Недавно мы объявили, что компания Van’s начала работы по созданию четырехместной модели RV-10. С тех пор мы получили несколько писем и электронных посланий, в которых нас хвалят за усилия в этом направлении (хотя кое-кто и предает нас анафеме). В них также высказываются предложения, которые конкретный автор письма считает насущно необходимыми для улучшения конструкции. Такие письма всегда интересны. Хотя бы потому, что они во всяком случае свидетельствуют о том, насколько разными могут быть требования на рынке. Именно по этой причине любой самолет – это летающий компромисс.
Один отправитель письма прислал краткий список характеристик и отличительных особенностей, которые он считает нужными для новой модели, а также сделал свои разъяснения, почему «надо делать так, а не иначе». не только хочу ответить на его письмо, но и считаю, что обсуждение ряда интересующих всех нас вопросов может быть полезна для тех, кто читает этот текст, а я смогу разъяснить, почему мы выбрали именно этот подход к разработке новой модели самолета.
Вот что предлагает наш корреспондент:
1. Использовать «толстое» крыло с короткой хордой и малым относительным удлинением крыла, в значительной степени такое же, какое мы использовали в большинстве наших предыдущих разработок. Он аргументирует свое предложение тем, что такое крыло не влияет на величину лобового сопротивления или на величину подъемной силы и что хорошие показатели моделей RV по скорости набора высоты с короткими крыльями достигнута именно за счет низкой нагрузки на крыло. Такое крыло также обеспечивает большее углубление лонжерона крыла и большую прочность, более широкая хорда означает меньшую чувствительность к изменению развесовки, а также поможет достигать больших углов атаки до срыва.
2. Использовать сдвижной фонарь – по крайней мере, как опцию.
Давайте рассмотрим, пункт за пунктом, аргументы по первому предложению. Справедливо то, что мы с большим успехом использовали в большинстве конструкций наших RV «толстые» крылья с малым относительным удлинением. Однако те модели разрабатывались для задач, которые наша четырехместная конструкция не должна будет выполнять. Предыдущие модели предназначены для пилотажа и для спортивного пилотирования. Короткое крыло проще в изготовлении, а малый размах крыльев позволяет получить низкие значения изгибающих моментов, повышенную прочность и увеличение скорости вращения при выполнении бочки. В то же время, RV-10 предназначается для других задач. Будет ли крыло, хорошо приспособленное для целей спортивного самолета, столь же оптимально для простого в управлении четырехместного самолета с хорошими скоростными показателями?
Для начала дадим несколько определений:
Удельная нагрузка на крыло – это, разумеется, площадь крыла, поделенная на вес, который оно должно поднимать. Соответственно, удельная нагрузка на крыло для самолета массой в 1800 фунтов (почти 817 кг) и площадью крыла 100 квадратных футов (9,30 кв. м) будет составлять 18 фунт/кв. фут (84,85 кг/м2).
Нагрузка по размаху рассчитывается делением размаха крыльев на вес. Для самолета с массой 1800 фунтов и размахом крыльев 25 футов, нагрузка по размаху составит 72 фунт/фут (107,22 кг/м).
Тяговооруженность самолета – это его масса, поделенная на мощность двигателя. Так, самолет с массой в 1800 фунтов (817 кг), на котором установлен двигатель мощностью 200 л.с., имеет тяговооруженность 9 фунт/л.с. (около 4,10 кг/л.с.). Обращаю ваше внимание на то, что в силу какого-то лингвистического извращения здесь нарушены законы семантики, так как «высокая» величина тяговооруженности выражается меньшим числом... То есть, самолет с показателем тяговооруженности в 15 фунтов/л.с. считается имеющим «более высокую» тяговооруженность, чем самолет с показателем 20 фунтов/л.с. Подозреваю, что тут «наследил» такой же «умник», как тот, что в системе AWG в США решил при увеличении диаметра сверл делать их номер меньше...
