоровича (его проект представлял собой переделку ИП-2 под мотор АМ-34), кто вовремя предоставил управлению ВМС РККА эскизный проект. Оба эскизных проекта не полностью удовлетворяли требованиям моряков, но предпочтение было отдано машине Григоровича, как требующей меньших доработок.

Однако произошло то, чего никто не мог предполагать — у Дмитрия Павловича обнаружили резко прогрессировавший рак крови. В результате в наркомате авиапромышленности было принято решение об временном объединении двух работавших над палубными самолетами КБ в одно. В результате такого решения ОКБ-153 (Григоровича) и ЦКБ авиазавода № 39 (Ильюшина) были слиты: приказом ГУАП главным конструктором объединенного КБ по тематике палубной авиации (название осталось старым — ОКБ-153) назначался Д.П. Григорович, но учитывая его постоянно ухудшающееся здоровье, бразды правления в свои руки взял назначенный его заместителем Сергей Ильюшин.

Поскольку у С.В. Ильюшина помимо доработки эскизных проектов ИПБ и ТРБЛ была еще административная работа и не менее важные работы по организации переоснащения выделенного под производство палубных самолетов завода №240 и внедрению ДБ-3 на заводах №№18, 39, 126 и по модификациям этого самолета, то фактическим руководителем проектов был зам. Григоровича В.Б. Шавров. Помошником и научным консультантом Шаврова выступил незадолго до этого перешедший в ЦКБ-39 Р.Л. Бартини.

вернуться к меню ↑

Истребитель/пикирующий бомбардировщик

За основу истребителя/пикирующего бомбардировщика был взят хорошо знакомый Шаврову проект ДГ-54. Последний истребитель Григоровича был значительно доработан: была произведена замена мотора, перепроектирована и усилена моторама, для парирования крутящего момента была примерно на метр увеличена длина самолета, изменены его поперечное сечение и хвостовая часть. Венчал фюзеляж фонарь с большой площадью остекления.

Жестко заданное требования ТЗ обеспечения дальности 2000 км и хороших взлетно-посадочных характеристик заставило разработчиков пойти на ряд неодинарных решений. Так было решено освободить крыло от каких-либо дополнительных устройств: вооружение и радиаторы было решено перенести в фюзеляж, оставив в крыле только механизацию, шасси и топливные баки. Чтобы уменьшить высоту стоек шасси крылу была оставлена схема «обратная чайка». Чтобы уменьшить занимаемую шасси площадь крыла, также были оставлены стойки шасси исходного проекта ДГ-54. Изменения коснулись кинематики стоек: благодаря расчетам Бартини при сохранении прежнего занимаемого объема, они были увеличены и усилены.

После изучения оперативно закупленного Seversky SEV-1XP, тонкое крыло истребителя было перепроектировано: оно получила один главный и два вспомогательных лонжерона и мощную механизацию передней и задней кромок. На консоли крыла устанавливались автоматические предкрылки, зависающие элероны и разрезные закрылки, на центропланной части консолей крыла устанавливались посадочные щитки. При выпуске шасси механизация выпускалась автоматически. Также автоматически выпускались предкрылки при выполнении виража, а разрезные закрылки и элероны — при пикировании.

Внутреннее пространство крыла было разбито на сегменты под размещение топливных баков. Используя при разработке крыла машину Прокофьева-Северского, Шавров и Бартини для своих самолетов не стали слепо копировать топливную систему. Топливные баки являлись составной частью силовой конструкции крыла и каждый бак состоял из двух секций, передней и задней, между которыми проходил основной лонжерон. Нервюры играли роль перегородок и были приклепаны к обечайке и стенкам баков. Обечайка была выполнена из листа дюралюминия. В отличие от «мокрого крыла» любая секция бака могла быть легко демонтирована для проведения ремонта или замены. Поводом использовать такую схему установки баков стало желание Шаврова и Бартини обеспечить максимально высокую плотность компоновки и минимизировать вес и габариты топливной системы. Немного позднее подобная конструкция топливных баков была применена на британском истребителе Уэстленд «Уирлуинд».

Для обеспечения взлета пикировщика с подфюзеляжной 500-кг бомбой убирающееся хвостовое колесо было сделано с большим ходом штока.

Поскольку в варианте торпедоносца/пикирующий бомбардировщика подфюзеляжные водо- и маслорадиаторы «затенялись» торпедой/авиабомбой и параллелограммным механизмом, то были рассмотрены два варианта их переноса:

  1. вперед под мотор,
  2. перенос радиаторов в заднюю часть фюзеляжа.

Если первый вариант вызывал увеличение лобового сопротивления, то второй вариант, предлагал ряд компоновок:

  • выдвижной радиатор;
  • внутреннее расположение водо- и маслорадиаторов:
    • воздухозаборник внизу, выход вверху;
    • воздухозаборник вверху, выход внизу;
    • воздухозаборники на бортах, выходы на бортах.

Первые три варианта, несмотря на их традиционность (выдвижной радиатор) и новаторство (внутреннее расположение радиатора с вертикальным перемещением потока охлаждающего воздуха) или давали дополнительное сопротивление при охлаждении, или не обеспечивали унификацию с ТРБЛ, не обеспечивая стрелку возможности ведения огня.

Схемы проекта ИПБ

Несмотря на крайнюю необычность, последний вариант оказался весьма перспективным — продувки в аэродинамической трубе ЦАГИ показали, что лобовое сопротивление оказалось наименьшим из всех четырех вариантов. Для уменьшения лобового сопротивления охлаждающий воздух разгонялся специальным вентилятором, приводимым в движение небольшим компрессором, работающим на выхлопных газах, часть которых отбиралась от основнух патрубков. Еще одной особенностью системы охлаждения была возможность применения задних створок водо- и маслорадиаторов ИПБ при пикировании в качестве тормозных щитков.

Синхронные пулеметы ШКАС или пушки ШВАК устанавливались в фюзеляже. Под крылом и фюзеляжем самолета в варианте пикировщика были предусмотрены съемные держатели на две 100 или 250-кг бомбы и параллелограммный механизм под бомбы калибром 250-500 кг.

вернуться к меню ↑

Торпедоносец/разведчик/бомбардировщик/лидер соединения

Используя наработки по проектам Григоровича и Ильюшина и замечания управления ВМС РККА к проекту Григоровича, Шавров и Бартини решили создать новую машину на основе отвергнутого ВВС ильюшинского проекта легкого скоростного штурмовика/разведчика. Проект ТРБЛ должен был быть конструктивно схож с проектом ИПБ.

Фюзеляж машины был увеличен до примерно 11,5 метров, носовая часть с синхронными пулеметами была взята из проект ИПБ. Кабина пилотов, подобно кабинам других участников конкурса на многоцелевой боевой скоростной моноплан, получила большую длину, место пилота было смещено немного вперед, а штурмана/бомбардира/стрелка — назад, создав между из рабочими местами достаточное расстояние для эргономичного применения бомбового прицела. Кабина штурмана/стрелка была оборудована вращающейся турелью под пулемет ШКАС.

Машина получила новое крыло эллиптической формы увеличенных по сравнению с прототипом (ДГ-54) габаритов (размах увеличен с 11,285 м до 14,415 м) и площади (с 21,70 м² до 36,60 м²). Также для обеспечения дальности полета в 2000 км по сравнению с ИПБ были увеличены объемы внутрикрыльевых топливных баков.

Схемы проекта ТРБЛ

Ниши шасси были увеличены в длину, также были усилены и увеличены по сравнению с ИПБ и стойки шасси. Стойка хвостового колеса была взята с проекта ИПБ практически без изменений.

Под фюзеляжем был установлен мост для крепления торпед 45-12 и 45-36АВА. Под консолями крыла были установлены по два держателя, рассчитанные на подвеску 250 и 500 кг бомб.

Без изменений с ИПБ на ТРБЛ перекочевали и радиаторы.

В начале августа 1936 года доработанные проекты были представлены в управление ВМС РККА. Также комиссии управления были представлены деревянные макеты ТРБЛ и ИПБ. После ознакомления макетами и расчетными характеристиками представители управления флота придирок имели мало: было указано поменять расположения ряда приборов на приборной панели пилота. Требование обеспечения максимальной скорости, практического потолка, посадочной скорости конструкторы обеспечивали. Основным несоответствием был увеличенный по сравнению с представленным КБ авиамоторного завода № 24 расход топлива опытного мотора АМ-34ФРН то, что разработчики отрицали возможность обеспечить боевому одномоторному самолету с нормальной нагрузкой дальность 2000 км и настойчиво требовали или обеспечить заданный расход топлива, или урезать значение дальности на четверть.

В ходе обсуждения было решено оставить требование дальности полета при нормальной грузоподъемности на экономической скорости в 2000 км; до доведения расхода топлива мотором до требований ТЗ разрешалось достигать этой дальности установкой подвесных топливных баков.


  1. Р-5Т с М-17 был не очень удачной попыткой решить сложную задачу просто и дешево. Этот самолет был с одним членом экипажа, низкими летными данными, практически полным отсутствием обороноспособности и примитивным оборудованием. После первой серии Р-5Т в производство была запущена вторая серия с двигателями М-34 (Р-5ТМ), повысившим грузоподъёмность и давшим возможность вернуть в экипаж стрелка.

источники идей и цитат:

  • http://lib.rus.ec/b/198912/read
  • http://ru.wikipedia.org/wiki/Psl_Väinämöinen
  • Михаил Маслов «Утерянные победы советской авиации» 
  • http://alternathistory.com/letayushchie-chemodany-v-nebe-zapolyarya-torpedonosets-handley-page-hampden-tbi
  • Дмитрий Соболев «Северский» против И-16; Крылья Родины 02/1997
  • http://www.airwar.ru/enc/fww2/2pa.html
  • Игорь Сеидов «Оружие смелых» История авиации №16
  • Опоздавший «Вихрь» «Авиация и космонавтика» 1996 05

Поликарпов «И-15 Чайка», Истребитель | Энциклопедия военной техники

Поликарпов И-15 и И-15бис “Чайка”

