Список статей

Английская версия

Развитие самолетов схемы «летающее крыло»

[Это - сокращенная версия 35-ой лекции памяти Уилбера Райта, которую Джек Нортроп читал в Королевском Аэронавигационном Обществе 29 мая 1947. Это часть его большого доклада о самолетах схемы "летающее крыло". За полным документом, со схемами и уравнениями, см. Dave Bullard's Nuflugel page или приложение к книге Тэда Колемана 'Джек Нортроп и летающее крыло'. Я выделил некоторые предложения жирным шрифтом, или потому, что они показались мне особенно дальновидными или потому, что они имеют отношение к аварии YB-49; выделение во всех случаях является моим и его нет в оригинале. - Дэн Форд] Перевод выполнен Nidhogg, http://forum.sukhoi.ru/

Введение

При выборе заголовка, "Развитие самолетов схемы "летающее крыло" как предмета моей лекции я рискую быть обвиненным в записи хронологии компании, а не документа общего характера, обычно представляемого такому проверенному временем учреждению. Это далеко от моих намерений, но будучи искренне убежденным, что самолет-крыло является ценным шагом в развитии авиационной техники, и желая передать максимум имеющихся данных в ограниченное время, имеющееся в моем распоряжении, я должен был значительно ограничиться описанием того, что было получено нашей компанией в работе над этим предметом.

Кроме усилий братьев Хортен в Германии, до настоящего времени никто не достиг особых успехов в разработке самолета типа "летающее крыло" кроме нашей компании. Разработки, современные Хортенам были полностью описаны в технических отчетах, доставленных из Германии начиная с завершения европейской войны. Во многих случаях заключения Хортенов были удивительно подобны нашим собственным. Их работа продлилась недолго, и я сомневаюсь, что они имели достаточную и ответственную правительственную поддержку, и в результате возможность продолжить разработку досталась нам

При рассмотрении развития самолета схемы "летающее крыло" я хотел бы сначала сделать различие между летающим крылом и бесхвостыми самолетами. Большинство бесхвостых самолетов не являются летающим крылом по нашему определению. Есть огромный опыт работы над бесхвостыми типами, о котором полностью сообщил г. А. Р. Вейл в 'Aircraft Engeneering'. Эти статьи показали удивительное количество причин для того, чтобы построить воздушное судно схемы "летающее крыло", которые побуждали различных проектировщиков и конструкторов за эти годы. Всего лишь одно из многих преимуществ, которые будут получены через такую разработку, вдохновили нас, а именно улучшили эффективность самолета… Фактически все наши усилия были направлены к уменьшению паразитного сопротивления и уточнению коэффициента максимума устойчивой скороподъёмности к минимальному коэффициенту лобового сопротивления. Тогда казалось естественным, что мы особенно не интересовались бесхвостыми самолетами; если бы мы не могли устранить излишние поверхности вертикального хвостового оперения, фюзеляжа, и существенную часть интерференционного сопротивления, успехи, которых мы достигли, не стоили бы затраченных на них усилий.

Наша работа, соответственно, все эти годы была направлена исключительно на самолеты схемы "летающее крыло". Эта схема предполагает, что в полноценном самолёте все функциональные компоненты расположены и размещены целиком в пределах структуры аэродинамической поверхности Конечно, мы пока еще не строили никакого "чистого" самолета схемы "летающее крыло". Все имели некоторые выступающие части: двигатели, воздушные винты, реактивные сопла, пушечные башни и т.п.. Мы, однако, строили множество самолетов, в которых минимальный коэффициент паразитного сопротивления был сокращен приблизительно до половины того, который обычно достигается в лучших самолетах обычной схемы подобного размера и назначения. Некоторые из законченных проектов имели выступающие части и разновидности контура аэродинамической поверхности, создающие менее чем 20% сопротивления самолета традиционной схемы.

Основные положения

Удивительно большое количество людей, и имеющих отношение к авиации, и нет, всё ещё, кажется, подвергают сомнению экономическую целесообразность того, чтобы сконцентрироваться на трудностях постройки самолетов типа "летающее крыло". "Да ладно", они говорят, "многие люди на практике могут научиться ходить на руках, но это неудобно и неестественно. Итак, почему то, что никто никогда не делает, построено именно таким образом"? На деле характеристики, достигаемые аэродинамической и структурной эффективностью самолёта-крыла, поражают, при условии, что некоторые основные требования могут быть выполнены. Их несложно сформулировать следующим образом:

  1. Самолет должен быть достаточно большим, настолько, чтобы преимущества летающего крыла могли полностью использоваться. Это вопрос, близко связанный с плотностью компоновки элементов, включающих сухой вес, взлётный и полезную нагрузку, которая располагается в пределах крыла.
  2. Размерности среднего человеческого тела также могут быть иногда фактором ограничения, но, обычно, в больших типах самолётов - транспортниках или бомбардировщиках, которым мы больше всего интересуемся, очевидно, что это не критично. В таких самолётах не имеет смысла особо ограничивать объём, и в пределах крыла разумной толщины легко разместить объёмы для коммерческого груза, бомбовой нагрузки и топлива.

Практические исследования подтвердили удовлетворительные свойства самолёта-крыла при испытаниях buzz-бомбы (самолёта-снаряда? – я), имеющей длину 8.84 м. на 53-метровом дальнем бомбардировщике XB-35. Buzz-бомба была выбрана из-за сравнительно высокого удельного веса боеголовки, плюс то, что конфигурация позволяет почти всё крыло использовать как топливный бак.

XB-35, с другой стороны, является значительно большим, чем было бы необходимо для обеспечения свободного пространства для пассажиров и комфорта экипажа и значительного объема для полезного груза, будь это товарный груз или бомбы. Это было предусмотрено для того, чтобы сохранить нагрузку на крыло сравнительно небольшой на этом первом большом экспериментальном испытании. Самолет имеет нормальную общую массу 74. 842 т., общая масса перегрузки 100. 38 т., и достаточный объема в пределах обшивки крыла, настолько, что максимальная общая масса в отсеках может легко быть увеличена более чем до 136 т. При этом более половины этой массы может быть отведено бомбам, топливу и разнообразному полезному грузу. Соотношение может меняться в зависимости от практической дальности предполагаемого полёта. Если требования вместимости и объема не позволяют полностью использовать правило летающего крыла, небольшая рудиментарная гондола может быть добавлена, не влияя на экономические преимущества самолёта-крыла.

Второе основное требование состоит в том, что самолет типа "летающее крыло" был разработан, чтобы обладать достаточной устойчивостью и управляемостью для практических операций в качестве военного или коммерческого самолета. Мы полагаем, что это требование было полностью проверено и выполнено в сотнях полётов, завершённых на таком самолёте, и полностью убеждены в осуществимости ввода в строй десятка различных вариантов воплощения самолетов разных конфигураций, выполняющих правило летающего крыла.

В сравнении самолётов схемы "летающее крыло" и традиционных типов, мы можем справедливо предположить, что длина сравниваемого самолета, имеющего ту же самую общую массу равна, и как дальнейшее упрощение мы можем в течение определённого времени пренебречь эффектами сжимаемости на нашем сравнении с преимуществами летающего крыла и условных типов крупных бомбардировщиков или транспортных самолетов, имеющих максимальные скорости приблизительно до 800 км/час.