|
|
RV-3 |
RV-10 (при параметрах крыла для RV-3) |
RV-10 с малым относительным удлинением крыла при площади крыла 147 кв. футов (13,66 м2) |
RV-10 с большим относительным удлинением крыла (нынешний подход) |
|
Мощность, л.с. |
125 |
321 |
200 260 |
200 260 |
|
Площадь крыла, фут2 (м2) |
90 (8,36) |
231 (21,46) |
147 (13,66) |
147 (13,66) |
|
Размах крыла, фут (м) |
20 (6,10) |
32,05 (9,91) |
26,44 (8,06) |
31,5 (9,60) |
|
Хорда крыла, дюйм (м) |
54 (1,37) |
86,5 (2,20) |
66,8 (1,70) |
56 (1,42) |
|
Относительное удлинение |
4,44:1 |
4,44:1 |
4,44:1 |
6,75:1 |
|
Масса брутто, фунт (кг) |
1050 (476,3) |
2700 (1225,0) |
2700 (1225,0) |
2700 (1225,0) |
|
Нагрузка по размаху, фунт/фут (кг/м) |
52,5 (78,10) |
84,2 (125,2) |
102,1 (151,80) |
85,7 (127,40) |
|
Тяговооруженность, фунт/л.с. (кг/л.с.) |
8,4 (3,80) |
8,4 (3,80) |
13,5 10,4 (6,10 4,70) |
13,5 10,4 (6,10 4,70) |
|
Удельная нагрузка на крыло, фунт/фут2 (кг/м2) |
11,67 (57,0) |
11,67 (57,0) |
18,37 (89,60) |
18,37 (89,60) |
Во-первых, давайте рассмотрим характеристики скороподъемности. Этот параметр, по сути, теснее всего связан с тяговооруженностью. Он определяется мощностью двигателя в лошадиных силах или тягой, которая имеется сверх той, которая необходима для обеспечения горизонтального полета. Однако характеристики размаха крыльев и нагрузки по размаху также играют свою роль. При прочих равных условиях, более короткое крыло с меньшим относительным удлинением крыла отличается более высокими значениями аэродинамического сопротивления, особенно на малых скоростях, чем крыло с бльшим размахом и меньшей загрузкой на размах. Более короткое крыло требует бльших затрат по мощности только на поддержание горизонтального полета при малых скоростях. Поскольку имеющаяся в нашем распоряжении мощность конечна, это означает, что для набора высота остается меньше возможностей по мощности.
Модель RV-9A является еще одним примером того, что тяговооруженность является более важной характеристикой, нежели нагрузка на крыло или нагрузка на размах при данной скорости набора высоты. Хотя более длинное крыло дает меньшую величину нагрузки на крыло и меньшее значение нагрузки на размах, чем в случае модели RV-6A, скорость набора высоты в первом случае не будет существенно более высокой (для двигателя той же мощности). Однако если бы эти самолеты летали при 50%-ном использовании мощности двигателей (или же на бльших высотах, где величина снимаемой с двигателя мощности снижается), оказались бы гораздо лучше заметны преимущества использования более низкой загрузки на размах у модели RV-9A. Пилотажные качества или ощущение систем управления также являются важными показателями. На низкой скорости полета RV-9A ведет себя заметно лучше в связи с меньшей величиной загрузки на размах.
Пусть даже в случае крыла с меньшим относительным удлинением величина аэродинамического сопротивления выше при типичных скоростях подъема, чем для крыла с большим относительным удлинением, большинство моделей RV все равно обладают хорошими характеристиками по скороподъемности, потому что они располагают бльшими значениями мощности (в лошадиных силах) на единицу поднимаемой массы; этот показатель составляет около 10 фунт/л.с. (4,54 кг/л.с.) и более. Это позволяет существенно преодолеть аэродинамическое сопротивление короткого крыла.
Лишь при рассмотрении самолетов с малой мощностью двигателей или с малыми значениями удельной нагрузки на мощность отношение между загрузкой на размах и скоростью набора высоты приобретает первично важное значение и даже может стать критически важным. Вот возьмем для примера мото-планер DG-400. У него размах крыла составляет 57 футов (17,4 м), взлетный вес 1000 фунтов (454 кг), мощность двигателя целых 43 л.с., и скорость набора высоты вполне заслуживает уважения – целых 3 м/с. Интересно, что масса у него почти такая же, как у модели RV-3. А как, по-вашему, с какой скоростью сможет короткокрылый RV-3 набирать высоту при мощности двигателя 43 л.с?