Созданный на основе модели И-5, опытный биплан ЦКБ-3, спроектированный Поликарповым, отличался вмонтированным в фюзеляж верхним крылом, I-образными межкрыльевыми стойками и свободнонесущими балочными основными стойками шасси, на которые можно было установить обтекатели колес. В. П. Чкалов совершил на нем первый полет в октябре 1933 г. На самолет ЦКБ-3 был установлен импортный звездообразный двигатель Райт Циклон (Wright Cyclone) SGR-1820-F3 мощностью 529 кВт (710 л.с.), имевший кольцевой капот Тауненда. Производство началось в 1934 г., и, поскольку не было более мощного двигателя, 404 серийных самолета И-15 Чайка, построенных до 1936г., имели звездообразный двигатель М-22 мощностью 358 кВт (480 л.с.), который ограничивал максимальную скорость до 320 км/час (199 миль/час). Следующие 59 самолетов имели двигатель Циклон SGR-1820-F3 с двухлопастным винтом Гамильтона (Hamilton). И двигатели, и винты были импортированы из США, а опытный самолет этой партии испытывался под обозначением ЦКБ-3бис в ноябре 1935 г. 21 ноября с самолета ЦКБ-3бис было снято все лишнее, и он поднялся до рекордной в СССР высоты 14575 м (47818 футов), пилотируемый Владимиром Коккинаки. Все эти самолеты были вооружены спаренными синхронизированными пулеметами ПВ-1, но последние 270 машин, оборудованные советским двигателем М-25 с винтом АВ-1 (созданными соответственно на основе силовой установки Райт и винта Гамильтон), имели по четыре пулемета. Последние самолеты И-15 были поставлены в 1937г., на некотором количестве самолетов с двигателями М-22 впоследствии были установлены моторы М-25. Истребители И-15 зарекомендовали себя как очень маневренные и эффективные машины. Они сражались с японцами на маньчжурской границе в 1938 г., и 155 машин воевали на стороне республиканцев в 1937 г. в Испании, где были вооружены двумя пулеметами ШКАС и назывались “Чато” (курносый). Правительство Испании построило по лицензии 287 самолетов И-15. Летные испытания прошли 12 экземпляров варианта самолета И-15 с прямым верхним крылом, в начале 1937г. совершил полет опытный самолет ЦКБ-3тер; он имел более мощный звездообразный двигатель M-25В, расположенный под капотом с длинной хордой, и модифицированное шасси с обтекателями колес; отличался верхним крылом, обычный центроплан которого был прикреплен к фюзеляжу с помощью пары скошенных N-образных стоек. Задняя кромка этого крыла имела вырез прямо над кабиной пилота. Как и на самолете И-15, элероны имелись только на верхнем крыле. Получивший обозначение И-15бис или альтернативное И-152, этот истребитель первоначально был вооружен четырьмя синхронизированными пулеметами ПВ-1 калибра 7,62 мм (0,3 дюйма), но на более поздних моделях они были заменены более эффективными пулеметами ШКАС того же калибра; небольшое количество машин летало со спаренными пулеметами БС калибра 12,7 мм (0,5 дюйма). Самолет И-15 переносил четыре бомбы массой 20 кг (44 фунта) на подкрыльевых креплениях, а модель И-15бис имела максимальную бомбовую нагрузку 150 кг (331 фунт). Производство истребителей И-15бис было прекращено в начале 1939 г. на 2408-м экземпляре. Они использовались в операциях против японцев в 1938-39 гг. и сыграли важную роль в зимней войне 1939-40гг. против Финляндии. Примерно 93 самолета были переправлены через Францию в республиканскую Испанию для подкрепления самолетам Чато (Chato) в последние месяцы 1938 г. Из них только 30 достигли пункта назначения, но они приняли незначительное участие в боевых действиях и вернулись обратно во Францию перед падением Испанской республики в 1939 г. Самолеты этого типа были прозваны “Супер Чато” (“Super Chato”). В 1937-38 гг. четыре советские эскадрильи были направлены в Китай, подвергшийся нападению Японии. К ним присоединилось еще не менее 186 истребителей И-15бис, поставленных военной авиации Китая, но они имели переменный успех, так как в последний период их превзошли японские истребители. В июне 1941 г. более 1000 истребителей И-15бис продолжали использоваться в советских ВВС. Большинство из них, однако, использовались для ближней поддержки и атак наземных целей, до того, как их заменил штурмовик Илюшина Ил-2. Многие из них были потеряны в первые месяцы немецкого вторжения, и к концу 1942 г. этот тип самолетов
исчез из состава фронтовых подразделений.

ВАРИАНТЫ
И-152ТК: обозначение одного самолета, оснащенного в 1939г. двумя турбонагнетателями ТК-3 и способного развивать скорость 435 км/час (270 миль/час) на высоте 6000 м (19685 футов).
И-152ГК: обозначение одного самолета, оборудованного в 1939г. герметичной кабиной.

Модификация  И-15
Размах верхнего крыла, м  9.75
Размах нижнего крыла, м  7.50
Длина, м  6.10
Высота, м  2.20
Площадь крыла, м2  21.9
Масса, кг 
  пустого  1012
  взлетная  1415
Тип двигателя  1 ПД М-22
Мощность, л.с.  1 х 480
Максимальная скорость , км/ч 
  на высоте  350
  у земли  285
Практическая дальность, км  500
Максимальная скороподъемность, м/мин  454
Практический потолок, м  7250
Экипаж, чел  1
Вооружение:  два 7.62-мм пулемета ПВ-1

Литые Самолеты Hotwings

Новости Covid-19. Мы открыты и отправляем. Максимально возможная удаленная работа и большие смены на складе для безопасности сотрудников. Берегитесь все!

Меню
  • Дом
  • Мой аккаунт
  • Информация о доставке
  • Свяжитесь с нами
  • Блог
  • База данных моделей
  • Видео канал
  • Бонусные баллы!
  • Корзина покупателя
    • Ваша корзина пуста!

  • Мой аккаунт
    • Войти / Зарегистрироваться через Facebook

      — ИЛИ —

      Адрес электронной почты:

Идеальное крыло самолета | Рейс сегодня

До начала Второй мировой войны отношения между британскими и немецкими авиационными инженерами были достаточно сердечными, чтобы Реджинальд Митчелл, главный конструктор Supermarine Spitfire, написал своему немецкому коллеге Эрнсту Хейнкелю, поздравляя его с He 70 Blitz.Blitz (нем. «Молния»), разработанный в 1932 году, был быстрым пятиместным почтовым самолетом. Одной из его примечательных особенностей была эллиптическая форма крыла в плане; другим была чрезвычайно гладкая поверхность его планера, приклепанного заподлицо. «Нам не удалось добиться таких плавных линий на самолете, на котором мы участвовали в гонках Schneider Trophy Race», — написал Митчелл Хейнкелю, а затем сообщил, что Blitz, который Rolls-Royce приобрел и оснастил их 810-сильным двигателем. Двигатель «Кестрел» был «заметно быстрее наших истребителей».”

Британские истребители того времени были устаревшими бипланами, так что сравнение не могло быть для Хейнкеля глубоким удовлетворением. Но щедрая оценка Митчеллом тщательно обтекаемого He 70 подтолкнула историю о том, что конструкция Spitfire была «скопирована», «заимствована у» или «под влиянием» Blitz.

Много лет спустя Беверли Шенстон, аэродинамик канадского происхождения, которая несла основную ответственность за конструкцию крыла Spitfire, категорически отвергла обвинение, указав, что эллиптическая форма крыла использовалась в других самолетах и ​​что ее преимущества были вполне очевидны. известный.

Действительно, достоинства эллиптических крыльев были сформулированы британским теоретиком Фредериком Ланчестером в 1907 году. Форма была выбрана для Spitfire «рано», сказал Шенстон, потому что Митчелл использовал толстые профили крыла на тусклом предшественнике Spitfire. , хотел более тонкие для нового истребителя. Проблема заключалась в том, что четыре пулемета 0,303 с каждой стороны, необходимые для Королевских ВВС, не помещались в тонкое крыло с прямым конусом. Конус эллиптического крыла начинался довольно далеко за борт, так что он удобно охватывал орудия.«Мне наплевать, эллиптическая она или нет, пока она закрывает оружие!» Шенстон сообщил, что сказал Митчелл.

Тем не менее, успех одного дизайна с заметной характеристикой не мог не повлиять на другие. Предполагаемое достоинство эллиптического крыла состояло в том, что, по крайней мере теоретически, оно создавало минимально возможное сопротивление подъемной силы или индуцированное сопротивление. Индуцированное сопротивление — это сопротивление, возникающее в результате простого действия по созданию подъемной силы, в отличие от сопротивления из-за трения кожи (сопротивление паразитов) и турбулентных водоворотов, оставшихся позади при прохождении самолета.Индуцированное сопротивление увеличивается по мере замедления самолета и увеличения угла, под которым крыло встречается с воздухом, поэтому оно в основном влияет на скорость набора высоты и маневрирование с большими перегрузками. С другой стороны, сопротивление паразитов влияет на максимальную скорость. Принцип, установленный Ланчестером, состоит в том, что индуцированное сопротивление минимально, когда распределение подъемной силы по размаху является эллиптическим, и существует уравнение, подтверждающее это.

Крылья умеренной стреловидности были обычным явлением в межвоенный период. Douglas DC-3, впервые взлетевший в 1935 году, имел крыло со слегка стреловидной передней кромкой (и прямой задней кромкой).(NASM (75-11812))

Идея всегда была скорее теоретической, чем практической. Реальные самолеты должны были иметь фюзеляжи и гондолы двигателей, зазоры на поверхности управления, радиаторы под крыльями, воздухозаборники и пушки, все из которых делало распределение подъемной силы отклонением от идеального гладкого эллипса. Битва за совершенство была неизбежно проиграна еще до того, как началась.

Тем не менее, чары эллипса сохранялись. Hawker Sea Fury использовал эллиптическое крыло, но почему-то не получил от него такой любви, как Spitfire.Основатель Republic Aircraft Александр де Северский и его главный конструктор Александр Картвели выступали за план крыла, характерный для довоенного P-35 и более позднего P-47 Thunderbolt: прямая передняя кромка с изогнутыми вершинами и полуэллиптическая задняя кромка, которая давала эллиптическое распределение площади без трудностей изготовления изогнутой передней кромки.

Другие фирмы пробовали трапециевидные крылья или крылья, приближенные к эллипсу с двумя или тремя трапециевидными панелями, и обнаружили, что они не заметно уступают эллиптическим.Закругленная законцовка крыла сохранилась как пережиток идеального эллипса, пока североамериканские P-51 и Grumman F6F Hellcat не отказались от нее. Hellcat продолжал практику округления кончиков оперения; но не Р-51, у которого оперение и стабилизатор были скруглены так же жестоко, как и крылья.

В конце концов, «идеальное» распределение подъемной силы и закругленный наконечник, похоже, не имели большого значения.

Что делало игру в конструкцию самолетов сложной и соблазнительной, так это то, что связь между причинами и следствиями часто была неясной.Может случиться так, что у самолета есть такая заметная особенность, как эллиптическое крыло Хейнкеля, но его хорошие (или плохие) характеристики на самом деле связаны с чем-то другим. В дизайнерских решениях всегда оставалось место для догадок, теории, здравого смысла и чокнутости, а также личного чувства стиля.

Для проницательного взгляда различия между крыльями Спитфайра и He 70 были столь же разительны, как и сходства. Крыло He 70, если смотреть в лоб, имеет форму перевернутой чайки, а на виде сверху сужается к фюзеляжу.Обе функции были предназначены для уменьшения аэродинамических помех между фюзеляжем и крылом. Spitfire, однако, проигнорировал обе эти усовершенствования и использовал объемный обтекатель крыла, что упростило конструкцию крыла, но могло стоить немного скорости или скороподъемности.

Перевернутое крыло «чайки» у Vought F4U позволило стойкам шасси быть короткими и прочными, но заставляло самолет непредсказуемо катиться во время сваливания. (Тони Хисгетт)

Композиция в виде перевернутой чайки была фаворитом Ричарда Фогта, креативного главного дизайнера немецкой фирмы Blohm & Voss.Он использовал его в пикирующем бомбардировщике, который напоминал маленькую Штуку, и в Ha 139, поплавковом самолете с четырьмя двигателями, который летал по маршрутам пассажирских перевозок и почты над Южной Атлантикой до войны. Затем Фогт попробовал противоположную конструкцию — вертикальное крыло чайки — на трехмоторной летающей лодке.