Соотношение минимального сопротивления и максимального устойчивого подъема.

Основываясь на этих предположениях и на полученных в исследованиях доказанных данных относительно типа "летающее крыло", может быть сделан сравнительно простой анализ преимуществ.

Отношение минимального коэффициента паразитного сопротивления (Cd min) для самолетов типа "летающее крыло" к нему же для традиционных типов - приблизительно 1:2. Минимальные коэффициенты лобового сопротивления для дальнего бомбардировщика и транспортного самолета… в среднем приблизительно .023. Минимальные коэффициенты лобового сопротивления для нескольких типов летающего крыла были измерены и в макетных и полномасштабных конфигурациях и изменяются от менее чем .010 до приблизительно .0113, который является значением для XB-35, включая выпуклости вооружений, размещения двигателей, пушечных башен и так далее.

Отношение максимума коэффициента устойчивой скороподъёмности (Cl max) для летающего крыла к условным типам - приблизительно 1.5:2.3. Последнее число типично для многих больших самолеты традиционной компоновки, ранее названных. Первое значение с лёгкостью достижимо в конфигурации XB-35 и может быть подвергнуто значительному уточнению с помощью нескольких типов механизации крыла.

Для сравнимых по массе и дальности полёта самолетов одинаковой длины и общей массы выбор заданной площади крыла будет зависеть или от условий взлёта, включая состояние без щитков (закрылков), или разной нагрузке на крыло. Взлётные режимы предполагают, отношение заданных площадей несущей поверхности летающего крыла к самолету обычной схемы будет 1:1, потому что два крыла одинаково эффективны кроме как в условиях максимальной подъемной силы. В условиях посадки отношение будет 3:1, принимая одинаковую же самую посадочную скорость в каждом случае. В случаях с частичным отклонением закрылков отношение будет где-нибудь между вышеупомянутыми двумя числами.

В больших бомбардировщиках схемы "летающего крыла" и транспортниках, в особенной степени в проектируемых дальних транспортниках, отношение общей массы в отсеках к посадочному весу приблизится к 2:1. Поэтому условия полёта, вероятно, будут больше влиять на изменение площади крыла, чем условия посадки. На следующих вычислениях оба крайних члена пропорции являются показательными для диапазона преимущества, которое будет получено при помощи конфигурации летающего крыла. [Показывает вычисления]. При этом полное минимальное паразитное сопротивление самолета типа "летающее крыло" в границах традиционного условного самолета изменится от 50 процентов на маршруте до 77 процентов в условиях посадки…

Это - известный факт, основанный на формуле диапазона Брего, связанного с условными поршневыми двигателями и воздушными винтами. Зависимость скорости и дальности приблизительно такая же, как и зависимость паразитного и индуктивного сопротивления. Поэтому, при той же самой крейсерской скорости, как у самолёта традиционной схемы, "летающее крыло" требует от 11 до 25% меньше мощности, и с тем же самым количеством топлива пройдёт дальность от 13 до 33% больше. Если самолет типа "летающее крыло" используется на наиболее экономичной скорости, вместо наиболее экономичной скорости обычного самолета, он доставит груз к цели в срок от 7 до 19% меньший, и радиус действия на том же количестве топлива будет от 14 до 41% большим…

Преимущества низкого паразитного сопротивления.

На высоких скоростях с любым типом двигательной установки паразитное сопротивление занимает намного большую долю от полного сопротивления чем для крейсерских режимов с поршневыми двигателями. При высокой скорости паразитное сопротивление может составлять 80 процентов или больше суммарного, в то время как индуктивное сопротивление понижается к 20 процентам или меньше. Такие соотношения сопротивлений характерны для самолётов традиционной схемы […]. Так как турбореактивный двигатель и двигательные установки турбовинтового самолета работают на относительно высоких скоростях для лучшей топливной эффективности, преимущества конфигурации летающего крыла, когда оно используется в комбинации с этими двигательными установками, близко приблизятся к вышеупомянутым значениям для дальнобойности и одновременно высокой скорости.

Эти преимущества полностью основаны на простых аэродинамических значениях, полученных с самолетами типа "летающее крыло"; а именно, следующих: Cd min равняется 50% традиционного, Cl max приравнивается к 65% традиционного. Разночтения состоят в том, что минимальное паразитное сопротивление, в пределах сравнительно короткого времени, может быть сокращено, в основном для коммерческих типов, приблизительно к 40% традиционного значения и что максимальный коэффициент устойчивого (Cl max), в пределах подобного короткого времени, может быть увеличен к не менее 75% от традиционной схемы.

Методы достижения максимума устойчивой скороподъёмности.

Одно из самых интересных устройств для того, чтобы увеличить максимальную подъемную силу, конечно, разумное использование управления пограничным слоем вместе с турбореактивными двигателями или газовыми (прямоточными? – я) двигателями. Другой использует тщательно подобранную комбинацию нижних щитков, органов момента тангажа и триммеров, которые создадут "подъем самолёта за волосы" более успешным способом, чем мы достигли до настоящего времени. Образцовые конфигурации, проверенные на настоящий момент, показали уточнения 0.1 или 0.2 Cl по схеме, показанной на 1.5.

Третья возможность является довольно нетрадиционной. Она будет доказана в самолете типа "летающее крыло". Заключается она в размещении центра тяжести позади аэродинамического фокуса крыла, изменяя свойственную продольную устойчивость и замещая эту характеристику, которую прежде мы всегда рассматривали как существенную для удовлетворительной конструкции воздушного судна. Возможность использования автопилотов либо дублирующих устройств, которые воспринимают значения устойчивости от силовой конструкции самолёта и могут, возможно, лучше выполнить задачу по удержанию самолёта на курсе чем существующий классический метод. В то же время этот нетрадиционный и всё ещё пугающий способ может иметь практическое приложение на очень больших самолетах, где навык пилота и его сила в значительной степени вытесняются механическим приводом того или иного рода. В этом случае пилот управляет механизмом, который в свою очередь приводит самолет в желаемое положение. При центре тяжести, расположенном ближе к хвостовой части аэродинамического фокуса, и на больших углах атаки со щитками (закрылками), или плоскостями рулей высоты отклонялись вниз, а не вверх от их нормальной позиции, таким образом увеличивая дугу и создавая аэродинамически цельную поверхность, приводят к возрастанию большой подъемной силы. Возможность уравновешивания коэффициентов подъема в порядке 2.0 может быть достигнута этим методом, и эксперименты, законченные до настоящего времени с таким устройством на показе самолета обычной схемы, что ЦТ может быть перемещен не менее чем на 10% процентов к хвостовой части средней аэродинамической хорды без любых неудобных исходов в летящих характеристиках самолета.

Когда эти уточнения в Cl max и Cd min cмогут быть реализованы, откроется возможность больших достижений в улучшении характеристик, как будет сказано позже. Казалось бы, однако, что уже существующие достоинства предполагают достаточную гарантию успеха, окупаемости усилий и денег, и вопрос, так ли хороши самолеты типа "летающее крыло, уже имеет хороший ответ.

Другие большие преимущества.