Теперь давайте приложим эти соображения к потенциальной модели четырехместного самолета. В таблице приводятся некоторые примерные спецификации для четырехместного самолета, если бы при проектировании крыла разработчик исходил из иных конечных целей. В левой колонке для RV-10, а также на Рис. 1 здесь показан гипотетический самолет с таким же относительным удлинением крыла и такой же загрузкой на размах, как в случае RV-3. Что-то, однако, совершенно «не то», верно? С точки зрения конструкции здесь немало проблем. Подобное крыло должно было бы потребовать гораздо большего горизонтального стабилизатора. А с точки зрения летных характеристик, мы уже посчитали, что такой самолет должен был бы иметь мощность двигателя, равную 321 л.с., чтобы получить такую же скороподъемность, как и в случае RV-3.
Плохие новости, однако... Да, в реальном мире у нас нет возможности выбрать двигатель с такими показателями мощности. На рынке есть только двигатели с мощностями порядка 200-250 л.с., поэтому мы, собственно говоря, снова оказываемся в рамках «маломощного» сценария. Наш показатель удельной нагрузки на мощность будет гораздо ниже, чем у RV-3, так что если мы желаем получить достойный показатель по скорости набора высоты, надо иметь больший размах крыльев и более низкую загрузку на размах. Аэродинамическое сопротивление короткого крыла начинает играть пропорционально бльшую роль, но у двигателя не будет достаточно мощности, чтобы его преодолеть.
Средняя колонка для RV-10 (см. Рис. 2) описывает самолет с площадью крыла, которая равна 147 кв. футов (или 13,7 м2 – это наше рабочее число для RV-10), однако с той же величиной относительного удлинения крыла, как у RV-3. В правой колонке приводится наше текущее представление о проектируемом самолете RV-10.
При любом из вариантов с меньшей площадью крыла (147 кв. футов, то есть 13,7 м2) крейсерская скорость должна быть выше. При выборе крыла с более высоким показателем относительного удлинения можно получить ту же величину нагрузки на размах, как и в случае большого крыла с низким показателем относительного удлинения. Так, несмотря на бльшую величину нагрузки на крыло, можно ожидать получение такого же хорошего показателя скорости набора высоты, какого можно было бы добиться при большей площади крыла. Если, однако, мы выбрали бы малую площадь крыла и короткий размах, в таком случае показатели скороподъемности и скорости снижения оказались бы недостаточными. Поскольку наша нагрузка на крыло гораздо более высокая, скорость сваливания будет выше, хотя мы ожидаем, что она будет ограничена за счет использования длинных, эффективных закрылков.
Оборотной стороной характеристик набора высоты, конечно же, являются характеристики планирования. При достаточно высокой величине тяговооруженности (нагрузки на единицу мощности) можно получить хороший показатель скороподъемности, даже несмотря на большую величину нагрузки на крыло и при коротком размахе, однако такой самолет не будет обладают хорошими характеристиками планирования. Хотя мы желаем набирать высоту как можно скорее, мы не хотели бы допускать того, чтобы снижение с отключенным двигателем проходило слишком быстро. Те же аэродинамические показатели, которые вызывают посредственный набор высоты, проявятся в том, что планирование также будет посредственным. Мы хотели бы избежать синдрома «кирпича с оптимальной аэродинамической формой»... так, чтобы, в конце концов, у нас возник самолет, который имеет вертикальную скорость снижения и угол, позволявшие снизить нагрузку при пилотировании самолета, а также требования к мастерству пилотажа для пилотов.