Конструкторы средних летающих лодок часто использовали крыло чайки для размещения крыльевых двигателей подальше от воды. Но Фогт зашел слишком далеко. Внутренние панели крыла его трехмоторного Ha 138 образовывали крутой V-образный вырез, а средний двигатель располагался на пилоне между ними.Аэродинамика конструкции оказалась настолько неудачной, что он был вынужден заменить крыло чайки на прямое, но не раньше, чем в британском авиационном журнале появилась эта подпись к фотографии 138:

.

Ричард Фогт, тот самый оригинальный человек
Оказывается, самолеты уродливее
Подходит любой другой конструктор.
Здесь показано Балтийское море
Типичное чудовище Фогта,
One-Three-Eight от B и V.

Крылья с изгибами (у многих они были, хотя бы между прямым центропланом и внешними панелями) скрывали основную характеристику практически всех крыльев, а именно двугранную. Двугранный — это небольшой наклон крыльев вверх или, по крайней мере, их внешних панелей. Его цель — заставить самолет вернуться к горизонтальному полету после нарушения нормальной работы. Это слово обычно применяется к крыльям, но «двугранный эффект» на самом деле является свойством всего самолета, при этом фюзеляж и хвостовое оперение также играют важную роль, а стреловидность крыла имеет тот же эффект, что и наклон вверх.Слишком большой двугранный эффект является дефектом, и, следовательно, у самолетов со стреловидным крылом наклон крыла меньше, чем у самолетов с прямым крылом — или его нет вовсе.

Выдающиеся характеристики крыльев часто выглядят так, как будто они должны иметь какое-то тонкое или глубокое аэродинамическое назначение, хотя на самом деле это не так. Один из примеров — умеренная развертка. Формы крыльев в плане с 1930 по 1945 годы очень разнообразны: от прямых передних кромок и стреловидных задних кромок (de Havilland Mosquito) до противоположных (Douglas DC-3, North American T-6).Вкус конструкторов, конструктивная компоновка крыла и, иногда, необходимость корректировки для неправильного расположения центра тяжести определяют большинство решений о стреловидности. Ни один из самолетов того времени не был достаточно быстрым, чтобы воспользоваться действительно стреловидными крыльями, какими мы их знаем сегодня.

Крылья «Hershey bar» у Grumman F4F Wildcat обладают хорошими характеристиками сваливания, важными для молодых пилотов ВМС, столкнувшихся с посадкой авианосца. (NASM (Hans Groenhoff Collection 872))

С другой стороны, одним из наиболее важных аспектов крыла было нечто совершенно очевидное: насколько оно короткое и широкое или длинное и узкое.

Отношение длины крыла к его ширине называется соотношением сторон. Еще в 19 веке из наблюдений за птицами было понятно, что крылья большего размаха и большего удлинения могут нести нагрузку с меньшим усилием (потому что их индуцированное сопротивление меньше). С другой стороны, такие крылья на самолетах, в отличие от птиц, менее маневренны в полете и их труднее сделать крепкими и жесткими, чем короткие, широкие с меньшим удлинением.

Крылья дозвуковых самолетов соответственно подразделяются на две большие категории.Крылья, предназначенные для быстрых, маневренных, подверженных высоким нагрузкам самолетов, таких как истребители, обычно были тонкими и имели удлинение пять или шесть. Те, которые были разработаны для транспортных средств — бомбардировщиков, грузовиков и авиалайнеров, — имели более высокое удлинение, часто 10 или более, и, чтобы соответствовать необходимой внутренней структуре, они имели толстый профиль.

Хотя крылья многих бипланов были простыми прямоугольниками, крылья монопланов почти всегда были коническими. Причина была структурной. Крылья биплана вместе образовывали мостовую ферму, которая равномерно распределяла нагрузки по размаху.Свободные свободнонесущие крылья моноплана, с другой стороны, испытывали чрезвычайно большие нагрузки в местах соприкосновения крыла с фюзеляжем. Чтобы справиться с ними, было желательно как сделать корень толще, чем кончик, так и уменьшить подъемную силу, создаваемую далеко за бортом. Поэтому крылья монопланов почти всегда были суженными как по ширине, так и по толщине.

Коэффициент конусности — отношение ширины или хорды крыла у его вершины к ширине у основания — кажется, изначально был вопросом вкуса.До и во время Второй мировой войны было обычным делом конусность 0,25 или меньше: кончик мог быть на четверть ширины корня. Юнкерс почти до упора сузил крылья высотных бомбардировщиков 88-й серии. Привлекательность экстремальной конусности заключалась в том, что он позволил увеличить размах крыла, что улучшило скороподъемность и высотные характеристики при одновременном снижении крейсерского расхода топлива, без увеличения веса конструкции или площади поверхности, создающей сопротивление. Недостатком было то, что самолеты с сильно заостренными крыльями были склонны к резкому перекату при остановке.Крылья можно было повернуть на несколько градусов, чтобы задержать срыв носка, но скручивание увеличивало сопротивление. К концу Второй мировой войны крайние коэффициенты сужения были на исходе: конические аккорды от трети до половины основного тона стали стандартом.

Прежде чем перевернутое крыло чайки появилось в F4U, оно появилось в Blohm & Voss Ha 139, гидросамолете с катапультами, который перевозил почту между Западной Африкой и Бразилией в конце 1930-х годов. (NASM (Коллекция Ханса Гроенхоффа 096-09))

Хотя многие из основных характеристик крыльев были получены методом проб и ошибок, чистых исследований хватало.У всех крупных держав в области аэронавтики были спонсируемые правительством авиационные исследовательские учреждения: английский Фарнборо, французский Медон, российский Кучино, а в США — Национальный консультативный комитет по аэронавтике, созданный Конгрессом в 1915 году и базирующийся в Хэмптоне, Вирджиния. Из их аэродинамических труб были сделаны многие фундаментальные открытия, которые сформировали самолеты.

Незаметной, но важной особенностью каждого крыла был его профиль, или профиль крыла. Национальные центры аэронавигационных исследований во Франции, Германии, Англии и США составили семейства аэродинамических профилей, адаптированных для самолетов с различной скоростью и нагрузкой на крыло.Большинство этих аэродинамических поверхностей были созданы с использованием абстрактных математических процедур, которые не были связаны с физикой потоков жидкости, а просто давали гладкие формы, которые оказались закругленными на одном конце и заостренными на другом. Затем аэродинамические характеристики этих форм измерялись с помощью испытаний в аэродинамической трубе, и дизайнеры выбирали подходящие из каталогов.

Гладкое коническое крыло Fokker D.VIII не выглядел бы неуместным на истребителе 1940-х годов. (Чарльз Пейн)

Большая часть основополагающих работ по теории крыловых профилей была произведена немецким ученым Максом Мунком, который в 1920 году был приглашен в лабораторию NACA в Лэнгли в качестве технического советника и в конечном итоге стал начальником отдела аэродинамики. Мунк, которого официальная история описывает как «одновременно аэродинамического волшебника и нестабильного шарлатана», оказалось, что работать с ним или под руководством которого сложно.Он был диктаторским, жестким, одержимым иерархией, нечувствительным к людям и из-за неполного владения английским языком, иногда непонятным. Инженеры Лэнгли распространяли нелепые басни о том, как Мунк, который научился водить машину после приезда в Соединенные Штаты, откалибровал свои повороты с помощью устройства, похожего на транспортир, прикрепленного к его рулевому колесу. В 1927 году, после того как руководители отделений Лэнгли выразили свое недовольство им, массово уйдя в отставку, Мунк был отстранен от занимаемой должности.

Уход Мунка рассматривается как момент, когда контроль над повесткой дня NACA перешел от ученых к инженерам.Отныне исследовательские усилия были в основном направлены на практические проблемы, которые часто предлагались на круглых столах с производителями. Этот упор на технологии, а не на науку, окупился во многих отношениях, но, возможно, он также объяснял тот факт, что Германия опередила союзников в чистой авиационной науке, выявленный после окончания войны.

Тем не менее, чистая наука не умерла в NACA, и временами американцы превосходили немцев. В конце 1930-х годов специалист по аэродинамике NACA Истман Джейкобс разработал систему для конструирования аэродинамических поверхностей, обеспечивающую набор желаемых характеристик.Его первым большим успехом стал так называемый «ламинарный» профиль крыла, использованный на P-51 Mustang.

Теоретически, поддержание потока воздуха над ламинарным крылом, то есть плавным и свободным даже от очень мелкомасштабной турбулентности, могло бы вдвое снизить сопротивление. На практике, как и эллиптическая форма в плане, ламинарные профили не обеспечивали всего того, что обещали, потому что изготовленные крылья никогда не обладали гладкостью поверхности, необходимой для ламинарного потока. Это оставалось предметом личной гордости и бесконечных споров между людьми, работавшими над «Мустангом», было ли крыло с ламинарным обтеканием или так называемая система охлаждения «эффекта Мередита» в большей степени способствовали его быстродействию.Все они умерли, не решив вопрос.

Основные характеристики современных дозвуковых крыльев, в том числе всех самолетов Второй мировой войны, появились в начале истории авиации. Деревянное крыло Fokker D.VIII 1918 года имело умеренную конусность, удлинение шесть, относительно толстое аэродинамическое сечение, утопленные элероны и консольную конструкцию без внешних распорок. Хотя он был намного ближе по времени к братьям Райт, чем к Второй мировой войне, он был настолько продвинутым, что отлично смотрелся бы на истребителе 1940-х годов.

Неспособность производителей и военных служб оценить крыло Fokker и принять моноплан сразу после Первой мировой войны демонстрирует стойкую тенденцию к консерватизму и робости в конструкции самолетов. Из-за большой неуверенности в том, какие идеи хороши, а какие плохие, производители снова и снова прибегали к проверенному и проверенному.

Эллиптическая форма крыла Spitfire не нашла своего пути в de Havilland DH.98, имевший прямоконусное крыло с очень узкими вершинами. С другой стороны, его эллиптический плавник был торговой маркой de Havilland. (NASM (79-12896))

В реальных самолетах все влияет на все остальное, точное тестирование и документирование затруднены, а влияние небольших постепенных изменений часто слишком незаметно для измерения. Иногда две, казалось бы, выгодные модификации отменяют друг друга. Естественное дух товарищества и мобильность рабочих на местах имеют тенденцию распространять подробную инженерную информацию; в то же время тонкости концептуального дизайна имеют тенденцию испаряться из-за человеческой смертности и институциональной забывчивости.Слухи, неверно понятые идеалы и преждевременный оптимизм, вероятно, оказали такое же влияние на авиационный прогресс, как и точная наука.

Разнообразие форм самолетов преподносит урок. Лучше рассматривать историю форм самолетов как дарвиновский процесс, когда успешные конструкции в конечном итоге вытесняют менее успешные в процессе, полном откатов и фальстартов, чем как систематическое стремление к научному идеалу. С этой точки зрения интересный вопрос заключается не в том, повлияла ли конструкция определенного самолета Heinkel на конструкцию определенного самолета Supermarine, а в том, почему, если эллиптическая форма настолько велика, так мало самолетов когда-либо использовали ее.