Есть другие большие преимущества типа "летающее крыло, которые не могут быть так явным образом оценены, но которые могут действительно способствовать заметному улучшению эффективности и сферы использования; а именно устранение интерференции реактивной поверхности хвостового оперения, и возможного устранения взаимодействия скачка уплотнения с пограничным слоем поверхности хвостового оперения крыла, были уже упомянуты. Третий способ, он же наиболее быстро применимый к проектам ближайшего будущего, заключается в улучшенной адаптируемости типов летающего крыла к расположению больших элементов веса, пустой и полезной нагрузки по длине крыла. В то же время реализация такого распределения в самолётах традиционной схемы очень ограниченно, и может быть намного более полно достигнуто в летающем крыле. правильное распределение массы приводит к существенной экономии в весе конструкции, что имеет важное значение на отношение общей массы в к посадочному весу. Анализ формулы диапазона массы указывает, что это отношение - один из самых важных параметров диапазона. Компетентное исследование показало, что распределение топлива в крыльях вместо фюзеляжа большого современного транспортного корабля обычной конструкции позволило бы увеличить общую массу на 16% процентов без увеличения сухой массы, с соответствующим увеличением полезной нагрузки в пределах до +30%.

Вполне очевидно, что самолет типа "летающее крыло" предоставляет сравнительную конструкционную простоту, плюс возможность структурного распределения нагрузки самым эффективным способом на максимальных расстояниях от оси симметрии, плюс возможность уместить двигательную установку, топливо и полезный груз в допустимых пределах по длине крыла, которая не может быть выполнена в традиционных типах компоновки. Эти вопросы не совсем очевидны и трудны для пояснения в численном представлении. Они в большей степени зависят от типа и размера самолета, разработанного для перевозки определённого груза с заданной скоростью.

Проблемы, свойственные схеме "летающее крыло"

Продемонстрированные преимущества летающего крыла позволяют решать свойственные ему проблемы. Основывающиеся на нашем практическом опыте, эти решения теперь не представляются настолько трудными, как в 1939 году, когда они казались настолько серьёзными, что некоторые из них казались решаемыми только самым упёртым оптимистам.

В первом испытании аэродинамическая поверхность прямой стреловидности, имеющая желательную корневую толщину, сужение и симметрическое сечение, вместе с разумной отрицательной круткой к концам крыла могла бы быть решена исходя из имеющихся тогда данных, первые результаты были довольно пугающими. Подъёмная сила на модели была рассчитана ошибочно , изменена в знаке с изменяющимися отклонениями, и совершенно не позволяла управлять самолетом. Было также замечено, что степень статической продольной устойчивости, обозначенная средним наклоном эпюр моментов тангажа была меньше, даже рассчитанная для самолёта традиционной схемы. Эксперименты, позволяющие зрительно отследить поведение воздушных потоков на модели, показали разделение по краю обтекания аэродинамической поверхности, которая должна была, очевидно, создать требуемую конфигурацию. Она же была ответственна за ошибочные кривые. В ранних экспериментах простое добавление 10% к длине прямой хорды приблизительно от 70% точки хорды до новой 110% точки хорды почти полностью устранило трудность.

Первый полномасштабный самолёт.

Было скоро определено, что данные, соответствующие традиционным крыльям с маленькой или нулевой проекцией были полностью неприменимы для крыла определённой прямой стреловидности, заданной в практических проектах летающего крыла, и что необходима разработка совершенно новой методики вычисления пределов, в границах которых сужение, прямая стреловидность и относительная толщина могли бы быть объединены для удовлетворительных результатов. Все эти переменные исследовались в ряде моделей при испытаниях в аэродинамической трубе, и когда была найдена устраивающая нас конфигурация, мы приняли решение о постройке первого пилотируемого летающего крыла, N-1M (Northrop 1-й, макетный)

Из-за многих ошибочных результатов и непредсказуемых спектров обтекания, которые, казалось, были связаны с использованием прямой стреловидности, было решено попробовать все наработки в натуральной величине машины, и N-1M предусматривал изменения в плане крыла прямой стреловидности, поперечном "V", опережающих схем крыла, расположении центра тяжести и органов управления. Большинство этих корректировок было сделано в промежутках между полётами; некоторые, как размещение центра тяжести, были предприняты сдвигом балласта во время полёта. Изменения, которым первый самолет был подвергнут, привели к тому, что согласование двух крайних членов пропорции позволило найти максимальной устойчивости самолёта на курсе во время полёта.

Интересно, что комментарий относительно сравнительной непринужденности, с которой основные проблемы управляемого полета были решены, указывает, что не было испытано никаких серьёзных трудностей ни в полётных испытания, ни в любых других, и ни с одной из различных использованных конфигураций. Незначительные сложности лучше пилоту, нежели значительные, но никогда самолетом не был плохо поддающимся управлению, или необоснованно отказывался взлетать. Основные затруднения были связаны с охлаждением небольших двигателей с пассивным воздушным охлаждением проточного типа , которые были полностью скрыты в пределах крыла, и из-за толкающего расположения винта не имели обтекающего спутного потока, способного охлаждать их на всех режимах полёта. Проблемы охлаждения двигателей серьезно препятствовали ранним полётам, но позже, были установлены специальные механизмы, и створки, подающие холодный воздух, были улучшены настолько, чтобы регулярные длительные полёты стали возможны.

В первом полёте произошла непредвиденная ситуация, в процессе руления на сравнительно высокой скорости над гладкой поверхностью ложа пустыни, используемой как лётное испытательное поле, пилот сделал резкий манёвр и сорвался в штопор. Он за несколько сотен ярдов высоты выровнял самолёт, переведя его в управляемое состояние и посадил. В целом, этот первый самолет использовался в более чем 200 полётах существенной продолжительности, в течение которой были проверены многие варианты компоновки, было много сделано для определении оптимальных типов органов управления и исполнительных поверхностей.

Элевоны и рули.

С самого начала работы, элероны и другие поперечные органы управления были объединены в "элевоны", универсальные управляющие поверхности задних кромок крыла, работающих одновременно на изменение крена и тангажа. Ни разу в течение первоначальных испытаний самолёт не показал плохой управляемости, все оси дают заметную чёткость. Управление, которое, как ожидалось, вызовет трудности, имело отношение к рулю направления.

Заранее в программу испытаний было заложено, чтобы самолет имел беспаразитные характеристики управлениями на двух осях при потере третьей, то есть нормальный поворот следовал бы из крена без использования руддера во всех подобных случаях. Мы часто рассматривали вообще полное устранение руля направления как такового. Было действительно удачно, что первый самолет показал такие качественные характеристики, для многих конфигураций руля было доказано, что они неэффективным - или хуже того, воздействуют на курсовые характеристики самолета неблагоприятно.