Таким образом, крыло с бльшим размахом и меньшей нагрузкой на размах, по-видимому, важнее для целей планирования, нежели чем для целей набора высоты. Возьмем, к примеру, Космический Шаттл. При взлете работает только тяга, а крылья (если о них вообще можно говорить) вообще не играют роли, но при посадке тяги нет вовсе. Это очень плохой планер, который требует большой точности в управлении, чтобы обеспечивать безопасность полета. Его разработчикам пришлось сделать очень неудачные аэродинамические решения, чтобы выполнить задачу по выводу этого корабля на орбиту.
Ну, а теперь следующий пункт: что будет при большей прочности лонжерона, большей ширине хорды для уменьшения чувствительности к положению центра тяжести и при большем угле атаки при срыве потока?
В самом главном мы согласны друг с другом. Однако хотя более широкая хорда улучшит диапазон центра тяжести, измеряемый в дюймах, расширение этого диапазона потребует больших балансировочных усилий. Это означает, что при данной площади крыла, нужен либо большее расстояние между центром крыла и горизонтальным стабилизатором, либо больший по размеру стабилизатор, либо и то и другое. Как бы то ни было, это означает, что увеличится лобовое аэродинамическое сопротивление. В отношении большего угла атаки при срыве: по-видимому, эта особенность бесполезна - она лишь может позволить пилоту преждевременно коснуться хвостом земли при посадке.
На рис. 1 вверху показано крыло с нагрузкой на крыло и с относительным удлинением, соответствующими модели RV-3, однако масштабно увеличенными, так, чтобы подойти к предполагаемому фюзеляжу модели RV-10. Следует отметить, что площадь горизонтального хвостового оперения также должна быть соответственно увеличена.
На рис. 2 внизу показано крыло с предлагаемой площадью в 147 кв. футов (13,7 м2), однако с величиной относительного удлинения крыла, соответствующего модели RV-3.
Ни то, ни другое крыло на самом деле не способно выполнять задачи, которые нужны для модели RV-10.
Ну, а что можно сказать о том предположении, будто «толстое» крыло не повлияет на лобовое сопротивление или на его подъемную силу?
Вот тут мы не можем согласиться в принципе. Из исследований, которые мы проводили, а также, по мнению экспертов, с которыми мы консультировались, более толстые профиля в самом деле обладают большим аэродинамическим сопротивлением и у них действительно меньше подъемная сила. Идеальная относительная толщина профиля, по-видимому, приблизительно равна 12%. Мы можем взять для себя в качестве примера соревнования на планерах. Хотя обычно планеры не считаются изделиями для соревнований, сейчас проводятся соревнования по полету планеров, а в этом случае малое аэродинамическое сопротивление решает для участника гонок все дело!
Так сложилось исторически, что размах крыльев спортивных планеров все увеличивался, а величина относительного удлинения крыла все больше. Это позволяет улучшать летные характеристики, что для планеров означает увеличение угла планирования или отношения подъемной силы к лобовому сопротивлению (аэродинамического качества), а также скороподъемности. Толщина аэродинамической поверхности 18% влекла увеличение высоты лонжерона, которая требовалась для достижения нужной прочности с использовавшимися тогда материалами (дерево и алюминий). У одного из планеров в 1960-е годы, имевшего прекрасные летные характеристики, крыло было толщиной 20%!
Преимущества большого размаха и относительного удлинения крыла компенсировали потери из-за утолщенного профиля. С появлением конструкций из стекловолокна, повышение прочности позволило сделать профиля тоньше. Правда, не намного тоньше, поскольку лонжерон требовалось делать с повышенным запасом прочности для достижения достаточной жесткости. Но поскольку углеродно-волоконные конструкции, которые обладают гораздо большей жесткостью, стали более доступны по стоимости, профиля теперь делают гораздо более тонкими, чем прежде. И сегодня некоторые планера с наилучшими характеристиками уже имеют толщину профиля всего около 13%. Для типичного фюзеляжа длиной в 15 м это означает, что толщина корневой части крыла составляет всего 4 дюйма (10,2 см) – это при том, что крыло с каждой стороны планера простирается почти на 25 футов (7,6 м)! Это очень трудная задача при конструировании. Если бы аэродинамическое сопротивление более толстых профилей не было препятствием для достижения нужных показателей, тогда ведущие производители планеров не работали бы так напряженно над утоньшением крыльев.