К сожалению, большинство конструкторов самолетов не оставили после себя подробных отчетов о том, как они сделали свой выбор, а о каких позже пожалели или поздравили себя. В этом отношении разные люди, работающие над одним и тем же самолетом, могут дать противоречивые сведения о причинах его особенностей. В результате мы часто вынуждены гадать, почему крылья — и целые самолеты — имеют такую ​​форму.

Каждый самолет — это столкновение идеала и практики.Против идеала была противопоставлена ​​непреклонность строительных материалов; необходимость размещения пассажиров и груза; требование шасси; а также беспорядочная и неудобная потребность в двигателе с сопутствующими требованиями к дорожному просвету, охлаждению, удобству обслуживания и так далее. Перед производителями стояла задача совместить идеальные формы лаборатории с практическими требованиями транспорта и боя. Отличительной чертой великого авиаконструктора всегда была способность не доводить одну характеристику до крайности, а объединять несколько противоречащих друг другу элементов в успешное целое.У загадки никогда не было единственного решения: если бы он был, в конечном итоге был бы только один идеальный самолет.

Базовый проект моделей летающего крыла

Базовый проект моделей летающего крыла

Предисловие

Обзор доступной литературы по теме летающих крыльев и Бесхвостые авиамодели показывают, что в большинстве случаев выбор профиля упоминается, но достоверных данных для выбора нет.Из-за самоотверженная работа различных моделистов, огромная коллекция профилей координаты доступны сегодня [UIUC], [Bender / Wiechers] — сопоставимый набор аэродинамических данных хотя найти труднее. Эта ситуация и, многочисленные вопросы моделистов, касающиеся производительности и выбор профилей для моделей летающих крыльев инициировал данную статью. На на этой веб-странице вы найдете способ выполнить необходимые вычисления для устойчивых моделей летающих крыльев.Сопутствующий сборник профиля координаты и поляры опубликованы в [29].


Модель крыла в помещении, созданная Р. Эпплером в 1942 году.

Профиль крыла Flying Wings

Бесхвостые самолеты и летающие крылья могут оснащаться практически любым профиль, если выбраны соответственно стреловидность и распределение кручения. Таким образом единого и неповторимого «крыла летающего крыла» не существует.Однако, если мы хотим спроектировать бесхвостый самолет с широким диапазоном действия крыло должно иметь только небольшое количество скручивания или совсем не скручивание, чтобы поддерживать наведенное сопротивление на уровне разумные уровни во всем диапазоне полета. Под этими условиях крыло не должно создавать большой разброс момента коэффициент при изменении угла атаки. Это делает необходимым, использовать профили с низким коэффициентом момента. В случае непрометенного крыло («планка»), даже профиль с положительным моментом необходимо, чтобы избежать отклонения закрылков вверх при триммированном полете условия.Такие профили обычно имеют отраженную линию изгиба.


Современное радиоуправляемое летающее крыло F3B образца 1994 года.

Продольная устойчивость

Как и его полноразмерные собратья, каждая модель самолета должна иметь минимум степень устойчивости, то есть он должен быть в состоянии вернуться к сбалансированному полету состояние после воздействия порыва ветра или управляющего воздействия. Сколько стабильности требуется, зависит от личных предпочтений пилотов: пилоты соревнований предпочитают небольшой запас устойчивости, новички любят летать с большим запасом.Здесь только будет дано краткое введение в тему, которое сделает возможным найти первое предположение о центре тяжести и разумную комбинацию стреловидности и развала летающего крыла.

1. Нераскрытые крылья (планка)

В то время как горизонтальное оперение обеспечивает необходимое количество продольная устойчивость на обычном самолете, именно крыло стабилизирует крыло без стреловидности. В большинстве случаев крыловые профили с отклонением от (s-образные) средние линии используются на моделях летающих крыльев для достижения продольно устойчивая модель.

Некоторые важные аэродинамические и механические факты

Чтобы понять, почему отраженный крыловой профиль может обеспечивать продольные устойчивость к крылу, важны две вещи:

Суммарная сила и момент, c / 4 балла

Силы давления, действующие на поверхность каждой секции крыла, могут заменить единой полной силой и единым полным моментом. Оба действуют точка четвертьхорды профиля.Когда угол атаки изменения (например, из-за порыва ветра), момент остается почти постоянным, но общая сила изменяется. Увеличение угла атаки увеличивает силу.

Центр тяжести

Выполняются переводы и вращения «свободно плавающих» тел. относительно их центра тяжести. Когда угол атаки самолета изменяется, самолет вращается (кренится) вокруг своего центра тяжести ( c.грамм. ).

Равновесие

Давайте посмотрим на урезанные условия полета, где все силы и моменты находятся в равновесии, и давайте сравним обычный изогнутый профиль с аэродинамическим профилем с отраженной линией развала. Моменты и силы для этого обрезанное состояние обозначается звездочкой (*). Силы — это вес модель м , умноженная на ускорение свободного падения g ( 9,81 м / с ) и аэродинамический подъемник L , которые должны компенсироваться (сумма сил в вертикальном направлении равно нулю).Силы сопротивления здесь не учитываются. В сумма моментов около гр. (вызванный моментом профиля M и подъемная сила L , действующая на расстоянии от гр. ) должен также равняться нулю.

Профиль
обычный профиль с развалом с отраженная средняя линия
Состояние равновесия
Этот профиль имеет тяжелый момент в носовой части.Как указано выше, центр тяжести также является центром вращения крыла. Когда он является сдвинут за c / 4 point, ВВС L * впереди г.в. противодействует тяжелому моменту M * носа для достижения равновесие. Расстояние между гр. и c / 4 точка в зависимости от суммы М * . Симметричный профиль имеет M * = 0 , что означает, что мы должны разместить c.g. в точке c / 4 . Отраженная линия развала составляет коэффициент момента положительный, что означает, что момент около точки c / 4 равен работа в хвостовом тяжелом направлении. Следовательно, центр тяжести должен располагаться перед точкой c / 4 для уравновешивания момента M * по подъемной силе Л * . Чем больше момент (-коэффициент) профиля, тем больше расстояние между c / 4 и c.грамм. для равновесия.
Нарушенное состояние
Когда угол атаки увеличивается (например, порывом ветра), подъемная сила L увеличивается. Теперь L> L * и тяжелый момент хвоста из-за подъем больше, чем момент около c / 4 , который все еще составляет М = М * . Таким образом крыло будет подниматься вверх, увеличивая угол атаки. в дальнейшем. Такое поведение нестабильно, и для стабилизации требуется хвостовое оперение. система. Здесь у нас есть воздушные силы, действующие за c.g. , г. что приводит к дополнительному тяжелому моменту для носа при увеличении подъемной силы. При L> L * крыло наклоняется вниз, уменьшая угол атаки, пока снова не будет достигнуто состояние равновесия. Система стабильная.
Нейтраль и стабильность

Как мы узнали выше, крыло без стреловидности с отраженным профилем способно стабилизируется.Его гр. должен располагаться перед из c / 4 точка , которая также называется нейтральной точкой ( n.p. ). Расстояние между нейтральной точкой (точка четверти хорды для не развернутой крыло), а центр тяжести определяет степень устойчивости — если г.в. близок к н.п. , момент выпрямления небольшой и крыло (тоже) медленно возвращается в состояние равновесия. Если расстояние c.грамм. — н.п. большой, гр. намного опережает c / 4 , и крыло быстро возвращается к равновесному углу. Вы тем не менее, для управления моделью потребуется больший прогиб створок. Если слишком большое расстояние, крыло может стать чрезмерно стабилизированным, превышая его урезанный полет и колебания все больше и больше, пока самолет не разбился.

Мерой устойчивости является расстояние между цг. и н.п. , г. делится средней хордой крыла.Типичные значения этого числа для летающее крыло между 0,02 и 0,05 , что означает коэффициент стабильности сигма от 2 до 5 процентов. Мы можем выражают равновесие моментов около гр. для нашего дизайнерского лифта коэффициент на

,

, который можно преобразовать, чтобы найти моментный коэффициент, необходимый для удовлетворения определенный коэффициент устойчивости:

.

Пример Мы хотим использовать крыло без траектории (планку) для гребня. парящий и решите использовать целевой коэффициент подъемной силы = 0,5 . Мы хотим иметь коэффициент устойчивости 5% и ищем подходящий профиль. Рассчитываем необходимый моментный коэффициент

См = 0,5 * 0,05 = +0,025.

Поиск через публикацию о профилях Эпплера [28], мы обнаруживаем, что профили E 186 и E 230 могут быть использованы для нашей модели.

2. Стреловидные крылья

2.1 Нейтральная точка и устойчивость

Мы уже узнали, что центр тяжести должен находиться в перед нейтральной точкой. В то время как н.п. непрозрачная, прямоугольная крыло примерно в точке c / 4 , n.p. стреловидности, конусообразное крыло необходимо рассчитывать. Следующая процедура может использоваться для простое, коническое и стреловидное крыло. Сначала мы рассчитываем среднее аэродинамическое длина хорды конического крыла, не зависящее от угла стреловидности:


с корневой хордой l r , концевой хордой л т и коэффициент конусности .

Мы также можем вычислить положение средней хорды по размаху , используя пролет b ,

.

Модель н.п. нашего стреловидного крыла можно найти, нарисовав линия, параллельная центральной линии фюзеляжа, в точке размаха y . Аккорда на этой станции должна быть равна. Модель n.p. находится примерно в точке c / 4 этого линия хорды (см. рисунок ниже).


Геометрические параметры конусообразного стреловидного крыла.

Вместо использования графического подхода, расположение нейтральной точки также можно рассчитать по одной из следующих формул, в зависимости от коэффициент конусности:

, если конус соотношение > 0,375

, если конус коэффициент <0,375.

Модель c.g. необходимо поставить перед этой точкой , а крылу может потребоваться скручивание (вымывание) для получения достаточно устойчивого крыла.

2.2 Твист

Выбор места расположения гр. будет перед н.п. не является гарантией равновесия — это всего лишь требование для продольной устойчивости. Кроме того, как описано выше для несметанных крылья, сумма всех аэродинамических моментов около гр. должно быть нуль. Потому что мы выбрали позицию гр. уже в удовлетворяют критерию устойчивости ( c.грамм. перед н.п. ), мы можем достичь равновесия моментов только подбором профиля и регулировка закрутки крыла. На обычных самолетах с горизонтальным стабилизатор обычно есть возможность регулировать разницу углов падения крыла и оперения при первых летных испытаниях. С другой рука, летающие крылья имеют отличие, встроенное в крыло (скручивание), которое нельзя легко изменить. Таким образом, очень важно получить комбинацию форма в плане, профили и поворот вправо (или, по крайней мере, близко) до того, как крыло будет построен.Опять же, расчет этих параметров довольно сложен и должен не быть здесь представленным; эти соотношения подробно показаны в [27]. Здесь я представлю простой примерный подход, основанный на двух графиков, и может использоваться для стреловидных, конических крыльев с линейным профилем изменение от корня до кончика.