Было решено устранить, до наиболее возможной степени, наличие вертикального хвостового оперения и поверхностей руля; во-первых, потому что они нарушали правило летающего крыла и увеличивали сопротивление основной аэродинамической поверхности; во-вторых, потому что с умеренной прямой стреловидностью, используемой в наших ранних проектах, момент руля относительно ЦТ был мал, и чрезмерно большая вертикальная поверхность, следовательно, вынудила нас плотнее занятся улучшением моментов управления по рысканию. Поэтому разработка рулей была сконцентрирована на определении типа устройства, способного создавать скольжение, располагаясь на законцовках крыла, адекватные силы, создающие манёвр и при этом не приводящие к сваливанию. В конце концов мы опробовали 25 или 30 различных конфигураций во время полётных испытаний, вначале эти же конфигурации были продуты в аэродинамической трубе. В результате этих опытов выяснилось, что динамические реакции, вероятно, очень отличаются от статических реакций; некоторые из конфигураций, которые выглядели лучшими в аэродинамической трубе, показывали свою полную несостоятельность в практических полётах.

Лучший и наиболее практичный руль из найденных был одним из наиболее простых в конструкции и одним из первых, отправившихся в полёт. Это был простой разрезной закрылок в законцовке крыла, который мог быть открыт и отклонён, чтобы произвести желаемое сопротивление. Этот закрылок был позже объединен с триммирующей поверхностью, которая должна была противодействовать пикирующему моменту посадочных щитков, изменяя отклонение подвижных органов управления в законцовке крыла XB-35.

Во время множества испытательных полётов, в том числе и на буксире, были получены результаты, говорящие о том, что высота, достигаемая в таких провозных рейсах, недостаточна, чтобы с уверенностью сказать, что управляемость зависит только от собственных органов самолёта. После нескольких минут знакомства с разностями характеристик, вызванными присутствием буксировочного каната, самолет вел себя хорошо в таком состоянии, и было сделано несколько сравнительно высоких полетов были сделаны, чтобы исследовать характеристики вращения. Они, казалось, должны были быть беспаразитной нормалью, основанной на макетных испытаниях этого самолета. Позже опыт, однако, указал, что характеристики вращения бесхвостых типов изменяются от одного проекта к другому, тем же самым способом как это может ожидаться от самолётов традиционной компоновки, и никаких обобщений в этом вопросе сделано быть не может.

Полёт макетного бомбардировщика N-9M.

N-1M сначала облётывался в июле 1940, и в течение приблизительно года был использован для опробования различных комбинаций аэродинамических компоновок, и решения проблемы охлаждения двигателя. Как только хорошие длительные демонстрационные полеты могли быть произведены согласно армейским требованиям, ВВС приняли активное участие в финансировании программе и формировании лётно-технического составе, включая генерал H. H. Арнольда и генерал-майора Оливера П. Эхолса, поощривших нас исследовать применение правила летающего крыла к дальнебомбардировочной авиации. К этому времени было решено создать четыре масштабных модели большого самолета. Они получили наименование N-9M (Northrop 9-й макетный), и они дублировали, кроме двигательной установки и расположения воздушных винтов, аэродинамическая конфигурацию проектируемого самолета XB-35.

Первый из них был закончен и испытан в полёте 27 декабря 1942, и завершил приблизительно 30-часовые испытания в пилотируемом режиме и иногда ещё с лётчиком-наблюдателем, когда произошла катастрофа, повлёкшая гибель пилота. Машина была на маршруте типового полёта поперек пустыни, вдалеке от базы, находилась вне поля зрения технически квалифицированных наблюдателей во время несчастного случая. Однако, все доказательства указывали на штопор, и положение самолета на земле бесспорно указывало на неуправляемый разворот во время падения.

Эта потеря была серьезным препятствием, и немедленно была начата работа по перепроверке штопорных характеристики самолета в специальной продувочной трубе. Как было позже определено, и в трубе и во время реальных полётов, именно такой выход был наилучшим, так как позволил определить достаточно нетрадиционные требования к элеронам, а не рулям высоты, и что специальные тормозные поверхности, которые были предназначены постепенного снижения скорости и испытаний на устойчивость, были неэффективны по величине и ненадлежащим образом расположены.

Вращение и креновые характеристики.

Последующие модели более чем в сотне вылетов не дали никакого затруднений. Медленно-действующий останов и испытания вращения с хвостовой ориентацией ЦТ были достигнуты без дальнейших трудностей; и N-9M оказался неоценимой систему отладки, в которой различные компоновки управления могли быть детально отработаны. Большое количество дополнительных конфигураций руля было разработано и проверено на N-9M; аналогично исследовались различные типы механического и аэродинамического увеличения воздействия на воздушный поток подвижными поверхностями органов управления, так же как общее поведение самолета на всех полётных режимах, и с различными позициями ЦТ.

Во время поисков образцовых показателей штопорных характеристик этого самолета, исследование многих характеристик типа было сделано в продувочной трубе. Эти испытания показали, что, если модель вводилась в воздушный поток с высокой начальной скоростью с определённой степенью подвижности по крену и в направлении, она продолжала переворачиваться или выходить из маневра, в зависимости от сравнительно незначительных разностей в позиции ЦТ и элевона. Другими словами, при данных обстоятельствах наведенного циклического сдвига по степени подвижности смещение было критическим. Однако, самолёт никогда не переворачивался ни из какого нормального полётного положения, типа торможения, вращения, или какого-то другого более-менее ожидаемого маневра. В некоторых конфигурациях, если была отклонена вертикально задняя кромка вниз в обтекающий поток, вызванный кувырок мог бы быть и не скомпенсирован. Это не было оценено как серьезная проблема ввиду факта, что скользящие моменты вертикального хвостового оперения - едва ли тот маневр, который наблюдается даже самолетом-истребителем, уже не говоря о 100-тонных бомбардировщиках.

Три сохранившихся N-9M пролетали почти непрерывно начиная со времени постройки до завершения ресурса. Только недавно были изданы все требуемые законченные программы испытаний; а самолеты приведёны к стояночному состоянию, из которого они выводились только для особо интересующихся пилотов.

Дальний бомбардировщик XB-35.

В течение всей разработки и испытаний, проектировка и постройка большого воздушного корабля шла полным ходом. Самолёты N-9M доказали осуществимость проекта. Они близко приблизились к конфигурации XB-35 за исключением того, что они имели только два двигателя с толкающими винтами, расположенные в позициях, соответствующих точкам ровно посередине между двигателями №№ 1, 2, и №№ 3 и 4.

Задача приведения в действие органов управления на большом бомбардировщике поставила вопрос о разработке и испытании законченной системы гидравлического управления, так как ни одно из аэродинамических увеличений или балансирных систем, разработанных и проверенный в моделях N-9M не показали удовлетворительных результатов. Система, применённая на XB-35, использует небольшие клапаны, которые являются чувствительными к малым перемещениям управляющего троса и подают соответствующее количество масла в силовые цилиндры. Такое устройство управления устраняет любую обратную связь от загрузки на органах управления, если не сделана преднамеренная обратная настройка по усилию. Вместо такой схемы был разработан сравнительно простой механизм, чувствительный к ускорениям и воздушной скорости. Это устройство дает пилоту искусственное чувство машины, которое может быть откорректировано в интенсивности в зависимости от личных предпочтений пилота, и что показало хорошие свойства в полёте. По причинам, которые будут указаны далее, искусственная отдача намного предпочтительнее чем обратная связь от фактических загрузок органа управления, особенно при больших углах атаки.