Однако... увеличение аэродинамического сопротивления и потеря в величине подъемной силы не изменяются прямо пропорционально толщине крыла. При незначительном утолщении крыла (на несколько процентов) показатели ухудшаются относительно немного, поэтому конструкторы часто используют профиля, толщина которых больше, чем это оптимально с точки зрения аэродинамики. Экономия массы при более глубоко расположенном лонжероне и дополнительный внутренний объем (для размещения горючего или убирающегося шасси) представляет собой разумное компромиссное решение даже при некотором ухудшении эффективности профиля.
Для профиля крыла RV-10 мы пришли к компромиссу между требуемой для прочности лонжерона величины толщины крыла и приемлемым коэффициентом лобового сопротивления. Нам удалось свести концы с концами при толщине в 16%. Благодаря специально разработанному нами профилю мы надеемся добиться более широкого диапазона ламинарности потока, чем с профилями NACA 230, которые мы использовали до сих пор. Мы надеемся, что наша разработка позволит снизить лобовое сопротивление даже для более толстых профилей. Нам известно, что подъемная сила профиля толщиной 15% будет меньше, чем более тонкого профиля.
Благодаря использованию тщательно разработанных закрылков нам также, по-видимому, удастся нейтрализовать эти потери. На данный момент, в проекте предусмотрено, что размах закрылков составляет 51% размаха крыла, это после вычитания толщины фюзеляжа, размаха элеронов и законцовок. Соответственно, поскольку преимущества от закрылков влияют только на половину крыла, мы в целом кое-что теряем из-за более толстого крыла.
Как тут не вздохнуть от сожаления! Компромиссы, кругом одни компромиссы... Даже в случае размаха крыльев с относительным удлинением крыла, которые мы выбрали для RV-10, этот самолет не станет отличным планером. Что делать, это неизбежный компромисс, однако нам представляется, что мы приняли мудрое решение.
Хотелось бы поблагодарить того, кто написал нам свои замечания, за продуманные предложения. И хотя мы не согласны с некоторыми из его замечаний и рекомендаций по деталям проекта, его предложения вызвали у нас нужный отклик, вот все эти размышления вслух, которые, хотим надеяться, были хотя бы отчасти интересны для наших читателей, а для кого-то, может быть, и стали откровением... Как обычно, мы хотим обратить внимание супер-профессионалов из числа авиационных инженеров, кто, возможно, прочитал этот наш материал: все, что написано выше, предназначено для массовой аудитории, в качестве пищи для размышлений, а не для докторской диссертации, а потому просим не судить нас слишком строго.
Фил Дюйк (Phil Duyck) посвятил некоторое время тому, что склепал и сварил различные варианты трубчатых соединений, он построил несколько разных систем, чтобы точно измерить, как будут двигаться тяги, сколько им понадобится места и в каких местах им, возможно, стал бы мешать сам фюзеляж или же конструкции сидений. Пока что он не обнаружил какой-либо предпочтительной комбинации.
Это лишь один из многих аспектов при разработке модели RV-10, которые мы должны как следует проработать, прежде чем мы всерьез приступим к ее производству. На данный момент многие детали будущего самолета еще не определены. Мы не знаем точных габаритов шасси, точной формы капотов или, например, сколько в салоне понадобится держателей для стаканов... Мы не можем также предсказать, когда наш прототип совершить свой первый полет или даже какой у него на самом деле будет внешний вид, когда он, наконец, состоится.
Недавно мы протестировали возможный вариант для крыла модели RV-10 в нашем модельном цеху – целых 31,5 футов (9,6 м) этого крыла. Конструкция его похожа на крыло модели RV-9. Имеются три расположенных продольно лонжеронам стрингера. Два расположены сверху, один на передней части лонжерона, а второй на нижней, и еще один стрингер находится снизу, между главным и задним лонжеронами. Главный лонжерон отличается размером, но по своей концепции идентичен лонжеронам, которые использованы в моделях RV-7, RV-8 и RV-9: это гнутый профиль из алюминия марки 2024 толщиной 0,063 дюйма (1,6 мм), с прокатными усилителями сверху и снизу, а также «вафельная пластина», которая обеспечивает всю необходимую жесткость в вертикальном направлении. Обшивка и нервюры совершенно обычные. Для целей испытаний мы не использовали настоящую законцовку, поскольку мешки с дробью соскальзывали с искривленной поверхности. Вместо этого мы расширили и укрепили нижнюю обшивку, чтобы симулировать площадь поверхности законцовки крыла.
Полная нагрузка, которую должно поддерживать это крыло, такова:
масса летательного аппарата умножается на коэффициент нагрузки (в данном случае необходимо иметь коэффициент равным 3,8g, чтобы самолет мог попасть в категорию «Стандартный»)
плюс или минус нагрузка на хвостовую часть для конкретных условий полета (расположение центра тяжести варьировалось от переднего до заднего – с целью определения нагрузки на хвостовую часть, для того чтобы добавить ее, или же отнять, от нагрузки на крыло).
Это полная нагрузка. Теперь, то, как именно нагрузка будет распределяться по площади крыла, будет зависеть от условий полета. Скорость полета, угол атаки и отклонение рулевых поверхностей – все это, вместе взятое, сказывается на изменениях в распределении. Может оказаться возможным в одной точке крыла приложить неприемлемо высокую перегрузку, однако при этом не превзойти общую величину нагрузки. Величины нагрузок не являются постоянными от корня крыла до его законцовки или от передней до задней кромки крыла. Рассмотрев все возможные варианты возникновения полетных перегрузок, мы выбрали для проведения испытаний три «наихудших случая». Если крыло достаточно прочное и способно выдержать эти перегрузки, тогда оно окажется прочным во всех прочих условиях полетов.
Первый эксперимент, выбранный нами, соответствует ситуации в верхнем правом углу графика V-n (зависимость коэффициента перегрузки n от скорости V, см. Рис. 1).
Рис. 1. График зависимости коэффициента перегрузки n от скорости V для модели RV-10
Это – результат симметричной перегрузки величиной 3,8g при взятии ручки управления на себя при скорости полета на 10 процентов больше за «красную черту». Угол атаки крыла (AOA) для этого случая равен 5 градусам. Если рассмотреть наихудший случай нагрузки на хвостовую часть, это даст максимальную общую величину нагрузки на центральную секцию фюзеляжа и на крылья и также «наихудший» вариант для общей нагрузки на изгиб, которую должно выдерживать крыло. Мы проектируем крылья так, чтобы они отвечали требованиям FAR Part 23 (Раздела 23 Федеральных авиационных нормативов США), где этот случай получил название «Условие D», а поэтому и мы пользуемся такой же терминологией. Вы можете получить представление о распределении нагрузок по всему размаху крыла для этого случая, рассмотрев кривую 1 на Рис. 2.
Рис. 2. Распределение нагрузок по размаху крыла модели RV-10
Распределение нагрузки на хорде показано на Рис. 4. Обратите внимание на то, что большинство нагрузок приходится на переднюю треть хорды.
Второй контрольный пример, выбранный нами, соответствует Условию А (это тоже обозначение, принятое Федеральным авиационным управлением США) – для этого смотрите в верхний левый угол кривой, показанной на Рис. 1. Такая ситуация возникает в случае симметричной перегрузки величиной 3,8g при взятии ручки управления на себя на скорости маневрирования. Хотя это отнюдь не наихудший случай для полной нагрузки, возникает такая ситуация при угле атаки 15 градусов. Распределение нагрузок по размаху показано на верхней кривой на Рис. 2, однако самое интересное происходит в других местах. При таком угле атаки нагрузка на крыло приходится на переднюю часть, а также подъемная сила перпендикулярна плоскости хорды. Это приведет к возникновению нагрузки растяжения на стыке между задним лонжероном и фюзеляжем. Распределение нагрузок по хорде для Условия А показано на Рис. 3, где мы можем видеть, что это условие приводит к приложению максимума нагрузки почти к передней части крыла, так что она пытается изогнуть переднюю кромку кверху. Говоря на сленге инженеров-конструкторов, она «прикладывает к крылу большую восходящую нагрузку на кручение передней кромки»... Крыло тогда одновременно подвержено изгибу в двух плоскостях (вперед и вверх) и еще оно перекручивается вокруг собственной оси.
Третий контрольный пример, выбранный нами, соответствует симметричной перегрузке величиной в две трети величины 3,8g на скорости маневрирования плюс при полном отклонении элерона вниз. Этот пример нельзя «прочувствовать» непосредственно из графика зависимости коэффициента перегрузки n от скорости V, однако это хороший пример того, как следует рассматривать комбинацию перегрузок. Угол атаки в данном случае составляет 10 градусов. Нагрузка для этих условий приходится в центральной, выдвинутой вперед точке на хорде "не-элеронной" части крыла (Рис. 3). Дополнительная подъемная сила за счет отклонения элерона на внешней части крыла (см. нижнюю кривую на Рис. 2) прилагает большую нагрузку на изгиб, которая воздействует на внешнее крыло. Поскольку эта подъемная сила приложена по центру дальше к хвостовой части (Рис. 5), она также является источником большой скручивающей силы вверх с задней кромки.
Очевидно, что мы не в состоянии смоделировать в цехе описанные выше динамические условия, поэтому нам придется выяснить распределение нагрузок и моделировать их с помощью обычных грузов. Если наложить распределение нагрузок вдоль размаха крыла и вдоль его хорды, одно на другое, можно получить совершенно точную, в разумных пределах, картину распределения перегрузок по всему крылу от его корня до законцевок и от передней до задней кромки.
Проще всего поделить крыло на секции, наложив координатную сетку, так что каждую «ячейку» нагрузить разными количествами свинцовой дроби для имитации конкретной перегрузки. Мы распределили такую статическую нагрузку по 280 ячейкам на крыле с точностью до фунта, чтобы точно смоделировать нагрузку для каждого из условий. Сумма всех грузов в каждой из ячеек нашей координатной сетки очень близко соответствует общей величине нагрузки в полете и распределению нагрузок. При испытаниях крыла мы его устанавливаем нижней частью вверх в жесткой стальной раме, моделирующей фюзеляж, и покрываем нижние поверхности тонкой фанерой, на которой нанесена эта сетка.
Нагружая мешочками с дробью нижнюю часть крыла, мы моделируем те нагрузки, которые будут действовать на крыло при нормальном полете. Требуется некоторое оборудование (например, вилочный автопогрузчик), определенные физические усилия (желательно не мои собственные, а чьи-то еще, если мне удается об этом договориться) и большая внимательность, чтобы убедиться в том, что нужный груз будет приложен в правильной точке на крыле.
Раздел 23 ФАР содержит требование о том, чтобы на протяжении трех секунд при любых условиях крыло было способно выдерживать предельную нагрузку в 1,5 раза больше, чем 3,8g (то есть 5,7g). Там же позволяется использовать новую модель крыла для каждого из тестов (для отдельных вариантов условий нагрузок). Мы использовали для проведения всех испытаний одну и ту же модель крыла. То есть наш эксперимент более тяжелый, поскольку крыло может быть ослаблено в ходе предыдущего эксперимента, прежде чем будет проведен следующий. Когда на крыло, в конце концов, начинает действовать полная нагрузка, оно начинает скрипеть и потрескивать, причем на поверхности крыла появляются неровности, как морщины, подобно поверхности моря при волнении. Инженеры начинают употреблять различные английские выражения с упоминанием разных частей тела человека и их губы делаются все более напряженными. Когда, наконец, на крыло кладут последние несколько мешков со свинцовой дробью, атмосфера в помещении порой бывает очень напряженной.
Нас очень порадовало то, что наши расчеты оказались верными, и крыло выполнило все требования Раздела 23.