Начнем с тех же геометрических параметров, которые мы использовали для расчет н.п. выше. Дополнительно рассчитываем аспект отношение ( AR = b / S , где S — площадь крыла) крыла.В выбор сечения профиля также определяет рабочий диапазон модель. Аэродинамические профили с небольшим изгибом плохо подходят для медленных, термический полет, но хорош для стиля полета F3B и парения по гребню. Мы можем рассчитать распределение кручения для одного усеченного коэффициента подъемной силы, когда крыло будет летать без отклонений закрылков. Этот коэффициент подъемной силы обычно будет где-то между лучшим скольжением и лучшими характеристиками набора высоты профиль. При выбранном коэффициенте подъемной силы Cl крыловых профилей мы Также можно найти моментный коэффициент Cm 0.25 из полярных профилей. Если мы планируем использовать разные корневые и верхние разделы, мы используйте среднее значение коэффициента момента двух профилей. Требуемый скрутка крыла может быть объединена из двух частей:

Геометрический поворот
Это закрутка, которая встроена в крыло как разница между ось абсцисс корня и верхней части. Это соответствует углу отличие основного крыла от хвостового оперения обычных самолетов и может быть легко измеряется.Положительный поворот означает меньший угол падения на наконечник (смыв). Большие геометрические углы закрутки можно использовать для стабилизации крылья с малым углом стреловидности или сильно изогнутые крылья, но имеющие недостаток создания большого количества индуцированного сопротивления при работе крыла за пределами проектной точки. Цель следующих параграфов — найти геометрический поворот.
Аэродинамический поворот
Если мы выберем профили с разными углами нулевого подъема, мы сможем уменьшить количество геометрической закрутки.Разница между направлениями нулевого подъема составляет называется аэродинамическим поворотом, и нам нужны поляры аэродинамического профиля, чтобы найти нулевую подъемную силу угол. Кроме того, небольшой или даже положительный коэффициент момента уменьшал требуемый количество геометрического скручивания, и улучшает конструктивные характеристики крыло.
Поиск необходимого скручивания req

Используя график 1, мы вводим график с соотношением сторон AR на горизонтальной оси, и проведите вертикальную линию вверх, пока мы не пересечем кривая, соответствующая углу развертки линии c / 4 .Продолжая к оси на левой границе находим стандартное значение b * req для требуемого угла закручивания.
Это стандартное значение действительно для крыла, которое:

  • обрезан до = 1,0 и,

  • имеет коэффициент устойчивости s * = 10% (см. выше), и

  • использует профили с нулевым коэффициентом момента.

По стандартному значению мы вычисляем истинный требуемый угол закручивания, используя формулу, вставленную в график.Поэтому рассчитываем соотношение наших целевой коэффициент подъемной силы к стандартному коэффициенту подъемной силы ( C L /) и отношение нашего желаемого коэффициента стабильности к стандартному . Мы видим, что уменьшение подъемника коэффициент к C L = 0,5 также уменьшает требуемую скрутку на 50%. Также, если использовать меньший запас устойчивости s, нам понадобится меньшая крутка.


График 1: Поиск нужной скрутки.

Изменение нулевого угла подъема

Если мы используем разные профили в основании и на конце, они могут иметь разные нули. направления подъема, влияющие на состояние равновесия. Геометрический поворот должно быть уменьшено на разность направлений нулевого подъема a 0 концевой и корневой секции:

.

Используя одинаковый профиль для обеих секций, мы можем установить b a 0 до нуля.

Влияние коэффициентов момента профиля

Моментный коэффициент профилей способствует равновесию, и необходимо учитывать при расчете крутки. График 2 может быть используется для нахождения эквивалентного скручивания за счет вклада Cm , которое нужно вычесть из требуемого поворота. Если использовать профили с положительные коэффициенты момента, вклад будет положительным, в результате при уменьшении величины скручивания сильно изогнутые профили дают отрицательные значения b Cm , которые заставляют нас сделайте больше скручивания в крыло.Как и в предыдущем графике, мы вводим с соотношение сторон, пересекаются с кривой развертки и считывают значение для b * См от левой оси.


График 2: Нахождение дополнительной закрутки из-за момента крыловых профилей коэффициент.

Опять же, график построен для определенного стандартного условия, которое — моментный коэффициент c м * = 0,05 (примечание: положительное значение).Применяем соотношение моментных коэффициентов ( c m / c m * ) найти вклад b Cm из коэффициент момента к геометрической закрутке. Этот вклад должен быть вычитается из необходимого угла закрутки. Используя обычные, изогнутые профили с отрицательными моментными коэффициентами изменят знак отношения c m / c m * , что дает отрицательный результат b * Cm значений.Это означает, что вычитание из b req фактически будет дополнением, увеличивающим геометрический угол закрутки. Если у нас есть различных профилей в основании и в конце, мы можем использовать коэффициент среднего момента (c m, вершина + c m, корень ) / 2 для расчета отношения c m / c m * .

Наконец, мы можем вычислить геометрический угол закрутки b geo , который должен быть встроен в крыло:

.

Пример Как вы заметили, на графиках есть пример, здесь используется. Мы рассматриваем модель летающего крыла со следующими данными:
размах крыла b = 2,365 м
длина хорды у основания л r = 0,260 м
длина хорды на конце л т = 0.170 м
Угол стреловидности на линии c / 4 j 0,25 = 20
Расчетный коэффициент подъемной силы C L = 0,5
корневая часть E 182 c м, r = +0,01 и a 0, r = -0,3
секция наконечника E 184 c м, t = +0.03 и a 0, t = 0,5
желаемый коэффициент устойчивости сигма = 0,05

Рассчитываем площадь крыла S:

S = (l_r + l_t) / 2 * b = 0,5085 м

и соотношение сторон

AR = b / S = 11,0

и коэффициент среднего момента

c m = (c m, r + c m, t ) / 2 = 0.02.

Используя график 1, находим b * req = 11,8, что необходимо скорректировать для соответствия нашему расчетному коэффициенту подъемной силы и желаемый запас устойчивости:


11,8 * (0,5 / 1,0) * (0,05 / 0,1) = 2,95.

Это означает, что нашей модели потребуется угол поворота 2,95 (промыть) от корня до кончика, если использовать симметричное сечение профиля.

Разница нулевого угла подъема концевой и корневой части составляет

.

Теперь мы читаем вклад крутящего момента коэффициента момента из графика. 2, что составляет b * Cm = 5,8, который необходимо скорректировать с учетом нашего меньшего коэффициента среднего момента:


5,8 * (0,02 / 0,05) = 2,32.

Наконец, вычисляем геометрическую закрутку от


2,95 — 0,8 — 2,32 = -0,17.

Отрицательное значение означает, что можно использовать небольшое количество смывки! Это потому, что у нас уже достаточно стабильности за счет выбора профили с отраженными линиями изгиба.Поскольку рассчитанная сумма очень small, мы можем использовать одинаковый угол падения для корневого и концевого ребер. Поскольку представленный метод не идеален, можно предположить точность до 1 степень, что также является разумным предположением для среднего здания навыки и умения.

Последнее изменение страницы: 21.05.18

[Вернуться домой Страница] Предложения? Исправления? Замечания? электронное письмо: Мартин Хепперле.

В связи с увеличением количества спама, у меня регулярно менять этот адрес электронной почты. Вы всегда найдете самую свежую версию в нижнем колонтитуле всех моих страниц.

Может пройти некоторое время, прежде чем вы получите ответ а в некоторых случаях вы можете вообще не получить ответа. Прошу прощения за это, но мое свободное время ограничено. Если вы не потеряли терпение, возможно, вы захотите отправить мне копию вашего электронного письма через месяц или около того.
Это частная некоммерческая страница , предназначенная исключительно для образовательных целей.Любые утверждения могут быть неверными и непригодными для практического использования. Я не могу взять любая ответственность за действия, которые вы выполняете на основании данных, предположений, расчетов и т.д., взятые с этой веб-страницы.

1996-2018 Martin Hepperle
Вы можете использовать данные, приведенные в этом документе, в личных целях. Если вы используете это документ для публикации, необходимо указать источник. Публикация перекомпиляции данного материала не допускается, если полученный продукт продается по чем производственные затраты.

Этот документ может случайно относиться к торговым наименованиям и товарным знакам, которые принадлежат национальным или международным компаниям, но которые мне неизвестны. Их права полностью признаны, и эти компании любезно просят сообщить мне, если они не хотят, чтобы их имена использовались вообще или использовались иначе.

Этот документ является частью набора фреймов, и его можно найти, перейдя от точки входа к Веб-сайт http: //www.MH-AeroTools.de / .

Impressum Datenschutz

Физическое описание лифта

Как летают самолеты:
Физическое описание подъемной силы

по
Дэвид Андерсон
Национальная ускорительная лаборатория им. Ферми
Батавия Иллинойс 60510
[email protected]

Скотт Эберхардт
Кафедра воздухоплавания и астронавтики
Вашингтонский университет
Сиэтл WA 91895-2400
scott @ aa.Washington.edu

Сегодня почти все летали на самолетах. Многие задают простой вопрос «что заставляет самолет летать»? Часто получаемый ответ вводит в заблуждение и часто просто неправильно. Мы надеемся, что приведенные здесь ответы прояснят многие неправильные представления о лифте и что вы примете наше объяснение, когда объясняя лифт другим. Мы покажем вам, что лифт легче понять, если начать с Ньютона, а не с Бернулли.Мы также покажем вы, что популярное объяснение, которому учили большинство из нас, вводит в заблуждение лучшая, и эта подъемная сила обеспечивается за счет того, что крыло отклоняет воздух вниз.

Начнем с определения трех описаний подъемной силы, обычно используемых в учебники и учебные пособия. Первую мы назовем Mathematical Описание аэродинамики , который используется авиационными инженерами. Этот описание использует сложную математику и / или компьютерное моделирование для расчета подъем крыла.Это инструменты проектирования, которые очень эффективны для расчета подъемной силы. но не поддаются интуитивному пониманию полета.

Второе описание мы назовем Popular Explanation , то есть основанный на принципе Бернулли. Основное преимущество этого описания: что это легко понять, и этому учили много лет. Из-за его простота, он используется для описания подъемной силы в большинстве руководств по летной подготовке.В основным недостатком является то, что он основан на «принципе равного времени прохождения». что неправильно. Это описание фокусируется на форме крыла и предотвращает один от понимания таких важных явлений, как перевернутый полет, мощность, влияние земли и зависимость подъемной силы от угла атаки крыла.

Третье описание, которое мы здесь пропагандируем, мы назовем Физическое описание лифта.Это описание основано прежде всего на Законы Ньютона. Физическое описание полезно для понимания полета, и доступен всем, кому интересно. Чтобы получить оценку, требуется немного математики многих явлений, связанных с полетом. Это описание дает четкое, интуитивное понимание таких явлений, как кривая мощности, эффект земли и скоростные ларьки. Однако, в отличие от математического описания аэродинамики, физическое описание не имеет возможностей проектирования или моделирования.