XB-35 сначала делал пролёты от аэродрома Нортроп до армейской испытательной базы Мёрок в июне 1946. Первые несколько рейсов не выявили вообще никаких трудностей в конструкции и наборе. Обнаружились относительные проблемы с воздушным винтом, его гидравлический механизм управления шагом при длительных полётах начинал травить масло. В последнем полёте из-за этой неполадки пришлось садится двух двигателя одного крыла, т.е. на асимметричной тяге, однако это не привело к неприятностям или поломкам.

Следующие месяцы, с августа по март, были проведены в безуспешных попытках устранить эти трудности, вдобавок были машинные отказы понижающих редукторов. До настоящего времени XB-35 не имел достаточного налета, чтобы полностью продемонстрировать его способность выполнить его обещанные проектные показатели. Однако, крупномасштабные модельные испытания в многочисленных туннелях указали значения небольшого лобового сопротивления, представленные ранее в техническом обосновании, и первоначальные скоростные результаты в начале месяца дали подтверждение наших основанных на расчётах ожиданий. Полёты, ранее проведённые включали все маневры, необходимые для больших самолетов-бомбардировщиков. Пока что, однако, резкое маневрирование не предпринималось, и получить точную оценку стабильности и параметров управления не было возможно.

В программу испытаний самолетов типа "летающее крыло", имеющих ту же самую основную форму и размер, были включены два турбореактивных двигателя, поскольку XB-35 фактически закончены в это время и будут поставлены в конце этого лета. Они оснащены восемью реактивными двигателями имеющими на уровне моря статическую осевую тягу 1 814.37 кг. каждый. В конструкцию были добавлены малые вертикальные хвостовые оперения, чтобы получить тот же самый аэродинамический эффект, как от оси винтовых двигателей XB-35.

Позвольте нам теперь обратиться к рассмотрению стабильности и управляемости самолетов типа "летающее крыло". Эти параметры существенно отличны от таковых у традиционных типов компоновки и, если не поняты без предрассудков, можно прийти в уныние относительно проектов, ожидающих дальнейшей оценки.

Статическая продольная устойчивость.

В любом самолете путевой параметр, определяющий статическую продольную устойчивость - позиция центра тяжести относительно центра подъема или нейтральной точки. Очевидно, нейтральная точка может быть перемещенной к хвостовой части, увеличением хвоста или смещением крыла, либо ЦТ может быть перемещен вперед соответствующим распределением массы, так, чтобы с точки зрения статической устойчивости никакое особенное положение не имело особого влияния на устоявшееся равновесие. В самолете типа "летающее крыло" устранение хвоста создаёт сложности с равновесием, однако не чрезмерные. К сожалению, для любого такого самолета нейтральная точка обычно не остается неизменной при перемене мощности, положении закрылков или даже увеличивает коэффициент, так, чтобы хвостовая центровка создаёт предел для стабильности. Это часто проистекало из условий полёта, так как в основном происходило в полетах с выключенными двигателями на углах атаки, приближающихся к сваливанию.

Характеристики в большой подъемной силе.

Неустойчивость движения по тангажу для стреловидного крыла при коэффициентах большой подъемной силы к настоящему времени явление достаточно изученное. Конечные механизмы, вовлеченные в этот процесс, однако, все еще несколько неясны. Есть, очевидно, два противодействующих эффекта, которые имеют главное значение. Они заключаются в тенденциях для формы прямой стреловидности, увеличивающей относительную нагрузку и также, создавая расположенный по размаху крыла прижимной градиент, способствующей стоку пограничного слоя к краю. На простом крыле с прямой стреловидностью последний эффект очевидно аннулирует предыдущий, так, что там происходит на передней кромке крыла постепенное уменьшение в наклоне кривой подъема эффективного сечения со следующим прогрессивным уменьшением в стабильности.

Срыв потока при этих обстоятельствах никогда полностью не прекращается, как доказано устойчивыми моментами тангажа, встречающимися в коэффициенте максимальной подъемной силы. С другой стороны, добавление законцовок на крылья в большой степени предотвращает эффекты расползающегося по размаху крыла потока, таким образом выправляя эпюру моментов движения тангажа. Создание управляемого концевого срыва, как доказано, приводит к сильным моментам неустойчивости на предельных значениях подъемной силы. Таким образом, любое изменение в основном крыле, которое воздействует на распределяющийся по размаху крыла поток, будет иметь заметное воздействие на поведении самолёта в тангажа в коэффициентах большой подъемной силы.

В случае с XB-35 для компенсации воздействий от размещения винтовых двигателей, чтобы уменьшить растекающийся по размаху крыла поток и разгладить эпюру критических моментов, как в случае концевой пластины; но одновременно чтобы получить стабильность в сваливании, были изменены сечения щелевых закрылков. Переделка триммеров по внешнему краю на 25% и опускание основных закрылков на 35% участке внутреннё кромки заметно увеличило устойчивость, возможно из-за уменьшения в расположенном по размаху крыла прижимном градиенте и следовательно, плотности потока пограничного слоя.

Свежие исследования показали, что проблема статической продольной неустойчивости на околокритических состояниях для простых крыльев с прямой стреловидностью зависит не только от проекции, но также и от коэффициента сжатия, и теперь кажется, что для данной прямой стреловидности величина неустойчивого перелома в эпюре моментов уменьшается вместе с коэффициентом сжатия, в конечном счете обращаясь в нуль.

Возможность управления неподвижными частями крыла, как подчёркнуто, означает то управление закрылками задней кромки, при котором они могут быть выдвинуты для сохранения их эффективность на очень высоких углах атаки. Так как некоторая часть площади этих закрылков должна использоваться, чтобы создавать большую подъемную силу и для управления креном, количество, возможное для такого выдвижения ограничено, например для XB-35, например, полный располагаемый коэффициент момента перехода на кабрирование был .15 по сравнению с .30 для традиционного самолета. Это ограничение плюс факт, что основные закрылки очевидно не смогут быть сделаны самонастраивающимися и создавать пикирующий момент при посадке, приводит допустимый диапазон расположения ЦТ к близкому для традиционных самолётов. XB-35 имеет диапазон перемещения ЦТ ±5…6 % по сравнению с обычными значениями, лежащими пределах 10…12%. Это сравнение может ввести в заблуждение, так как самолет типа "летающее крыло" может иметь большую сравнительную среднюю аэродинамическую хорду ввиду несколько меньшей нагрузка на крыло. Также намного проще упорядочивать вес, как пустой так и элементы полезной нагрузки, расположенные по размаху крыла, в заметно больших пределах, нежели для традиционных типов.

В случаях, где используется ручное управление рулями высоты, отсутствие отдельного стабилизатора отрицательно влияет на отделение потока от верхней поверхности крыла около задней кромки, вызывая кабрирующий момент при более высоких коэффициентах подъёмной силы. Если не устранить (компенсировать) эти моменты, возникает инверсию управляющего усилия в коэффициенте большой подъемной силы. Усовершенствования аэродинамической схемы, изобретенные и проверенные нами до настоящего времени, не предоставили удовлетворительное решение кабрирующего момента. Для малых самолетов эти нежелательные силы можно иногда допустить, но для большого самолета единственное решение, найденное нами пока, было создание полностью необратимых органов управления с силовым (бустерным) приводом.

Производные поперечной устойчивости.

Именно изучение поперечной устойчивости и факторов, отвечающих за разность управления между летающим крылом и традиционными самолетами становится наиболее необходимым. Это свидетельствует, что несмотря на существенные отличия, очевидные между XB-35 и самолетом обычной схемы, динамическое боковое поведение XB-35 вполне удовлетворительно, как будет обсуждено позже.

Значительная часть требований к полётной устойчивости зависят по большой степени от назначения самолета, но положительная устойчивость всегда необходима. Крыло с прямой стреловидностью имеет свойственную продольную устойчивость, которая увеличивается с увеличением подъёмной силы; но это не является достаточным условием для устойчивого полёта во всех обстоятельствах и должно быть дополнено некоторым дополнительным устройством. Стабилизатор на законцовке крыла был одобрен многими, так как он даёт наибольшее приводящее усилие плеча рычага и обеспечивает соответствующее ограничение управляющего момента на рулях. Однако, как ранее было сказано, стабилизаторы на законцовках крыла могут быть недостаточны на низких скоростях и при посадке. Для схемы XB-35 эффективная площадь воздействия обеспечивается большой производной боковой силы толкающих воздушных винтов.

Эффективное поперечное "V"

Рассмотрим теперь эффективное поперечное "V". Очевидно, что прямая стреловидность - существенная разница между летающим крылом и обычным самолетами - разница, которая исчезнет при увеличение скоростей полета, и мы приходим к необходимости использования ожидаемых высокоскоростные характеристик стреловидных крыльев в традиционных машинах. Для этого комбинируются обе конфигурации. Лёгкость полёта может показать, что небольшое положительное эффективное поперечное "V" желательно, в то время как динамические соображения приводят к желательности небольшого отрицательного поперечного "V". Наша технология должна была сохранить положительное эффективное поперечное "V" при сохранении дальности полета.

Управление креном.

Креновой характер управления для самолетов типа "летающее крыло" по существу естественен. Когда используются элевоны, а не раздельные элероны и руль высоты, проявляются отличия от обычных воздушных кораблей; в частности, с при отклонении вверх руля высоты на заданный угол возникает неблагоприятное рыскание, при этом обычно исчезает эффект от воздействия элеронов. С другой стороны, если большие углы отклонения требуются для продольного рыскания, разумно использование элевонов, поскольку элерон теряет эффективность быстрее, таким образом переводя создаваемый управлением крен в коэффициент большой подъемной силы. Это особенно нежелательно при рассмотрении увеличенных эффектов поперечного "V" для стреловидных крыльев с большим изначальным значением.

Эффекты боковой силы.

Самолеты типа "летающее крыло", особенно те, что не имеют стабилизаторов, характеризуются очень низкой производной встречного потока; таким образом низкая боковые моменты следуют из потока, перемещающегося вдоль передней кромки. Определённое влияние встречного потока, очевидно, важно для путевой устойчивости при полётах сомкнутым строем, боевых вылетов, пушечных стрельб, тренировочных маневров или преследования. Эти параметры принимают большое значение потому, что при низких боковых моментах становится трудно судить, когда возникает боковое скольжение, поскольку угол крена, необходимый для устойчивого состояния, при боковом смещении, мал. Это отсутствие внятных боковых сил было причиной первых возражений пилотов и других, присутствовавших при осмотре и полётах XB-35. После испытательных полётов N-9M или XB-35 замечания были бы совсем незначительны, если бы не некоторые из характерных случаев, названных выше. Для компенсации отсутствия чувства бокового скольжения, можно создать особый измеритель, который будет полезен и лётчику и автопилоту, особенно в авиации дальнего действия. Ценное преимущество компенсации состоит в том, чтобы заставить самолёт устойчиво лететь в условиях асимметричной тяги без заметного увеличения сопротивления.

Динамическая продольная устойчивость.

Свободные продольные перемещения любого самолета относятся к двум режимам. Первый из них - короткопериодические колебания. Они хорошо гасятся на традиционных самолетах и также на самолетах типа "летающее крыло", несмотря на относительно низкое демпфирование размаха (амплитуды), C mq. Этот несколько неочевидный результат обязан появлением связному движению в вертикальной плоскости, входящему процесс и поглощающую энергию от колебаний. Также, низкий момент инерции в амплитуде создаёт малую величину существующей C mq, делая её более эффективной, чем подобное значение для машин обычной схемы. На испытаниях на самолёте N-9M это короткопериодическое колебание было слишком быстро погашено, чтобы получить какую-то количественную проверку. Комбинация низкой статичной стабильности в амплитуде, как предварительно описано, и низкого момента инерции в ней приводит к таким периодическим колебаниям "летающего крыла", которые являются сравнимыми с таковыми для традиционных типов.

Второй режим продольного перемещения – растянутые во времени колебания, обычно называемые фугоидными. Это достаточно невнятное движение даже для обычных самолетов, и для самолетов типа "летающее крыло" представляется несколько более определяемым из-за факта, что они имеют относительно небольшое лобовое сопротивление, и торможение - главный способ энергетического поглощения для них. Испытания N-9M показывают, что его вычисление является вполне реальным, однако эти фугоидные колебания настолько незаметны, что не создают практически никаких серьезных трудностей. Будучи замедленными движениями, они легко поддаются управлению.

Динамическая продольная реакция.

Показатель отзывчивости - вероятно единственная категория параметров, в которой летающее крыло важным образом отличается от традиционного самолета в продольных перемещениях. Действие двух накладывающихся сил создают вертикальный момент, особенно интересный тем, что объединяются два управляющих фактора, чтобы привести ускорение в нужную сторону, характерное для самолетов типа "летающее крыло". Эти факторы - относительно большая хорда крыла и более короткая эффективная хвостовая длина самолёта-крыла. Первая характеристика увеличивает время кратковременного подъема и более важна в сокращении ускорения. Вторая уменьшает интервал времени между импульсом возмущений на поверхности рулей высоты и импульсе возвращения на их эффективной поверхности, так, чтобы самолет имел тенденцию ( [делать подачу в порыв] - ? – я ). Эта последняя характеристика - предмет беспокойства пилотов, так как подобные помехи в воздухе, вероятно, заставят их держаться подальше от резких манёвров. Следовательно, требуются более активные эксперименты по управляемости в турбулентном воздухе. Это полагает, однако, что автоматическое управление эффективно{фактически} устранит эту трудность.

Реакция самолета типа "летающее крыло" на отклонение руля высоты на первый взгляд кажется вполне адекватной. Это создаёт ошибку в манёвре, в основном из-за того, что сверхчувствительности из-за низкого C mq и низкого момента инерции в амплитуде. Резкое, даже и регулируемое движение, дающее то же самое конечное изменение в скорости при равновесном состоянии для традиционного и сравнимого самолета типа "летающее крыло" приводит к большему начальному колебанию в амплитуде для летающего крыла.

Динамическая поперечная устойчивость.

Как с продольным перемещением, есть два характеристических режима, которые представляют взаимопересекающийся интерес. Первый из них – штопорное (спиральное? – я.) движение, которое является обычно расходящимся на современных самолетах, таким образом неуправляемый полёт переходит к плотному штопору. Эта тонкая неустойчивость кажется приемлемой пилотам. Самолеты типа "летающее крыло" имеют достаточно удовлетворительные характеристики в этом режиме с 15 до 20 секунд в двойной амплитуде. Вообще, любое время, превышающее пять секунд к двойной амплитуде считается нормальным.

Второй режим, "голландский крен" - колебание, является более критическим для самолетов типа "летающее крыло", особенно при низкой скорости, большой загрузке и на большой высоте. Самолеты типа "летающее крыло" представляются сравнительно плохими в этом отношении из-за комбинации относительно большого эффективного поперечного "V" и низкой путевой устойчивости и, при условиях, отмеченных выше как критические, повышается вероятность приблизиться к отклонению от нейтрали в "голландском режиме". Однако, аналитические определения этого движения, полученные из расчетных производных отклонений, оказались менее удовлетворительными характеристики, чем были получены на фактических летных испытаниях. Из-за относительно низкой курсовой устойчивости, голландский крен имеет довольно длительный период, порядка десяти секунд для XB-35. Обычно предполагается, что в течение периодов такой длины, не важно иметь высокую скорость компенсации, так как управление казалось бы излишне легким на ручке. Однако, могут быть специфические модели машин, где это положение неверно. Например, в самолете типа "летающее крыло", в котором руль является особенно чувствительным, время реакции на управление рулем может иметь тот же самый порядок как период голландского крена. Это сделало бы путевое управление чрезвычайно трудным в условиях посадки, где управление креном не пригодно для изменения направление движения. Известно, что при очень низкой курсовой устойчивости, с которой, бывает, сталкиваются в самолетах типа "летающее крыло", предполагаемое решение для увеличения курсовой устойчивости путём смещения поперечного "V" не приводит к положительному результату.

Другой фактор, способствующий относительному отсутствию компенсации для самолетов типа "летающее крыло" в голландском крене - низкое значение коэффициента компенсации в рыскании. Это, похоже, свойственно проектам самолёта-крыла, особенно если использование стабилизаторов исключается. Для специальных случаев, когда требуется особенная динамическая устойчивость самолета, как при боевых вылетах, вероятно, что необходимый момент компенсации в рыскании может быть обеспечен автопилотом, или, временным увеличением сопротивление в законцовках крыла. Этот эффект может быть достигнут на XB-35 одновременным свесом рулей и даст необходимый момент силы для гашения рыскания.

Динамическая боковая реакция.

Как и в продольных перемещениях, амплитуды реакции самолета в боковом движении очевидно столь же важны как нормы гашения в определенных случаях неуправляемости. Самолеты типа "летающее крыло" кажутся несколько более тяжелыми в турбулентном воздухе, чем самолет обычной схемы подобного веса. В этом виновата в основном приведенная нагрузка на крыло, но высокоэффективное поперечное "V" и низкая курсовая устойчивость могут иметь дополнительный эффект. Это вопрос, представляющий интерес для решения после анализа испытаний самолётов на отрицательные качества управления. Как сказано, увеличение курсовой устойчивость для самолетов типа "летающее крыло" имеет слабый эффект на нормы компенсации; однако оно существенно влияет на амплитуды ответного действия против смещения.

Некоторые данные, полученные от продувок в Исследовательском Комитете по Аэронавтике (НАСА? – я) указывают, что увеличение курсовой устойчивости, даже по самолетам типа "летающее крыло", существенно помогает поднять летабельность самолета. Другая часть доказательства, которое представляет интерес в связи с этим, имеет отношение к величине производной боковой силы, С yB. Увеличение этого параметра существенно улучшает гашение крена, но не имеет фактически никакого эффекта на амплитуду реакции к рывкам, согласно вычислениям. Данные аэродинамической трубы при имитации свободного полета снова приводят к исследованиям реакции как характеристики, показывающей уточнение качеств полётных моделей с увеличением C yB.

Летные испытания планера летающего крыла, в котором вертикальное хвостовое оперение, расположенное в хвостовая части на оси симметрии судна, составляло по размеру приблизительно 2…7% площади крыла, оставляли пилота в относительной растерянности, кроме того, что больший стабилизатор казался несколько более простым в управлении. Возможно, это было, как сказано в предыдущей дискуссии, прежде всего из-за увеличенного C nD, одновременно увеличивающего C yB не являющегося эффективным.

Управление автопилотом.

Приложение автоматического управления к самолету типа "летающее крыло" имеет некоторые трудности, которые связаны прежде всего с низким значением Cb. В традиционных условиях тот факт, что самолет соскальзывает в сторону, обуславливается поперечным ускорением или углом крена. В самолете типа "летающее крыло" ни одно из этих воздействий почти не существует в достаточном количестве. Но они необходимы, чтобы создать на чувствительных органах автопилота силы, приводящие его в действие. Это вносит некоторые трудности в проектировку автопилота, потому что для малых отклонений угол бокового ускорения относительно невелик, и углы скольжения относительно набора осей стабильности почти равны и противоположны для летающего крыла. Общепринятая схема работы автопилота на азимутальном угле поэтому имеет тенденцию противодействовать необходимому управлению на боковом скольжениях. Чтобы избежать этой проблемы, достаточно довести результирующее усилие от автопилота смещения на боковом скольжении к приблизительно одной трети его от азимута. Это изменение обычного автопилота было успешно облётано N-9M.

Проблемы компоновки – стреловидные крылья или нестреловидные?

Давайте теперь обратимся к рассмотрению практических ограничений в компоновочной схеме бесхвостого самолета. В итоге они сводятся к трём вариантам: обратная стреловидность, прямая стреловидность, и нестреловидная конфигурация крыла. Использование обратной стреловидности требует использования большой сосредоточенной нагрузки передней ведущей кромки в миделевом сечении для создания сбалансированности самолета. Поэтому будет необходим фюзеляж с некоторой существенной частью сухого веса. Само крыло обратной стреловидности неустойчиво по траектории и требует определённого стабилизатора для курсовой устойчивости. К этому должен быть добавлена большая концевая площадь, чтобы стабилизировать фюзеляж. Кроме того, может отметить, что момента усилия стабилизатора относительно ЦТ самолета – в любом случае сравнительно малая величина, и потребуется значительное увеличение размера заданного стабилизатора. Если мы прибавляем к аэродинамической поверхности выдающийся фюзеляж и необычно большую поверхность вертикального хвостового оперения, мы отступим от нашего основного понятия - летающего крыла. Мы включили [в расчёты? - я] фактически все элементы, создающие сопротивление, имеющиеся в самолете обычной схемы и не достигли нашего намерения в улучшении эффективности. По вышеупомянутым причинам, которые могли быть изложены как за, так и против, наша компания не создала ни одного активного проекта такого рода.

Конфигурация летающего крыла, воплощающая прямое, или нестреловидное крыло, была предложена и успешно облеталась в модельных размерах. Однако, оно предполагает серьезный недостаток: распределение веса, пустого и элементов полезной нагрузки затруднено и, если необходимое равновесие должно быть достигнуто, большинство веса конструкции и полезная нагрузка должны быть включены в передние 30 процентов или 40 процентов крыла, оставляя большой объем пространства в пределах крыла неиспользованным. Такая конфигурация приведёт к излишне большому самолету, необходимому для достижения проектного задания и по этой причине не всерьёз не рассматривалась.

Расположение, характерное для прямой стреловидности, демонстрируемое различными самолетами, предварительно иллюстрированными и описанными, кажется, предлагает наилучшую конфигурацию для материализации нашего идеального летающего крыла. Оно позволяет в равной степени удовлетворительно в пределах широких диапазонов прямой стреловидности, используя почти весь доступный объем в пределах крыла, разместить элементы полезной нагрузки. Такая схема показывает отличные полётные характеристики во многих вариантах компоновки, и предполагает, что большие полезные грузы можно нести фактически по ЦТ, а разгрузка самолёта вызовет лишь незначительные его изменения по сравнению с состоянием полного веса.

Распределение массы.

Как был указано предварительно, допустимый диапазон расположения ЦТ не является чрезмерно критическим в этом типе самолета. Это создаёт большие преимущества, так как позволяет при умении загрузить самолет почти по желанию, без беспокойства относительно того, как полезная нагрузка расположена, и конфигурация прямой стреловидности предоставляет себя наиболее соответственно такой загрузке.

В случае XB-35, полезная нагрузка, состоя в значительной степени из бомб и топлива, может быть с готовностью расположена в соответствующей позиции относительно ЦТ. В то время как часть топливо расположена заметно впереди и другая часть ближе к хвостовой части от желаемого расположения ЦТ. В состоянии полёта равновесие поддерживается автоматически. В случае отказа одного или более двигателей, необходимо перекачать топливо из неиспользованных баков в те, которые снабжают остающиеся в работе, но многократно резервированная система подачи позволит сделать это без затруднений.

Основываясь на многих знаниях, полученных на испытаниях различных моделей и применений правила летающего крыла, можно приблизительно определить некоторые практические ограничения. Где переносится груз, имеющий большую плотность (удельный вес), типа боеголовок или подобного военного имущества, практичными являются достаточно небольшие отсеки, как показано летающим крылом на примере самолёта-снаряда, на которые была сделана ссылка. Образцы среднего размера, имеющие длину, возможно, 30 м. и общую масса 26…27 т., кажутся наиболее подходящими для средних бомбардировщиков и грузовых судов. И вновь здесь полезная нагрузка имеет сравнительно высокий удельный вес.

Самолеты, разработанные для перевозки людей, нуждаются в наибольшем объеме из всех. Каждое отдельное место для размещения кресла требует минимального пространства около 1.15 м³ на пассажира, который имеет плотность приблизительно 2.27 кг на 0.03 м³. Это составляет от половины до четверти плотности усреднённого коммерческого груза для воздушной перевозки, и только 4…5 % плотности бомбовой загрузки.

Непосредственное применение самолетов схемы "летающее крыло"

Можно сделать заключение, что проект летающего крыла является на настоящее время но соответствующим и практически применимым как для военных целей, так и для грузоперевозок; и что пассажирский самолет, вероятно, будет иметь скорее большой размер и в ближайшем будущем, предоставит только удобное размещение для человека, вместо более роскошных условий, присущих трансокеанским перевозкам.

Самолет конфигурации и размера XB-35 может нести 50 пассажиров с комфортом в существующей обшивке аэродинамической поверхности с достаточной внутренней высотой кабины салона, с обзором через пол, и вверх, если желательно. Обзорность в летающем крыле может быть более интересна, чем в традиционных типах, если мы привыкнем к идее переднего обзора, а не того, что дают боковые иллюминаторы. Действительно, интересные виды, вероятно, будут впереди и снизу а не к стороне. Самолет, подобный XB-35, будет иметь грузовой отсек для 18…23 тонны воздушного груза с плотности 4,5…7 кг в 0.30 м³., в дополнение к необходимому экипажу и пространству для 50 пассажиров.

Будущие возможности.

Если обернуться теперь к будущим возможностям, кажется, что значительное дальнейшее усовершенствование аэродинамики может быть достигнуто по сравнению с тем, что уже имеется в типах летающего крыла. Особенно, если турбореактивные двигатели используются как источник тяги, минимальное паразитное сопротивление может быть сокращено до .008 или меньше. Это значение получено вычитанием сопротивления от винтов и поршневых двигателей, орудийных башен и других военных выпуклостей из схемы XB-35 и применением повышенной гладкости аэродинамического профиля. Перемещение граничного слоя и использование несколько более тонких профилей крыла могут далее заметно снизить это число.

Максимум уравновешенного коэффициента подъёмной силы 1.9 для схемы летающего крыла представляется достижимым методами, уже предложенными и опробованными. Возможно он может быть далее увеличен при разумное использовании управления пограничным слоем в комбинации с двигательными установками турбореактивного типа. Наше мнение, что отношение Cl max к минимуму Cd может быть увеличено до значения 235 в пределах не слишком отдалённого будущего от нашего существующего достижения около 130. С другой стороны, годы интенсивной разработки традиционных типов уже осуществили обещание достижения этих значений в пределах сопоставимого времени. В нашем суждении уравновешенная максимальная подъемная сила 2.8 против минимального сопротивления .020 является разумным ожиданием для дальнего транспортного корабля и бомбардировщика обычного типа.

Эти оценки, конечно, полностью произвольны и спорны. Однако, если хотите принять их обоснованными, можно сделать следующие заключения. Полное минимальное профильное сопротивление самолета типа "летающее крыло" будет 40…59% сопротивления традиционного самолёта. Мощность, создаваемая летающим крылом, чтобы сохранить ту же самую крейсерскую скорость как у обычной машины, в пределах 70…80% процентов и, наоборот, дальность летающего крыла, относительно крейсерской скорости обычного самолета, будет от 125 до 143%. Дальность ЛК на собственной крейсерской скорости от 130 до 158% от традиционного, и одновременно сама эта скорость будет на 115…125% выше.

На высоких скоростях, соответствующих мощности турбовинтового или турбореактивного самолёта, где индуктивное сопротивление составляет 20% и паразитное сопротивление – 80% процентов суммарного, мощность, требуемая для управления самолетом типа "летающее крыло" на скорости традиционного самолета, будет 52…67% и, наоборот, дальность будет 149…192% обычного самолета. Максимальная скорость самолета типа "летающее крыло" на сопоставимых мощностях будет от 114% до 124% от общепринятых схем самолётов.

Различные предположения о сравнительной максимальной подъемной силе и минимальных значениях сопротивления могут быть сделаны, чтобы удовлетворить индивидуальное мнение, но полагается, что любые разумные допущения будут всегда приводить к преимуществу для конфигурации летающего крыла такой величины относительно полноценного варианта независимо от того, как испытания и катастрофы могут быть связаны с его развитием.

Это радует всех нас, тех, кто работал над проектами летающего крыла в течение многих лет, чтобы распознать увеличенный потенциал в машине, созданной в Германии к концу войны, и более углубленно проработанной в Англии и Канаде в последние годы. Много лет мы получали скудную поддержку и часто всерьез подвергали сомнению наши собственные суждения, так же как и нашу способность достигнуть успешного решения многих проблем, возникающих при разработке этой схемы самолёта. Цели и награда всегда оказывались стоящими достижения, однако я полагаю, что и приложенные усилия стоили достигнутого

Список статей