Популярное объяснение подъемника

Студенты-физики и аэродинамика учат, что самолеты летают в результате принципа Бернулли, где говорится, что если воздух ускоряется, давление понижается. Таким образом крыло порождает подъем, потому что воздух быстрее проходит через верх, создавая область низкого давления, и таким образом поднять. Это объяснение обычно удовлетворяет любопытные и немногие вызовы. выводы.Некоторые могут задаться вопросом, почему воздух быстрее проходит через крыло, и здесь разваливается популярное объяснение подъемной силы.

Чтобы объяснить, почему воздух над крылом идет быстрее, многие прибегли к геометрическому аргументу, что расстояние, которое должен пройти воздух, равно напрямую связано с его скоростью. Обычно утверждают, что когда воздух отделяется передняя кромка, часть, которая выходит за верхнюю часть, должна сходиться на задней кромке край с той частью, которая уходит под низ.Это так называемый «принцип равного времени прохождения «.

Как обсуждалось Гейл Крейг ( Хватит злоупотреблять Бернулли! Как на самом деле самолеты Fly , Regenerative Press, Anderson, Indiana, 1997), предположим, что это аргументы были верны. Средние скорости воздуха над и под крылом равны легко определяется, потому что мы можем измерить расстояния и, следовательно, скорости могут рассчитываться. Тогда из принципа Бернулли мы можем определить давление сил и таким образом поднять.Если мы сделаем простой расчет, мы обнаружим, что в порядке для создания необходимой подъемной силы для типичного небольшого самолета расстояние более верхняя часть крыла должна быть примерно на 50% длиннее, чем нижняя. фигура 1 показывает, как будет выглядеть такой профиль. А теперь представьте, что такое крыло Боинга 747 должен бы выглядеть!

Рис. 1. Форма крыла, рассчитанная по принципу равнопроходного движения. время.

Если мы посмотрим на крыло типичного небольшого самолета, верхняя поверхность которого равно 1.На 5–2,5% длиннее днища, мы обнаруживаем, что Cessna 172 будет иметь лететь со скоростью более 400 миль в час для создания достаточной подъемной силы. Ясно, что что-то в этом описание подъемника некорректно.

Но кто сказал, что отделенный воздух должен встречаться на задней кромке в том же самом время? На рис. 2 показан воздушный поток над крылом в моделируемой аэродинамической трубе. в моделирование, периодически вводится цветной дым. Видно, что воздух который выходит за верхнюю часть крыла, доходит до задней кромки значительно раньше, чем воздух, который проходит под крылом.На самом деле при ближайшем рассмотрении видно, что воздух движение под крылом замедляется от скорости «набегающего потока» воздуха. Вот и все о принципе равного времени в пути.

Рис. 2 Моделирование воздушного потока над крылом в аэродинамической трубе с цветным «дымом», показывающим ускорение и замедление воздуха.

Популярное объяснение также подразумевает, что перевернутый полет невозможен.Это конечно, не касается акробатических самолетов с симметричными крыльями (верхняя и нижние поверхности одинаковой формы), или как крыло приспосабливается к большому изменения нагрузки, например, при выходе из пикирования или при крутом повороте.

Итак, почему популярное объяснение так долго преобладало? Один ответ: принцип Бернулли легко понять. Нет ничего плохого в Принцип Бернулли, или с утверждением, что воздух над вершиной летит быстрее крыла.Но, как следует из вышеприведенного обсуждения, наше понимание не в комплекте с этим объяснением. Проблема в том, что нам не хватает важной части когда мы применяем принцип Бернулли. Мы можем рассчитать давления вокруг крыло, если мы знаем скорость воздуха над и под крылом, но как мы определить скорость?

Еще один фундаментальный недостаток популярного объяснения состоит в том, что оно игнорирует проделанная работа. Лифту требуется мощность (а это работа за раз).Как будет Как будет показано позже, понимание силы является ключом к пониманию многих интересные явления лифта.

Законы Ньютона и лифт

Итак, как крыло создает подъемную силу? Чтобы начать понимать лифт, мы должны вернуться к физике в средней школе и повторить Первый и третий законы Ньютона. (Мы немного познакомим вас со вторым законом Ньютона. позже.) Первый закон Ньютона гласит, что тело в состоянии покоя будет оставаться в покое, а тело в движении будет продолжать движение по прямой, если не подвергнется внешняя приложенная сила .Это означает, что если кто-то видит изгиб потока воздуха, или если воздух, первоначально находившийся в состоянии покоя, ускоряется в движении, действует сила в теме. Третий закон Ньютона гласит, что для каждого действия есть равное и Противоположная реакция . Например, объект, лежащий на столе, вызывает сила на стол (его вес) и стол прикладывает равную и противоположную силу на объекте, чтобы удерживать его. Чтобы создать подъемную силу, крыло должно что-то делать. в воздух.То, что крыло делает с воздухом, — это действие, а подъемная сила — это реакция.

Давайте сравним два рисунка, показывающие потоки воздуха (линии тока) над крыло. На рисунке 3 воздух попадает прямо в крыло, огибает его, а затем уходит прямо за крыло. Мы все видели похожие картинки, даже в летные руководства. Но воздух покидает крыло точно так, как он выглядел перед крыло. В воздухе нет чистого движения, поэтому не может быть лифта! На рисунке 4 показано линии тока, как они должны быть нарисованы.Воздух проходит над крылом и наклонился. Искривление воздуха — это действие. Реакция — подъем на крыло.

Рис. 3. Обычное изображение воздушного потока над крылом. В этом крыле нет лифта.

Рис. 4 Истинный воздушный поток над крылом с подъемной силой, показывающий восходящий поток промывка вниз.

Крыло как помпа

Согласно законам Ньютона, крыло должно измените что-нибудь в воздухе, чтобы получить подъем.Изменения в импульсе воздуха будут привести к силам на крыле. Для создания подъемной силы крыло должно отводить воздух вниз, много воздуха.

Подъемная сила крыла равна изменению количества движения воздуха, которое оно отклоняет. вниз. Импульс — это произведение массы и скорости. Подъем крыла пропорционально количеству отведенного вниз воздуха, умноженному на скорость нисходящего потока тот воздух . Это так просто. (Здесь мы использовали альтернативную форму Ньютона второй закон, который связывает ускорение объекта с его массой и сила на нем, F = ma) Для большей подъемной силы крыло может либо отклонять больше воздуха (массы), либо увеличить скорость его движения вниз.Эта нисходящая скорость за крылом называется «промывка». На рис. 5 показано, как пилот видит поток воды вниз (или ветер туннель). На рисунке также показано, как струя воды выглядит для наблюдателя на Земля, наблюдая за пролетом крыла. Пилоту воздух срывается с крыла на примерно угол атаки. Наблюдателю на земле, если бы он мог Посмотрите на воздух, он будет отрываться от крыла почти вертикально. Чем больше угол атаки, тем больше вертикальная скорость.Точно так же для того же угла атаки, чем больше скорость крыла, тем больше вертикальная скорость. Увеличиваются как увеличение скорости, так и увеличение угла атаки. длина вертикальной стрелки. Именно эта вертикальная скорость дает подъемник крыла.

Рис. 5 Каким будет вид смыва вниз для пилота и наблюдателя на земля.

Как уже говорилось, наблюдатель на земле увидел бы, что воздух движется почти прямо. вниз за самолетом.Это можно продемонстрировать, наблюдая за плотной колонкой воздух за пропеллером, бытовым вентилятором или под винтами вертолета, все это вращающиеся крылья. Если бы воздух выходил из лопастей под углом воздух будет образовывать конус, а не плотный столб. Если бы самолет был чтобы летать над очень большими весами, весы регистрировали бы вес самолет.

Если мы оценим среднюю вертикальную составляющую потока воды Cessna 172 при скорости 110 узлов до 9 узлов, а затем для получения необходимых 2300 фунтов подъемной силы крыло качает колоссальные 2.5 т / сек воздуха! Фактически, как и будет Как будет сказано ниже, эта оценка может быть вдвое заниженной. В количество воздуха, закачиваемого в Боинг 747, чтобы создать подъемную силу для его примерно Взлетный вес в 800 000 фунтов действительно невероятен.

Накачка или отвод такого количества воздуха вниз — веский аргумент против подъема это всего лишь поверхностный эффект, как предполагает популярное объяснение. Фактически, в для прокачки 2,5 т / сек крыло Cessna 172 должно разгонять все воздух в пределах 9 футов над крылом.(Воздух весит около 2 фунтов на кубический ярд при на уровне моря.) Рисунок 6 иллюстрирует эффект отвода воздуха от крыло. Огромная дыра пробита сквозь туман потоками с самолета. который только что пролетел над ним.

Рис. 6. Нисходящие потоки и вихри крыльев в тумане. (Фотограф Пол Боуэн, любезно предоставлено Cessna Aircraft, Co.)

Так как же тонкое крыло отводит столько воздуха? Когда воздух сгибается вокруг верхней части крыла, он тянет за собой воздух, ускоряя его вниз, иначе в воздухе над крылом остались бы пустоты.Воздух втягивается сверху, чтобы предотвратить образование пустот. Это натяжение вызывает снижение давления. над крылом. Это ускорение воздуха над крылом в направлении вниз. направление, которое дает подъем. (Почему крыло сгибает воздух с достаточной силой, чтобы создание подъемной силы будет обсуждаться в следующем разделе.)

Как видно на рисунке 4, усложнение на изображении крыла связано с «перемычка» по передней кромке крыла. По мере движения крыла воздуха нет отводится только в задней части крыла, но воздух поднимается вверх в передней части край.Этот поток на самом деле способствует отрицательной подъемной силе, и необходимо больше воздуха. отклонены, чтобы компенсировать это. Это будет обсуждаться позже, когда мы учитывать влияние земли.

Обычно смотрят на воздух, обтекающий крыло в кадре. ссылка на крыло. Другими словами, для пилота воздух движется и крыло стоит на месте. Мы уже заявляли, что наблюдатель на месте видел бы воздух, исходящий от крыла почти вертикально.Но что это за воздух что делаете выше и ниже крыла? На рисунке 7 показан моментальный снимок того, как молекулы воздуха движутся, когда мимо проходит крыло. Помните, что на этом рисунке воздух изначально в состоянии покоя, и это движение крыла. Перед передней кромкой воздух движение вверх (промывка). По задней кромке воздух отводится вниз (поток вниз). Над сверху воздух ускоряется по направлению к задней кромке. Внизу воздух немного ускорился вперёд, если вообще.

Рис. 7. Направление движения воздуха вокруг крыла, наблюдаемое с земли.

В математическом описании аэродинамики подъема это вращение воздуха. вокруг крыла дает начало модели «связанного вихря» или «циркуляции». В появление этой модели и сложные математические манипуляции, связанные с с его помощью ведет к прямому пониманию сил на крыле. Но требуемые математические знания обычно отнимают у студентов, изучающих аэродинамику, некоторое время, чтобы мастер.

Из рисунка 7 можно сделать одно наблюдение: верхняя поверхность крыло движет воздух гораздо больше, чем днище.Так что верх тем больше критическая поверхность. Таким образом, самолеты могут нести внешние запасы, такие как сбросные баки, под крыльями, но не сверху, где они могут мешать подъему. То есть также, почему стойки под крылом распространены, но стойки на верхней части крыла были исторически редкостью. Стойка или любое препятствие в верхней части крыла. будет мешать лифту.

Воздух имеет вязкость

Возникает естественный вопрос «как крыло отвлечь воздух? »Когда движущаяся жидкость, такая как воздух или вода, попадает в соприкоснувшись с изогнутой поверхностью, он будет пытаться следовать за этой поверхностью.Демонстрировать для этого эффекта держите стакан с водой под краном так, чтобы небольшой струя воды едва касается стенки стакана. Вместо того, чтобы течь прямо вниз, наличие стекла заставляет воду обволакивать стекло как есть показано на рисунке 8. Эта тенденция текучих сред следовать изогнутой поверхности известна. как эффект Коанда. Из первого закона Ньютона мы знаем, что для изгиба жидкости на него должна действовать сила. Из третьего закона Ньютона мы знаем, что жидкость должна прикладывать равную и противоположную силу к объекту, из-за которого жидкость согнуть.

Рис.8 Эффект Коанда.

Почему жидкость должна следовать по изогнутой поверхности? Ответ вязкость: сопротивление потоку, которое также придает воздуху некую «липкость». Вязкость в воздуха очень мало, но его достаточно, чтобы молекулы воздуха хотели прилипать к поверхность. Относительная скорость между поверхностью и ближайшими молекулами воздуха ровно ноль. (Вот почему нельзя смахивать пыль с машины и почему в аэродинамической трубе на тыльной стороне вентиляторов есть пыль.) Чуть выше На поверхности жидкость имеет небольшую скорость. Чем дальше идет от поверхности тем быстрее жидкость движется, пока не будет достигнута внешняя скорость (обратите внимание, что это происходит менее чем на дюйм). Поскольку жидкость у поверхности имеет При изменении скорости поток жидкости изгибается к поверхности. Если только изгиб слишком плотно, жидкость будет течь по поверхности. Этот объем воздуха вокруг крыло, которое кажется частично прилипшим к крылу, называется «граничным слой».

Зависимость подъемной силы от угла атаки

Есть много видов крыло: обычное, симметричное, условное в перевернутом полете, раннее крылья биплана, похожие на покоробленные доски, и даже пресловутый «сарай» дверь. «Во всех случаях крыло выталкивает воздух вниз, или, точнее, вытягивая воздух сверху вниз. У всех этих крыльев есть общий угол. атаки по встречному воздуху.Именно этот угол атаки основной параметр при определении подъемной силы. Подъемная сила перевернутого крыла может быть объясняется углом атаки, несмотря на очевидное противоречие с популярное объяснение с использованием принципа Бернулли. Пилот регулирует угол атаки, чтобы отрегулировать подъемник по скорости и нагрузке. Популярное объяснение подъемная сила, которая фокусируется на форме крыла, дает пилоту только скорость отрегулировать.

Чтобы лучше понять роль угла атаки, полезно ввести «эффективный» угол атаки, определяемый таким образом, чтобы угол крыло встречного движения, которое дает нулевую подъемную силу, определяется как ноль градусов.Если затем меняют угол атаки вверх и вниз, обнаруживается, что подъемная сила пропорционально углу. На рисунке 9 показан коэффициент подъемной силы (подъем нормализовано для размера крыла) для типичного крыла в зависимости от эффективный угол атаки. Аналогичное соотношение подъемной силы и угла атаки найдено для всех крыльев, независимо от их конструкции. Это верно для крыла 747 или дверь сарая. Роль угла атаки важнее, чем детали формы крылового профиля в понимании подъемной силы.

Рис. 9 Коэффициент подъемной силы в зависимости от эффективного угла атаки.

Обычно подъемная сила начинает уменьшаться при угле атаки около 15. градусов. Силы, необходимые для того, чтобы согнуть воздух до такого крутого угла, больше. чем вязкость воздуха будет поддерживать, и воздух начинает отделяться от крыло. Это отделение воздушного потока от верхней части крыла вызывает срыв.

Крыло как воздушный «совок»

Теперь мы хотели бы представить новый мысленный образ крыла. Привыкли думать о крыле как о тонком лезвии, которое рассекает воздух и магическим образом развивает подъемную силу. Новый образ, который мы хотел бы вы принять это крыло как совок, отклоняющий определенную количество воздуха от горизонтали до примерно угла атаки, как показано на рисунок 10.Совок можно изобразить как невидимую конструкцию, надетую на крыло. на заводе. Длина совка равна длине крыла и высота несколько связана с длиной хорды (расстояние от ведущего кромка крыла до задней кромки). Количество воздуха, задержанного этим совок пропорционален скорости самолета и плотности воздуха, и ничего больше.

Рис. 10 Крыло как совок.

Как было сказано ранее, подъемная сила крыла пропорциональна количеству воздуха. отклоняется вниз, умноженная на вертикальную скорость этого воздуха. Как самолет увеличивается скорости, совок отводит больше воздуха. Поскольку нагрузка на крыло, которая составляет вес самолета, не увеличивает вертикальную скорость отклоняемого воздуха должно быть уменьшено пропорционально. Таким образом, угол атаки снижается до поддерживать постоянный подъем. Когда самолет поднимается выше, воздух становится менее плотным поэтому черпак забирает меньше воздуха при той же скорости.Таким образом, для компенсации угла атаки должно быть увеличено. Концепции этого раздела будут использоваться для понять лифт способом, невозможным с помощью популярного объяснения.

Лифту требуется мощность

Когда самолет пролетает над головой раньше все еще воздух заканчивается с нисходящей скоростью. Таким образом, воздух остается в движении после вылета самолета. Воздух получил энергию. Сила — это энергия или работа, за раз.Итак, лифт должен требовать мощности. Эта мощность обеспечивается самолетом. двигатель (или под действием силы тяжести и термиков для планера).

Сколько мощности нам потребуется для полета? Мощность, необходимая для подъема, — это работа (энергия) в единицу времени и поэтому пропорциональна количеству воздуха, отведенного вниз умноженное на квадрат скорости этого отклоненного воздуха. Мы уже заявляли, что подъемная сила крыла пропорциональна количеству отведенного вниз воздуха, умноженному на нисходящая скорость этого воздуха.Таким образом, единиц мощности, необходимой для подъема самолета, составляет пропорциональна нагрузке (или весу), умноженной на вертикальную скорость воздуха . Если скорость самолета увеличивается вдвое, количество отклоняемого вниз воздуха удваивается. Таким образом, угол атаки необходимо уменьшить, чтобы получить вертикальную скорость, равную половина оригинала, чтобы дать такой же подъем. Мощность, необходимая для подъема, была разрежь пополам. Это показывает, что мощность, необходимая для подъема, становится меньше по мере того, как скорость самолета увеличивается.Фактически, мы показали, что эта способность творить подъемная сила пропорциональна скорости самолета.

Но все мы знаем, что для того, чтобы идти быстрее (в круизе), мы должны использовать больше мощности. Так мощности должно быть больше, чем мощность, необходимая для подъема. Сила Связанная с подъемной силой, описанная выше, часто называется «индуцированной» мощностью. Сила также необходима для преодоления так называемого «паразитического» сопротивления, которое сопротивление, связанное с перемещением колес, подкосов, антенны и т. д.через воздух. Энергия, которую самолет передает молекуле воздуха при ударе, пропорциональна скорость в квадрате. Количество молекул, пораженных за раз, пропорционально скорость. Таким образом, паразитная мощность, необходимая для преодоления паразитного сопротивления увеличивается как скорость в кубе.

На рисунке 11 показаны кривые мощности для наведенной мощности, паразитной мощности и полная мощность, которая является суммой наведенной мощности и паразитной мощности. Опять же, наведенная мощность превышает скорость, а паразитная мощность — скорость в кубе.На малых скоростях требования к мощности полета преобладают. индуцированная мощность. Чем медленнее летит, тем меньше отводится воздуха и, следовательно, угол атаки необходимо увеличить, чтобы поддерживать подъемную силу. Пилоты тренируются в полете на «обратная сторона кривой мощности», чтобы они понимали, что угол атаки и мощность, необходимая для удержания в воздухе на очень низких скоростях, значительна.

Рис. 11 Зависимость требований к мощности от скорости.

В крейсерском режиме в потребляемой мощности преобладает паразитная мощность. Поскольку это идет как куб скорости, увеличение объема двигателя дает более высокую скорость набирать высоту, но мало помогает улучшить крейсерскую скорость самолета.

Поскольку теперь мы знаем, как требования к мощности меняются в зависимости от скорости, мы можем понять сопротивление, которое является силой. Перетаскивание — это просто мощность, разделенная на скорость. Рисунок 12 показывает индуцированное, паразитное и полное сопротивление как функцию скорости.Здесь индуцированное сопротивление изменяется пропорционально квадрату скорости, а паразитное сопротивление изменяется в зависимости от скорость в квадрате. Взглянув на эти кривые, можно сделать несколько выводов о как устроены самолеты. Более медленные самолеты, такие как планеры, предназначены для минимизировать индуцированное сопротивление (или наведенную мощность), которое преобладает на более низких скоростях. Более быстрые самолеты больше озабочены паразитным сопротивлением (или паразитической силой).

Рис. 12 Зависимость сопротивления от скорости.

Эффективность крыла

В крейсерском режиме незначительное сопротивление современного крыла — индуцированное сопротивление. Паразитическое сопротивление, преобладающее в крейсерском режиме, крыло Boeing 747 эквивалентно только 1/2-дюймовому кабелю того же длина. Можно спросить, что влияет на эффективность крыла. Мы видели, что наведенная мощность крыла пропорциональна вертикальной скорости воздуха. Если длину крыла нужно было увеличить вдвое, размер нашего совка тоже двойной, отводя вдвое больше воздуха.Итак, для того же подъема вертикальная скорость (а значит, и угол атаки) пришлось бы уменьшить вдвое. Поскольку наведенная мощность пропорциональна вертикальной скорости воздуха, она тоже уменьшается вдвое. Таким образом, подъемная эффективность крыла пропорциональна единице по длине. крыло. Чем длиннее крыло, тем меньше наведенной мощности требуется для создания та же подъемная сила, хотя это достигается за счет увеличения паразитного сопротивления. Низкая скорость самолеты больше подвержены индуцированному сопротивлению, чем быстрые самолеты, и поэтому более длинные крылья.Вот почему планеры, летящие на малых скоростях, имеют такие длинные крылья. С другой стороны, скоростные истребители ощущают на себе влияние паразитических тянуть больше, чем наши низкоскоростные тренажеры. Поэтому у быстрых самолетов короче крылья, чтобы снизить сопротивление паразитов.

Некоторые ошибочно полагают, что лифт не требует мощности. Этот пришла из воздухоплавания при изучении идеализированной теории сечения крыла. (профили). Когда мы имеем дело с аэродинамическим профилем, картина на самом деле представляет собой крыло. с бесконечным размахом.Поскольку мы видели, что мощность, необходимая для подъема, равна пропорционально единице по длине крыла, крыло бесконечного размаха не требует мощности для подъема. Если бы подъемная сила не требовалась, самолеты имели бы такой же диапазон полных, как и пустых, и вертолеты могут зависать в любом высота и нагрузка. Лучше всего то, что пропеллеры (вращающиеся крылья) не требуется мощность для создания тяги. К сожалению, мы живем в реальном мире, где и подъемная сила, и движущая сила требуют мощности.

Мощность и нагрузка на крыло

Давайте теперь рассмотрим отношения между нагрузкой на крыло и мощностью. Требуется ли больше мощности, чтобы перевезти больше пассажиров? а груз? И влияет ли нагрузка на скорость сваливания? На постоянной скорости, если нагрузка на крыло увеличивается, вертикальная скорость должна быть увеличена для компенсации. Делается это за счет увеличения угла атаки. Если общий вес самолет был увеличен вдвое (скажем, в развороте на 2 g), вертикальная скорость воздуха равна увеличен вдвое, чтобы компенсировать повышенную нагрузку на крыло.Индуцированная мощность пропорционально нагрузке, умноженной на вертикальную скорость отклоняемого воздуха, которая оба удвоились. Таким образом, потребляемая наведенная мощность увеличилась в раз. четырех! То же самое было бы, если бы вес самолета был увеличен вдвое. добавление топлива и т. д.

Один из способов измерить общую мощность — посмотреть на расход топлива. потребление. На рисунке 13 показаны зависимости расхода топлива от полной массы для большой транспортный самолет, летящий с постоянной скоростью (получено из реальных данные).Поскольку скорость постоянна, изменение расхода топлива происходит из-за изменение наведенной мощности. Данные аппроксимируются постоянной (паразитная мощность) и термин, который идет как нагрузка в квадрате. Этот второй срок — это то, что было предсказано в нашем ньютоновском обсуждении влияния нагрузки на наведенную мощность.

Рис. 13 Зависимость расхода топлива от нагрузки для большого транспортного самолета, летящего с постоянной скоростью.

Увеличение угла атаки при увеличении нагрузки имеет и обратную сторону: чем просто потребность в большей мощности.Как показано на рисунке 9, крыло в конечном итоге сваливаться, когда воздух больше не может следовать за верхней поверхностью, то есть когда критический угол достигнут. На рисунке 14 показан угол атаки как функция воздушная скорость для фиксированной нагрузки и для разворота 2 g. Угол атаки, при котором сваливание самолета постоянно и не зависит от нагрузки на крыло. Скорость сваливания увеличивается как квадратный корень из нагрузки. Таким образом, увеличивая нагрузку в 2-г поворот увеличивает скорость остановки крыла на 40%.Увеличение высота дополнительно увеличивает угол атаки при повороте на 2 g. Вот почему пилоты практикуют «ускоренное сваливание», которое показывает, что самолет может остановиться на любой скорости. На любой скорости есть нагрузка, которая вызовет срыв.

Рис. 14 Зависимость угла атаки от скорости для прямого и горизонтального полета и для поворота с 2 g.

Крыловые вихри

Кто-то может спросить, как выглядит промывка от крыла подобно.Промывка вниз идет от крыла в виде листа и связана с деталями. распределения нагрузки на крыло. На рисунке 15 показано, что из-за конденсации распределение подъемной силы на самолете во время маневра с большой перегрузкой. С рисунка видно, что распределение нагрузки меняется от корня крыла к наконечник. Таким образом, количество воздуха в нисходящей струе также должно изменяться крыло. Крыло у корня «набирает» гораздо больше воздуха, чем кончик. поскольку корень отводит так много воздуха, что чистый эффект состоит в том, что начинает закручиваться наружу вокруг себя, как воздух огибает верхнюю часть крыло из-за изменения скорости воздуха.Это крыловой вихрь. Плотность закрутки крыла вихря пропорциональна скорости закручивания. изменение подъемной силы по крылу. На законцовке крыла подъемная сила должна быстро стать нулевой. вызывая максимально плотный локон. Это вихрь на законцовке крыла и всего лишь небольшой (хотя часто наиболее заметная) часть вихря крыла. Возвращаясь к цифре 6. ясно видно развитие вихрей крыла при промывании вниз, а также концевые вихри крыла.

Рис. 15 Конденсация, показывающая распределение подъемной силы вдоль крыла.Также видны вихри на концах крыла. (из «Узоров в небе», Дж. Ф. Кэмпбелл и Дж. Р. Чемберс, NASA SP-514.)

Крылышки (эти небольшие вертикальные отростки на концах некоторых крыльев) используются повысить эффективность крыла за счет увеличения эффективной длины крыла. крыло. Подъемная сила нормального крыла должна быть равна нулю на вершине, потому что нижняя часть а наверху общаются до конца. Винглеты блокируют эту связь так что подъемник может выходить дальше на крыле.Поскольку эффективность крыла увеличивается с увеличением длины, это дает повышенную эффективность. Одно предостережение в том, что конструкция крылышек сложна, и крылышки на самом деле могут быть вредными, если не правильно разработан.

Влияние земли

Еще одно распространенное явление, которое неправильно понимают это эффект земли. Это повышенная эффективность крыла при полете. в пределах длины крыла от земли.Самолет с низкорасположенным крылом испытает снижение сопротивления на 50% непосредственно перед приземлением. Есть много путаница по поводу эффекта земли. Многие пилоты (и экзамен FAA VFR-O-Gram No. 47) ошибочно полагают, что эффект земли является результатом сжатия воздуха между крылом и землей.

Чтобы понять влияние земли, необходимо иметь представление о промыть. Для давления, возникающего при полете на малой скорости, считается, что воздух несжимаемый.Когда воздух ускоряется над крылом и опускается вниз, его необходимо заменить. Поэтому немного воздуха должно сместиться вокруг крыла (ниже и вперед, а затем вверх) для компенсации, как поток воды вокруг весла для каноэ при гребле. Это причина смыва.

Как указывалось ранее, поток воздуха ускоряет поток воздуха в неправильном направлении для лифт. Таким образом, необходимо большее количество промывки вниз, чтобы компенсировать смыть вверх, а также обеспечить необходимый подъем.Таким образом выполняется больше работы и больше требуется мощность. У земли поток воды уменьшается, потому что земля препятствует циркуляции воздуха под крылом. Так меньше промывки необходимо обеспечить лифт. Угол атаки уменьшается, как и наведенная мощность, что делает крыло более эффективным.

Ранее мы подсчитали, что Cessna 172, летящая со скоростью 110 узлов, должна отклоняться примерно на 2,5 т / сек для обеспечения подъема. В наших расчетах мы пренебрегли смывом.Из величина эффекта земли, ясно, что количество отклоненного воздуха наверное больше 5 т / сек.

Выводы

Давайте рассмотрим то, что мы узнали, и узнаем представление о том, как физическое описание дало нам большую способность понять полет. Первое, что мы узнали:

  • Количество воздуха, отклоняемого крылом, пропорционально скорости крыла и плотности воздуха.
  • Вертикальная скорость отклоняемого воздуха пропорциональна скорости крыла и углу атаки.
  • Подъемник пропорционален количеству отклоненного воздуха, умноженному на вертикальную скорость воздуха.
  • Мощность , необходимая для подъема, пропорциональна подъемной силе, умноженной на вертикальную скорость воздуха.

Теперь давайте посмотрим на некоторые ситуации с физической точки зрения и с точки зрения популярного объяснения.

  • Скорость самолета снижена . Физический вид говорит, что количество отклоняемого воздуха уменьшается, поэтому угол атаки увеличивается для компенсации. Также увеличивается мощность, необходимая для подъема. Популярное объяснение не может решить эту проблему.
  • Нагрузка самолета увеличена . Физический вид говорит, что количество отклоняемого воздуха такое же, но угол атаки должен быть увеличен, чтобы обеспечить дополнительную подъемную силу. Также увеличилась мощность, необходимая для подъема.Опять же, популярное объяснение не может решить эту проблему.
  • Самолет перевернутый . Физический вид не имеет с этим проблем. Самолет регулирует угол атаки перевернутого крыла, чтобы дать желаемую подъемную силу. Популярное объяснение подразумевает, что перевернутый полет невозможен.

Как видите, популярное объяснение, зацикливающееся на форма крыла может удовлетворить многих, но не дает возможности действительно понимаю полет.Физическое описание лифта легко понять и намного мощнее.


Angel Wing или Slipped Wing

Индекс болезней птиц … Симптомы и возможные причины … Виды птиц и болезни, к которым они наиболее восприимчивы

Angel Wing или Slipped Wing — болезнь, которая в первую очередь поражает водоплавающих птиц . Это состояние чаще наблюдается у лебедей и гусей и в меньшей степени у уток.

Это состояние известно под разными названиями, в том числе:

  • Крыло ангела
  • Крыло самолета или самолета
  • Деформация запястья
  • Деформация запястно-пястного сустава
  • Кривое крыло
  • Крыло с отогнутым крылом
  • Крыло с отогнутым крылом
  • Наклонное крыло
  • Перевернутое крыло
  • Вращающееся крыло
  • Скользящее крыло
  • Крыло копья
  • Крыло меча
  • Соломенное крыло
  • Наклонное крыло
  • Вальгусная деформация запястья 5000 Симптомы

Деформация запястья

рост, в результате которого одно или оба крыла высовываются из тела, и птица не может летать.Левое крыло поражается чаще, чем правое.

Это состояние становится очевидным, когда маховые перья растут, при этом вес первичных перьев оказывается слишком большим для мышц запястного сустава, что приводит к опусканию кончика крыла. Первичные маховые перья могут быть повреждены.

Симптомы крыльев ангела включают обрывание маховых перьев в области запястья или ремидж (маховые перья, обычно видимые только в полете), выступающие из крыльев под странными углами.В некоторых случаях ободранные перья могут напоминать болезненно-голубые соломинки, торчащие из крыльев.

Причины:

Заболевание проявляется как неизлечимое анатомическое заболевание, приобретенное у молодых птиц.

  • Факторы питания: могут быть вызваны высококалорийной диетой, особенно с высоким содержанием белка и / или низким содержанием витамина D, витамина E и марганца, один или оба сустава запястья (запястья) отстают в своем развитии по сравнению с остальная часть крыла
    • Канадские казарки, получавшие пищу с высоким содержанием белка (20%), заболевали чаще, чем у гусей с низким содержанием белка (см.1984 Кригер, Т.Дж. и Вальзер М. Запястно-пястная деформация гигантских канадских казарок [Branta canadensis maxima Delacour] 20 245-248)
    • Домашние породы, выведенные для быстрого набора веса, кажутся более восприимчивыми.

  • Факторы роста: Предполагается, что они связаны с чрезмерно быстрым ростом относительно медленно растущих видов умеренного и тропического климата. Быстрый рост маховых перьев (первичные: самые длинные перья крыльев — и вторичные: более короткие, верхние «ручные» перья) превышает развитие поддерживающих тканей крыла.
    • Виды умеренного и тропического пояса, естественно, растут медленнее и более восприимчивы. Об этом заболевании не сообщалось у видов, которые размножаются в высокогорных районах Арктики и имеют, естественно, очень высокую скорость роста.

  • Инкубация: Также предполагалась возможная роль неправильных условий инкубации и / или проблем с выводом.

  • Травма: в некоторых случаях механическое повреждение крыла может усугубить проблему.

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *