Text
                    ДИРИМЛИ
КИЕВ. НАУКОВА ДУМКА 198®
\УДК 629.733.5
’	ч®
Дирижабли / Арие М. Я,—Киев: Наук, думка, 1986.—264 с.
В монографии проанализировано развитие конструкций дирижаблей раз. личных типов, от первых управляемых аэростатов до современных аэростатических летательных аппаратов, приведены сведения о характерист . х дирижаблей, построенных в нашей стране и за рубежом, освещены основные принципы полета дирижаблей, показана роль отечественных ученых и инженеров в развитии дирижаблестроения. Рассмотрено применение дирижаблей первого поколения, отмечены достижения в этой области. Впервые собрал и проанализирована информация об авариях и катастрофах дирижаблей, разработана классификация происшествий и их причин, отмечены современные достижения различных отраслей науки и техники, позволяющие устранить эти причины. Большое внимание уделено перспективам применения аэростатических летательных аппаратов в народном хозяйстве страны.
Для научных и инженерно-технических работников, занимающихся разработкой и применением аэростатических летательных аппаратов, преподавателей, аспирантов и студентов вузов, а также для тех, кто интересуется историей развития науки и техники.
Ил. 119. Табл. 15. Библиогр.: с. 258—261 (118 назв.}.
Ответственный редактор О. А. Чембровский
Рецензенты В. В. Стражева, Н. П. Смирнов
I ***—'" ' .............. <
Гкумрвтве '!"я дубли .кая Н1уям4
пмшчша» бнйанатщ СССР I
Редакция технической литературы
« 3606030000-192
М221 <0Я-86 <85'8&
© Издательство «Наукова думка», 1986
•йИЯ
Выполнение задач, стоящих перед народным хозяйством, ускорение темпов социально-экономического развития страны на базе научно-технического прогресса неразрывно связаны с дальнейшим совершенствованием транспортной системы и, в первую очередь, с улучшением транспортного обеспечения районов Севера, Сибири и Дальнего Востока, где в настоящее время сосредоточены основные топливно-энергетические ресурсы, проводится большой объем геолого-разведочных работ и в значительных масштабах осуществляется добыча нефти и газа.
Опыт освоения труднодоступных и удаленных районов показал, что при использовании традиционных видов наземного и воздушного транспорта доля транспортных расходов в общей сумме затрат является одной из самых весомых. Поиск новых, более экономичных транспортных средств привел к значительному возрастанию интереса к аэростатическим летательным аппаратам, с помощью которых может быть выполнен не только большой объем перевозок, но и решены сложные монтажные задачи. Практически неограниченные грузоподъемность и дальность полета, вертикальные взлет и посадка аэростатических летательных аппаратов определяют широкие перспективы их применения в народном хозяйстве.
С прекращением в 30-е годы строительства дирижаблей в стране приостановилось издание научно-технической литературы по возду-хоплавани И пгдлагаемая вниманию читателей монография является одной ш первых после почти пятидесятилетнего перерыва. В ней проанализированы важнейшие стороны дирижаблестроения — развитие конструкций дирижаблей, особенности эксплуатации, летные происшествия и их причины, возможные области применения аэростатических летательных аппаратов нового поколения.
3
Автор книги М. Я. Арие руководит общественным конструкторским бюро по воздухоплаванию, в котором в течение многих лет ведутся разработки аэростатических летательных аппаратов различного назначения, исследования экономической целесообразности их применения.
Монография «Дирижабли» несомненно будет встречена с большим интересом научными работниками, и инженерами, связанными с созданием аэростатической техники, а также специалистами, занимающимися решением транспортных задач народного хозяйства.
Академик Б. Е. Патон
ПРЕДИСЛОВИЕ
В последние десятилетия одной из наиболее характерных черт экономического развития большинства стран является непрерывное возрастание грузооборота. Наряду с увеличением объема перевозок изменились качественные и количественные характеристики самих грузов. Появилась потребность транспортировки и монтажа крупногабаритных и неделимых грузов большой массы. Новые задачи предопределили быстрое развитие воздушного транспорта, создание мощных вертолетов и широкофюзеляжных самолетов большой грузоподъемности. Однако потребности в воздушных перевозках удовлетворяются с помощью динамических летательных аппаратов далеко не полностью. Это связано как с ограниченными грузоподъемностью и дальностью полета современных вертолетов, так и с необходимостью строительства для широко-фюзеляжных самолетов взлетно-посадочных полос большой протяженности.
Многие ключевые задачи различных областей народного хозяйства можно успешно решить с помощью такого вида воздушного транспорта, как аэростатические летательные аппараты, которые обладают уникальным комплексом свойств: значительными грузоподъемностью и дальностью полета, вертикальными взлетом и посадкой, возможностью проведения монтажных работ в режиме висения и др. Все это обусловило интерес, проявляемый в последние двадцать лет к дирижаблям и комбинированным аэростатическим летательным аппаратам различных типов в нашей стране и за рубежом.
В настоящее время весьма ощутимо отсутствие достоверной информации, касающейся истории дирижаблестроения, особенностей конструкции и принципов полета аэростатических летательных аппаратов, причин аварий и катастроф дирижаблей, достижений довоенного дирижаблестроения, факторов, обусловивших прекращение строительства и эксплуатации дирижаблей.
Назрела также необходимость в анализе современного состояния дирижаблестроения, определении места вновь создаваемых аэростатических летательных аппаратов в существующей транспортной системе и рассмотрении их реальных возможностей в деле решения важнейших задач, стоящих сегодня перед народным хозяйством страны.
Предлагаемая вниманию читателей монография посвящена систематизации и анализу этой обширной, но чрезвычайно рассредоточенной по различным литературным источникам информации, позволяющей сделать выводы о направлении развития дирижаблестроения в ближайшем будущем и перспективах аэростатического транспорта. Термины и определения, касающиеся
5
конструкции дирижабля и его отдельных элементов, а также поведения дирижабля в воздухе, приведены в гл. II. Здесь же рассмотрены основные принципы полета управляемого аэростата. При подборе этого материала автор руководствовался стремлением изложить сведения, необходимые для понимания содержания последующих глав.
В связи с ограниченным объемом издания подробно рассмотрены лишь те дирижабли, конструкции которых явились определенным шагом вперед по сравнению с предшествующими. Это позволило проанализировать развитие конструкций различных типов от первых дирижаблей до аэростатических летательных аппаратов 80-х годов. Краткие летно-технические характеристики ряда других, не рассмотренных в книге дирижаблей даны в таблицах.
В главы, касающиеся развития отечественного дирижаблестроения, а также аварий и катастроф дирижаблей, включены практически все собранные сведения, ввиду того что ни в одном из выпущенных ранее изданий не приведены подробные, собранные воедино данные об отечественных дирижаблях, спроектированных и построенных в дореволюционный период, предвоенные годы и в наше время, и только тщательный анализ как можно большего числа имевших место аварий и катастроф может позволить правильно установить основные причины гибели и повреждений дирижаблей и наметить пути дальнейшего развития их конструкций, направленные на устранение этих причин.
При работе над книгой автор использовал отечественную и зарубежную литературу — дореволюционные и предвоенные материалы по воздухоплаванию и дирижаблестроению, а также современные источники. Тем не мепее он понимает, что приведенные им сведения не являются исчерпывающими, и с благодарностью примет замечания читателей.
Глава 1
НАЧАЛЬНЫЙ ПЕРИОД РАЗВИТИЯ
ВОЗДУХОПЛАВАНИЯ
1.	Первые шаги воздухоплавания
Стремление человека преодолеть силу земного притяжения и парить в воздухе подобно птице уходит своими истоками в глубокую древность. Оно нашло свое отражение в религиозных верованиях многих народов, многочисленных мифах и легендах. Подчеркивая всесильность своих божеств, древние люди наделяли их наряду с другими необычными качества,ми способностью летать. Наиболее известным из дошедших до нас древнейших преданий является миф об Икаре и Дедале.
Наблюдения за полетом птиц вселяли во многих людей уверенность в возможность полета на крыльях с помощью собственной мускульной силы. За смелые, но заранее обреченные на неудачу попытки таких полетов они нередко расплачивались жизнью. Установить, кто был первым на этом пути, не представляется возможным, но история свидетельствует о том, что уже в конце прошлого тысячелетия люди пытались летать на крыльях. Это были Абуль Казим бен Фирнас из Андалузии (875 г.), английский монах Оливье Мальмсбери (1060 г.), один из подданных турецкого султана Арслана II (1161 г.), итальянский математик Джованни Батиста Данте и немец Форзингер из Нюрнберга (конец XV в.), французский аббат Джон Дамиан (1507 г.), Соломон Идлер (1660 г.), Верной из Франкфурта (1673 г.). Несмотря на то что уже в XVII в. итальянский врач и естествоиспытатель Борелли и англичанин Петтигрью доказали физическую невозможность полета на крыльях, приводимых в движение только мускульной силой человека, такие попытки продолжались еще в конце XVII — первой половине XVIII в.: в Германии— профессор теологии из Киля Георг Паш (1695 г.), России — стрелец Серов (1699 г.), приказчик Перемышлев (1724 г.), кузнец Герпак-Гроза (1729 г.), во Франции — маркиз Бакмиль (1742 г.) и т. д.
Первый серьезный научный подход к проблеме полета человека можно найти в трудах выдающегося представителя эпохи Возрождения Леонардо да Винчи (1452—1519 гг.). Он первым пришел к правильному выводу, что в полете птица находит опору в самом воздухе, «делая эту жидкость (воздух) более густой там, где она летит, нежели там, где она не летит» [11]. Кроме того, Леонардо да Винчи
7
предложил конструкцию аппарата, поднимающегося в воздух с помощью несущего винта большого диаметра, дал описание первого парашюта.
Сведения о первых попытках постройки аппаратов для передвижения в воздухе относятся к еще более древним временам. В сочинениях римского историка II в. Авла Геллия упоминается деревянный летающий голубь, построенный в IV в. до н. э. греческим философом и математиком Архитом Тарентским. В 1256 г. мысль о возможности создания летательного аппарата высказал Роджер Бэкон. В работе «О таинственных произведениях искусства и природы» он писал: «...можно построить летательную машину, сидя в центре которой человек будет вертеть лишь одну ручку, и она приведет в движение бьющие по воздуху крылья подобно крыльям птиц» [11]. В 1709 г. проект летательного аппарата, который должен был подниматься в воздух посредством взрывов, предложил бразильский монах Бартоломео-Лоренцо. В 1781 г. о своем аппарате сообщил Карл Фридрих Мервейн. Аэронавт размещался под двумя большими шарнирно соединенными выпуклыми поверхностями с помощью надеваемых на плечи ремней. Под ним находились тяги, перемещая которые вперед и назад, можно было поднимать и опускать обе поверхности. В 1782 г. интересный эксперимент провел французский механик Ф. Бланшар. Его аппарат состоял из двух больших крыльев, укрепленных на деревянной раме. Стоявшему на этой раме Бланшару удалось подняться на высоту около 24 м с помощью перекинутого через блок противовеса массой 9 кг.
Все эти многочисленные, но так и не приведшие к успеху попытки полета, хотя и отличались большим разнообразием, имели главную объединяющую особенность — динамический принцип поддержания в воздухе.
Второе направление, по которому шли к созданию летательных аппаратов, объединял аэростатический принцип поддержания в воздухе, в основе которого лежал закон Архимеда, открытый еще в 250 г. до н. э. Несмотря на кажущуюся простоту этого закона, понадобилось более 1500 лет, чтобы предложить на его основе способ для поддержания тел в воздухе.
Первые идеи о возможности использования для подъема в воздух подъемной силы легких газов можно найти в материалах, относящихся к XIV в. В работе француза Вассона упоминается запуск воздушного шара, состоявшийся в 1306 г. в Пекине во время торжеств по поводу восшествия на престол императора Фо-Кина. В середине XIV в. монах Альберт Саксонский в одном из сочинений отмечал, что дым становится легче воздуха и поднимается вверх вследствие его нагрева до более высокой, чем у воздуха, температуры. В XVI в. в Англии Скалигер и Лор предлагали построить летательный аппарат, поднимающийся с помощью мешка, сшитого из тонких пленок и заполненного нагретым воздухом.
О возможности подъема сосудов, в которых содержится разреженный воздух, писал в 1666 г. магдебургский бургомистр Отто Герике. Он считал, что этот принцип может быть положен в основу 8
Рис. 1. Летательный аппарат Франческо Лана Терци, 1670 г.
конструкции летательного аппарата. Однако его предложение было технически невыполнимо, поскольку силы атмосферного давления неизбежно смяли бы оболочку аппарата. Если же толщину стенок оболочки выбирать при условии выдерживания этих нагрузок, то ее масса возрастет настолько, что подъемной силы разреженного воздуха окажется недостаточно для подъема не только аппарата, но и одной оболочки. Невозможность создания летательного аппарата на этом принципе была подтверждена в 1669 г. экспериментами Фабри, который, основываясь на идеях Герике, предпринял несколько неудачных попыток подъема в воздух оболочек с разреженным воздухом.
В 1670 г. итальянец Франческо Лана Терци издал книгу, в которой также обосновывал возможность полета с помощью полых тел. Он привел подробное
описание летательного аппарата, представлявшего собой деревянную барку массой около 500 кг с мачтой и парусом (рис. 1).
Барка поднималась в воздух посредством подъемной силы прикрепленных канатами четырех полых шаров, выполненных из жести толщиной около 0,1 мм. Подъемная сила создавалась путем откачивания из шаров воздуха. Лана определил, что при диаметре шаров 7,3 м его аппарат сможет поднять двух-трех человек. Помимо предложения использовать для подъема вакуумированные шары еще одним неверным техническим решением Лана было применение паруса для изменения направления движения аппарата. Тем не менее этот проект заслуживает внимания хотя бы потому, что в нем впервые дана правильная оценка потребной для взлета аэростатической подъемной силы шаров.
В работе А. И. Сулакадзева «О воздушном летании в России с 906 лета по Р. X.» [74] приводятся сведения о полете на воздушном шаре подьячего Крякутного.
В книге Давида Буржуа, изданной в 1784 г. в Париже, описан удачный опыт с подъемом шара, наполненного нагретым воздухом, который поставил в 1736 г. в Лиссабоне физик Гузмао.
Важную роль в дальнейших работах в области воздухоплавания сыграло открытие в 1766 г. англичанином Г. Кэвендишем водорода,
9
Или, как его называли в то время, «горящего воздуха». Уже в 1768 г. английский химик Блэк после изучения свойств водорода пришел к выводу о возможности использования его подъемной силы для будущих летательных аппаратов [85]. Но наиболее близко к созданию воздушного шара, наполненного водородом, подошел итальянский физик Тиберио Кавалло, который в 1781 г. провел в Лондоне серию опытов по наполнению водородом оболочек, изготовленных из бумаги, а также пузырей животных и рыб. Однако эти опыты оказались неудачными вследствие большой газопроницаемости материалов оболочек.
Таким образом, в 80-х годах XVIII в. люди вплотную приблизились к постройке шаров, обладающих аэростатической подъемной силой. Единственной преградой оставалось отсутствие достаточно газонепроницаемой оболочки.
2.	Появление аэростатов
Во Франции над решением проблемы воздухоплавания в 80-х годах XVIII в. работали братья Жозеф и Этьен Монгольфье. В отличие от многих своих предшественников они считали невозможным создание летательного аппарата на основе использования мускульной силы человека. Жозеф Монгольфье, в частности, писал: «Подъем артиллерийской ракеты и работа пожарной машины, указывая на то, что в природе имеются источники энергии, гораздо большей, нежели та, которой могут располагать люди, побуждают нас воспользоваться ею для воздухоплавания. В ожидании, пока какой-нибудь ученый механик пожелает заняться этим важным предметом, мы, мой старший брат и я, придумали заключить в легкий сосуд газ, с меньшим удельным весом, нежели атмосферный воздух» [11].
Современники полагали, что идея использования аэростатической подъемной силы газов родилась у Монгольфье как следствие наблюдения за передвижением облаков. По-видимому, это соответствует действительности, поскольку первую оболочку Монгольфье наполняли водяным паром. Однако пар быстро конденсировался, и, шар, не успев взлететь, опускался на землю. После этого братья решили использовать в своих опытах водород. Но и эти эксперименты были неудачными. Бумажная оболочка оказалась слишком проницаемой для водорода.
Первый успех пришел в ноябре 1782 г. Матерчатый куб, наполненный дымом от горящей бумаги, быстро приобрел правильную форму и поднялся к потолку. Затем Монгольфье наполнили небольшой шар дымом от горящей смеси шерсти и сырых древесных опилок, однако он воспламенился непосредственно после взлета. Следующая попытка полностью удалась. Шар объемом около 20 м3 поднялся на высоту примерно 300 м.
.Официальная демонстрация полета воздушного шара братьев Монгольфье состоялась 5 июня 1783 г. в Аннонэ. Оболочка высотой 11 м имела объем около 62 м3. Ее отдельные тканевые полотнища
10
Рис. 2. Подъем воздушного шара в Версале, 19 сентября 1783 г.
были сшиты и соединялись С помощью больших пуговиц. С внутренней стороны оболочка была оклеена бумагой и скреплена бечевками. Снизу крепилась решетчатая рама из плетеной лозы. Рама служила опорой при установке шара на подмостки, под которыми разводился огонь. Шар набрал высоту около 2000 м, продержался в воздухе 10 мин и плавно опустился на землю на расстоянии 2200 м от места подъема. Впоследствии день этого полета начали считать началом практического воздухоплавания, а братья Монгольфье были признаны изобретателями первого аэростата *.
Французская академия наук приняла решение повторить эксперимент в Париже. Организация его была поручена профессору физики Жаку-Александру	Шарлю и
братьям Робер. Шар диаметром 3,7 м был изготовлен из тафты, пропитанной раствором каучука. В отростке, расположенном в нижней части оболочки и предназначенном для заполнения ее газом, был предусмотрен запорный клапан. Шарль правильно истолковал физический смысл успешного опыта Монгольфье и решил наполнить шар водородом, который получал в результате воздействия серной кислоты на железные опилки. Полет шара состоялся 27 августа 1783 г. на Марсовом поле. Несмотря на сильный! дождь, шар за 2 мин поднялся на высоту около 1000 м и вошел в слой облаков. Через некоторое время его увидели на еще большей высоте, после чего вследствие чрезмерного наполнения водородом и отсутствия достаточного по размерам отверстия для выхода газа возросший перепад давления разрушил оболочку в верхней части. Шар упал в 24 км от Парижа.
19 сентября 1783 г. со двора Версальского дворца братья Монгольфье запустили еще один шар, имевший диаметр 12,5 м и высоту 17,4 м. Оболочка его была выполнена из хлопчатобумажной ткани, покрытой клеевой краской. Снизу к шару на цепи была подвешена клетка, в которой находились утка, петух и баран (рис. 2). Вследствие чрезмерного натяжения удерживающих веревок, вызванного сильным порывом ветра, непосредственно перед подъемом в верхней части оболочки образовалась трещина. Это сказалось на времени полета. Пробыв в воздухе 10 мин, шар опустился на землю в 4 км
1 Вклад братьев Монгольфье в развитие воздухоплавания был высоко оценен в научном мире. 10 декабря 1783 г. на заседании Французской академии наук им было присуждено звание члена-корреспондента.
а
от места старта. Утка, петух и баран оказались практически невредимыми. Отсутствие в то время знаний об изменении с высотой состава атмосферы привело к широкому распространению мнения о том, что живые существа неизбежно задохнутся под облаками, даже на небольшой высоте. Полет показал ошибочность такого мнения.
Полеты первых аэростатов1 продемонстрировали правильность и перспективность использования аэростатического принципа поддержания тел в воздухе.
3.	Первые полеты человека
За три недели до версальского подъема монгольфьера физик Пилатр де Розье обратился в Академию наук с просьбой участвовать в полете. Просьбу отклонили, но было принято решение построить привязной аэростат, предназначенный для пробных подъемов человека. На этом аэростате Пилатр де Розье поднимался несколько раз на высоту около 30 м, ограниченную длиной привязи, при этом он продемонстрировал возможность управления по вертикали путем регулирования силы пламени. Затем на этом же монгольфьере на высоту более 120 м поднимались Жиру де Вильет и д’Арланд. После успешных подъемов Пилатру де Розье разрешили выполнить свободный полет на монгольфьере. Подъем состоялся 21 ноября 1783 г. в Пасси, пригороде Парижа. Поднявшись на высоту около 1000 м, аэростат пролетел 8 км над Парижем и через 25 мин опустился в другом его пригороде. Полет прошел благополучно, за исключением того, что на горизонтальном участке едва не воспламенилась галерея, на которой находились воздухоплаватели.
1 декабря 1783 г. состоялся первый полет на шарльере. По сравнению с монгольфьером аэростат Шарля был значительно совершеннее. Гондола подвешивалась не к нижней части оболочки, а более надежно, посредством сетки, охватывающей оболочку в верхней части вплоть до миделевого сечения. Это обеспечивало также более равномерное распределение нагрузки по оболочке. С целью регулирования высоты полета в гондоле имелся балласт, которым служил мелкий песок, а в верхней части аэростата был предусмотрен клапан для выпуска газа. Чтобы обеспечить более надежный спуск аэростата в условиях ветра, предполагалось использовать сбрасываемый якорь. Кроме того, шарльер был более безопасным в пожарном отношении. Шарль правильно понял причины разрушения своего первого шара и решил оставить открытым отверстие, через которое оболочка наполнялась газом. Аэростат имел диаметр Эми был значительно меньше монгольфьера, взлетевшего 10 днями раньше. Это объяснялось тем, что наполнявший его водород обладает подъемной силой, почти в 3,5 раза большей, чем нагретый до 100 °C воздух.
1 Впоследствии по имени изобретателей аэростаты, наполненные нагретым воздухом, стали называть монгольфьерами, а водородные — шарлъерами.
,12
Рис. 3. Полет Бланшара через Ла-Манш, 7 января 1785 г.
года в Милане двухчасовой
Полет Шарля и одного из братьев Робер продолжался 2 я 5 мин. Пройденное расстояние составило 36 км, максимальная высота подъема — около 460 м.
После приземления Робер покинул аэростат, а Шарль впервые в истории воздухоплавания поднялся в воздух один. В этом полете, продолжавшемся 30 мин, он достиг высоты 3000 м и доказал на практике, что путем сброса балласта и выпуска части газа можно эффективно управлять высотой полета аэростата. Посадка была совершена в 4 км от места подъема.
Полеты Шарля показали значительные преимущества шарльеров как в удобстве управления аэростатом по вертикали, так и с точки зрения возможности выполнения длительных перелетов. Тем не менее еще некоторое время продолжались подъемы на монгольфьерах. 5 января 1784 г. состоялся полет монгольфьера диаметром 35 м и высотой 43 м, в гондоле которого находилось восемь человек. 25 февраля того ж
полет выполнили братья Джерли и Паоло Андреани. 24 сентября 1784 г. впервые на аэростате поднялась женщина. Воздухоплава-тельница Тибль достигла высоты 2700 м и пробыла в воздухе 45 мин. Еще один полет на монгольфьере был совершен Пилатром де Розье и химиком Пру 23 июня 1784 г. Аэростат поднялся на высоту 4000 м и пролетел наибольшее расстояние, когда-либо пройденное на монгольфьерах.
В дальнейшем практически все полеты выполнялись на шарлье-рах. 14 сентября 1784 г. полет на усовершенствованном шарльере предпринял в Лондоне итальянец Лунарди. В конструкцию своего аэростата он внес следующие новшества. Сетка была увеличена и покроена таким образом, что охватывала около двух третей поверхности оболочки. Кольцо, к которому подвешивалась гондола, располагалось не по периметру шара, а под оболочкой. Это повышало надежность подвески. Гондола имела удобную форму куба. 7 января 1785 г. француз Бланшар и американец Джеффрис за 2,5 ч перелетели на шарльере через Ла-Манш из Дувра в Кале (рис. 3), 15 июня того же года Пилатр де Розье и Ромен попытались перелететь Ла-Манш в обратном направлении на аэростате, представляющем собой сочетание монгольфьера и шарльера. Он состоял из шарообразной оболочки, заполненной водородом, и присоединенного к ней
13
Рис. 4. Полет Гей-Люссака в Париже, 16 сентября 1804 г.
стно с Лостом. В полете была
снизу цилиндра с нагретым воз-* духом. Путем изменения температуры воздуха в цилиндре изобретатель этого аэростата Розье предполагал управлять высотой полета без использования балласта и выпуска газа 1. Полет закончился неудачно. Оба воздухоплавателя погибли.
Успешные высотные полеты дали основание рассматривать аэростаты как средство проведения научных исследований в атмосфере и астрономических наблюдений. Первые полеты с научными целями были проведены в начале XIX в. 24 июня 1802 г. Гумбольт и Бомплан поднялись на высоту 5878 м и первые провели измерения температуры и давления воздуха в различных слоях атмосферы.
Следующий полет был предпринят 18 июля 1803 г. в Гамбурге физиком Робертсоном совме-достигнута высота более 7000 м,
проводились измерения температуры и давления воздуха, исследовались электрические явления в атмосфере. 30 июня 1804 г. в Петербурге состоялся полет Робертсона с русским академиком Я. Д. Захаровым.
20 августа этого же года в Париже на аэростате поднялись Био и Гей-Люссак. Они также измеряли температуру, давление и влажность воздуха на различных высотах и, кроме того, изучали влияние пониженного атмосферного давления на организм животных. 16 сентября 1804 г. Гей-Люссак поднялся на аэростате один (рис. 4). Максимальная высота полета составила 7016 м. Гей-Люссак привез на землю две пробы воздуха, взятые на высотах 6561 и 6636 м. Посредством анализа этих проб он впоследствии доказал практическое постоянство состава атмосферы на различных высотах. 27 июля 1850 г. полет на аэростате выполнили французские химики Барраль и Биксио.
Заметную роль в развитии воздухоплавания сыграл английский воздухоплаватель Чарльз Грин. 19 июля 1823 г.- в Лондоне Грин запустил первый аэростат, наполненный вместо водорода светильным газом. Он же впервые предложил использовать для уменьшения скорости спуска аэростата гайдроп. Грин трижды перелетал Ла-Манш, выполнил более 1400 полетов, из них ряд с научными целя
1 Аэростаты этого типа впоследствии начали называть розьерами.
14
ми в 1852 г. вместе с Джоном Уэлшем. В 1861 — 1863 гг. около 30 чисто научных полетов совершили директор метеорологического бюро в Гринвиче Джемс Глешер и воздухоплаватель Коксуэл.
Большой объем научных исследований провел в 1867 г. на аэростате Камилл Фламмарион. Он изучал влажность воздуха, проводил многочисленные метеорологические, физические и астрономические наблюдения. В полете 14 июля Фламмарион пробыл в воздухе 12,5 ч и пролетел 550 км.
В 1873 г. в России полет на аэростате с научными целями выполнил М. А. Рыкачев. В 1881 г. во Франции Липман и де Фонви-ель наблюдали с аэростата за движением кометы, а в 1882 г. подобный полет предпринял М. Малэ. 7 августа 1887 г. в России на аэростате поднялся Д. И. Менделеев для наблюдения солнечного затмения. 13 ноября 1898 г. в Париже в полете с целью проведения астрономических наблюдений участвовал русский астроном Ганский. Ряд полетов был организован многими европейскими обсерваториями в 1899 г. В одном из них приняла участие женщина-астроном Д. Клюмпке.
Предпринимались попытки применения аэростатов в военном деле, в частности для наблюдения за перемещением войск. В 1870 г. из осажденного Парижа было запущено 64 аэростата, на которых через позицию немецких войск перелетели 150 человек и было переправлено 10 т почты.
К концу XIX в. на аэростатах были поставлены следующие рекорды: 4 декабря 1894 г. немец Берсон на эростате «Феникс» достиг высоты 9155 м; 3 октября 1898 г. итальянец Спельтерини впервые перелетел через Альпы; в 1900 г. французы де ла Во и Кас-тильон установили рекорд дальности полета, пролетев за 35 ч 45 мин 1922 км. Тем не менее многолетний опыт эксплуатации аэростатов, в том числе и тех, на которых были установлены эти достижения, показал, что они были так же далеки от решения проблемы воздухоплавания, как первые монгольфьеры или шарльеры. Для воздухоплавания нужен был управляемый аэростат — дирижабль (франц, dirigeable — управляемый).
4.	Попытки создания управляемого аэростата
Уже после первого полета Пилатра де Розье братья Монгольфье занялись изучением возможности управления аэростатом. Проанализировав все известные в то время технические средства, Жозеф Монгольфье пришел к выводу о нереальности динамического способа управления. Он, в частности, писал своему брату Этьену: «Я не вижу действительной возможности управлять шаром, кроме знания воздушных течений, изучением которых следует заняться; редкие из них не меняют направления с высотой» [111. Тем не менее в истории воздухоплавания можно выделить достаточно длительный период безуспешных попыток управления аэростатом с помощью весел, парусов, рулей и пр.
15

Рис. 5. Подъем Гюйтона де Морво в Дижоне, 25 апреля 1784 г.
Рис, 6. Аэростат Албана и Валле, 1785 г., Франция.
Первую такую попытку предпринял 2 марта 1784 г. Бланшар. В гондоле его аэростата были установлены два весла.
25 апреля 1784 г. состоялся подъем физика из Дижона Гюйтона де Морво (рис. 5). Оболочка аэростата в ее миделевом сечении была охвачена кольцом, на котором в двух диаметрально противоположных точках находились два прямоугольных паруса, натянутых на деревянные рамы. Они выполняли функцию рулей. В точках кольца, расположенных на перпендикулярном диаметре, имелись еще два паруса меньших размеров, которые могли поворачиваться наподобие крыльев. Привод парусов осуществлялся из гондолы посредством системы тросов и блоков. Кроме того, в гондоле были установлены два весла.
11 июля 1784 г. в Париже Миолан и Жанинэ попытались осуществить управление аэростатом посредством реактивной силы струи горячего воздуха, вытекающего через отверстие, расположенное в экваториальной части оболочки. Эксперимент закончился неудачно. Аэростат воспламенился и сгорел.
15 июля и 19 сентября 1784 г. два полета на аэростате, оборудованном рулем и веслами, выполнили братья Робер. Оболочка имела форму цилиндра с полусферами на концах. Длина аэростата составляла 17 м, диаметр — 10 м, объем — 850 м3.
16
Наиболее интересным из всех проектов, предложенных в первые-годы после полета первого монгольфьера, являлся проект француза Менье, разработанный в 1784 г., который содержал принципиальна новые технические решения. Аппарат имел две оболочки: внешнюю, изготовленную из прочного холста и подкрепленную веревочной сетью, и внутреннюю, газонепроницаемую, в которой находился водород. Пространство между оболочками было заполнено сжатым воздухом и играло роль баллонета, основным назначением которого являлось поддержание неизменной формы оболочки. Кроме того, баллонет мог использоваться для управления высотой полета. При закачивании в него воздуха затяжеленный аэростат начинал снижаться,,, и наоборот. Воздух предлагалось нагнетать мощными мехами. В отличие от других оболочка этого аэростата имела удлиненную удобо-обтекаемую форму эллипсоида. С целью повышения надежности подвески и равномерности нагружения оболочки гондола крепилась с помощью нашитого по периметру оболочки пояса.
Для поступательного движения Менье предполагал использовать, воздушные течения соответствующего направления при вертикальных перемещениях аэростата. Кроме того, с помощью трех винтов,, расположенных между оболочкой и гондолой и приводимых в движение мускульной силой членов команды, Менье надеялся перемещать аэростат в направлении, перпендикулярном направлению-ветра.
В том же году, взяв за основу идеи Менье, с проектом аэростата выступил французский ученый Бриссон. В его проекте оболочка? состояла из цилиндрической части, удлинение которой (отношение длины к диаметру) было равно 6, и двух конических законцовок. Горизонтальное перемещение предполагалось осуществлять путем? использования воздушных течений.
17 сентября 1785 г. Албан и Валле совершили в Версале полет-на аэростате сферической формы, снабженном двумя четырехлопастными винтами большого диаметра, приводившимися в движение мускульной силой воздухоплавателей (рис. 6). Это был первый случай применения в практике воздухоплавания воздушных винтов. Двумя многолопастными винтами был снабжен также аэростат. Тетю-Брисси (1785 г.).
В 1789 г. оригинальный проект управляемого аэростата предложил Скотт. Оболочка имела удлиненную удобообтекаемую форму. С целью уменьшения сопротивления гондола была подвешена в специальном углублении под оболочкой таким образом, что практически не выступала за ее обводы. Основная идея проекта заключалась в использовании аэродинамической силы, возникающей при наклонах аэростата в вертикальной плоскости одновременно с era вертикальным перемещением. При снижении, сопровождаемом наклоном передней части, аэростат под действием горизонтальной составляющей равнодействующей возникающих аэродинамических сил должен был перемещаться вперед. Движение вперед достигалось также при подъеме передней части с одновременным подъемом аэростата. Для вертикального перемещения аэростата и изменения
17
положения его продольной оси нагнетался воздух в один из двух 'баллонетов, расположенных в носовой и кормовой частях. Для управления в горизонтальной плоскости был предусмотрен руль направления. Однако осуществить на практике в принципе правильную идею Скотта было невозможно вследствие того, что движущая -сила, используемая для горизонтального перемещения аэростата, была слишком мала.
В 1846 г. Ван-Экке предложил для вертикального перемещения -аэростата при поиске воздушного течения нужного направления применять горизонтально расположенные воздушные винты.
Идею Скотта использовал в своем проекте француз Петен 41850 г.). К четырем сферическим баллонам была подвешена деревянная платформа, к которой крепились несколько поворотных
Фис, 7. Модель аэростата Жюльена, 1850 г., Франция.
поверхностей. При подъемах и спусках, производимых путем сброса балласта и выпуска части несущего газа из баллонов, посредством поворота этих поверхностей Петен предполагал осуществлять гори--зонтальное перемещение аппарата.
В конце 1850 г. семиметровую модель управляемого аэростата построил парижский механик Жюльен (рис. 7). Оболочка имела удлиненную веретенообразную форму и в верхней части охватывалась сеткой, к которой снизу была подвешена гондола. Сетка удерживалась на оболочке тремя деревянными кольцами. В передней части по обеим сторонам аэростата имелись два воздушных винта, приводившиеся в движение посредством пружины. В кормовой части был расположен руль. 6 и 7 ноября состоялись два удачных полета, в которых модель летала против ветра.
В 1851 г. проект аэростата, в основе которого лежал принцип скользящего полета Скотта, предложил Проспер Меллер.
Несмотря на то что многочисленные попытки управления аэростатом с помощью весел, парусов, рулей, наклонных поверхностей •и пр., предпринятые в конце XVIII — первой половине XIX в., оказались безуспешными, они сыграли положительную роль в развитии управляемого воздухоплавания. Стало очевидным, что управляемое перемещение аэростата можно осуществить только с помощью расположенного на нем самом источника энергии.
Глава 11
ОСОБЕННОСТИ ПОЛЕТА И УСТРОЙСТВА ДИРИЖАБЛЯ
1. Основные принципы полета
Для удобства изложения введем определения, касающиеся статики аэростата.
При заполнении оболочки газом, плотность которого меньше плотности воздуха, все ее элементы будут находиться под воздействием сил внутреннего и внешнего давления. Равнодействующей этих сил для каждого выделенного в оболочке вертикального столбика газа будет направленная вверх аэростатическая подъемная сила данного элементарного объема газа. Суммируя эти подъемные силы при уменьшении поперечного сечения столбиков газа до нуля, т. е. при увеличении числа элементарных объемов газа до бесконечности, получаем направленную вверх равнодействующую сил аэростатического давления в оболочке, которая называется полной подъемной силой У.
Не учитывая объем материала оболочки, который пренебрежимо мал по сравнению с объемом заключенного в ней газа, нетрудно показать, что У= (рв — рг) V, где рв — плотность воздуха, рг — плотность газа; V — полный газовый объем оболочки. Точка приложения полной подъемной силы называется центром подъемной силы.
Разность полной подъемной силы и взлетного веса Р аэростата, определяемого суммой масс конструкции аэростата, груза и экипажа, называется свободной подъемной силой или сплавной силой Ф. Имеем Ф=У — Р. Отрицательную сплавную силу иногда называют перегрузкой аэростата.
Для статически уравновешенного аэростата выполняется условие Y=P. Высота, на которой выполняется это условие, называется' равновесной.
Отношение объема газа Уг, находящегося в оболочке, к ее полному газовому объему называют степенью выполнения аэростата х. Величина х=Иг/Р.
Теперь рассмотрим статически уравновешенный дирижабль с выполненной газовой оболочкой, находящийся с неработающими двигателями в неподвижном воздухе. На него будут действовать лишь две силы — полная подъемная сила У и его вес Р (рис. 8). Центр подъемной силы О находится в центре газового объема оболочки. Вес Р приложен в центре масс М аэростата. Точки приложе
19-
ния обеих сил расположены на одной вертикали, называемой главной вертикалью дирижабля. Расстояние ОМ=а между центрами подъемной силы и масс называется, метацентрической высотой.
При нормальной центровке дирижабля его продольная ось перпендикулярна главной вертикальной оси. Произведение Ya или Ра называется модулем статической пары. Значение этого модуля определяет степень статической устойчивости дирижабля. Чем оно больше, тем труднее изменить исходное положение продольной оси дирижабля.
Для иллюстрации оценим, насколько изменится положение продольной оси статически уравновешенного дирижабля, газовый объем которого составляет V = 100 000 м3, если к его оперению приложить силу Ар = 250 Н на расстоянии £=100 м от главной вертикальной оси (рис. 9).
Рис. 8. Статически уравновешенный дирижабль.
Рис. 9. Изменение положения продольной оси статически уравновешенного дирижабля.
Примем удельную подъемную силу газа f=lQ Н/м3. Для дирижабля выбранных размеров можно задать а=10 м. Угол поворота продольной оси найден из условия &.pl=Pd = Pasin@, откуда „ Др/ 250-100
0 ~ ~fVa = 10 160000~16~ = °’0025 Рад = 0.14°. Следовательно, сила Др=250 Н при заданных условиях практически не изменит исходного положения продольной оси дирижабля (0 = 0). Однако даже малая перегрузка Ар нарушает статическое равновесие дирижабля, находящегося на равновесной высоте (Р+Ар>У), и он начинает снижаться.
Таким образом, статически уравновешенный дирижабль с неработающими двигателями обладает следующими основными свойствами: высокой чувствительностью к нарушению равновесия под воздействием дополнительных сил и малым изменением положения своей продольной оси под воздействием тех же сил. Именно эти свойства в значительной мере обусловливают поведение управляемого аэростата в полете.
Установившийся прямолинейный полет. Пусть статически уравновешенный дирижабль (Y—P) в установившемся горизонтальном полете имеет скорость V. При этом все воздействующие на дирижабль аэродинамические силы уравновешены тягой двигателя, рули находятся в нейтральном положении.
20
При отклонении установленного в кормовой части руля высоты вверх на нем возникают аэродинамические силы, равнодействующая которых направлена вниз. Она создает относительно центра масс момент, поднимающий нос дирижабля. Поэтому отклонение руля высоты вверх еще называют установкой «на подъем». Но оказывается, что дирижабль при этом будет набирать высоту, только начиная с определенной скорости. При меньших скоростях полета вместо ожидаемого подъема будет иметь место снижение. Такое поведение дирижабля непосредственно связано с рассмотренными выше свой-
ствами.
При отклонении руля высоты вверх на угол б вертикальная составляющая АУР равнодействующей возникающих аэродинамических сил приведет к нарушению статического равновесия дирижаб-
ля и появлению направленной скорости Ан (рис. 10). Положение равнодействуюи^й векторов скорости v и Ду определит новое направление движения дирижабля со скоростью о' под углом а к прежнему. Изменение вели-
вертикально вниз составляющей
Рис. 10. Статически уравновешенный дирижабль при отклонении в полете руля высоты.
чины и направления скорости вызовет дополнительную силу аэродинамического сопротивления, приложенную к корпусу. Вертикальная
составляющая АУК этой силы будет
направлена вверх.
Следует отметить, что рассматриваются лишь положения до и после прекращения действия возмущения без исследования участка неустановившегося движения. Прекращение действия возмущения наступит лишь при равновесии всех сил и моментов, действующих на дирижабль, т. е. после того, как пара сил АУР, АУК повернет дирижабль вокруг центра масс против часовой стрелки на угол О. (Поскольку горизонтальные составляющие равнодействующих аэродинамических сил на руле высоты и корпусе дирижабля, а также создаваемые ими моменты существенно меньше вертикальных сил и их моментов и они практически не влияют на конечное состояние равновесия, для простоты они здесь не рассматриваются.)
При малых углах б и а можно записать АУр = /Субу2; АУК = -ffyW2, где ft!’и К*— постоянные коэффициенты для руля и корпуса дирижабля, т. е. возникающие на руле и корпусе аэродинамические силы пропорциональны квадрату скорости полета V. (Поскольку вертикальная составляющая скорости незначительно изменяет абсолютную величину скорости полета, можно считать у' = у.)
В конечном состоянии равновесия дирижабля выполняется условие |АУР| = |АУК| или ffy6n2 = ffyccy2, откуда следует, что для статически уравновешенного дирижабля независимо от скорости его
21
б	к? ,	п
полета отношение	— —	—z- = const.	Величина	этого отношения
а	К?
определяется только конструктивными параметрами данного дирижабля.
Если скорость полета щ мала, то аэродинамический момент пары сил АУр, АУК, пропорциональный квадрату скорости, не сможет повернуть продольную ось дирижабля на угол, больший a(0i<a). В результате при установке руля высоты «на подъем» дирижабль будет снижаться. Для того чтобы при данном отклонении руля «на подъем» он начал набирать высоту, необходимо увеличить скорость
Рис. 11. Зависимость траектории движения дирижабля при отклонении руля высоты от скорости полета.
полета до такого значения Уг, при котором момент пары сил АУР, ДУК настолько преодолеет противодействие момента статической пары, что повернет продольную ось дирижабля на угол, больший а(©2>«). Это позволяет сделать вывод, что при какой-то скорости щ(щ<щ<и2) имеет место равенство Qi=a. Следовательно, для каждого дирижабля существует такое значение скорости Vi, когда момент аэродинамических сил, возникающих при отклонении руля высоты, повернет продольную ось дирижабля на угол, при котором сохранится исходное направление скорости полета. Эта скорость называется критической инверсионной скоростью дирижабля.
Таким образом, статически уравновешенный дирижабль, находящийся в горизонтальном установившемся полете, при установке руля высоты «на подъем» изменит траекторию движения следующим образом: при будет снижаться, поскольку 01<а (рис. 11, а), при v = Vi сохранит исходное направление горизонтального полета, так как 0; = а (рис. 11, б), при д>щ начнет набирать высоту, поскольку 02>а (рис. 11, в). Обратная картина будет иметь место при установке руля высоты «на спуск».
Для больших дирижаблей значение критической инверсионной скорости составляет примерно 40 км/ч, для малых — 20— 30 км/ч. 22
Особенности полета при нарушении статического равновесия. Если к дирижаблю, находящемуся в установившемся полете, приложить дополнительную внешнюю силу, то возникает возмущающее движение, после чего дирижабль таким образом изменит свое положение в пространстве, что все воздействующие на него силы и моменты придут в новое состояние равновесия. При этом в большинстве случаев изменится направление вектора скорости.
Так, если в центре масс статически уравновешенного дирижабля приложить статическую перегрузку Ар, то она вызовет приращение скорости Ау в направлении действия перегрузки. Если, например, в исходном состоянии направление вектора скорости v совпадало с горизонтальным направлением продольной оси, то теперь новый
Рис. 12. Нарушение в полете статического равновесия дирижабля.
Рис. 13. Изменение траектории Движения дирижабля при нарушении в полете его статического равновесия.
вектор скорости v' будет направлен под углом а к вектору и (рис. 12). Это в свою очередь приведет к изменению величины и направления равнодействующей R аэродинамических сил. В новом состоянии равновесия горизонтальная составляющая силы R уравновесит силу тяги двигателей, а вертикальная — статическую перегрузку Ар. Аэродинамический момент MR силы R повернет продольную ось дирижабля на такой угол 0, при котором этот момент уравновесится статическим моментом (P + Ap)asin0 (рис. 13). При этом в зависимости от величины статической перегрузки Ар и ско
рости полета v направление нового вектора скорости v‘ может стать таким, при котором угол т между этим вектором и плоскостью горизонта будет больше нуля, равным ему или меньше (т—0), т. е. без вмешательства экипажа дирижабль будет набирать высоту,
сохранять исходное направление движения или снижаться.
Аналогичным образом можно показать, как изменится полет статически уравновешенного дирижабля при наличии сплавной силы АФ.
Самозащитные свойства. В крейсерском полете скорость дирижабля может составлять 100 км/ч и более. Статическая перегрузка, вызванная изменением окружающих условий (изменение температуры и давления воздуха,, турбулентность атмосферы и т. д.), обычно не превышает 1—2% Р- В условиях полета на высокой скорости
23
относительно небольшая величина статической перегрузки приводит к малым приращениям угла а, тогда как большой аэродинамический момент MR обусловливает значительно большие приращения угла 0. В результате статически уравновешенный дирижабль при затяжелении автоматически уходит вверх, что устраняет при полети на малой высоте опасность столкновения с землей.
Свойства дирижабля в полете с большой скоростью при наличии небольшой перегрузки автоматически набирать высоту и, наоборот,, при малой сплавной силе снижаться являются его самозащитными свойствами.
У дирижаблей с большим удлинением (Х = 8 и более) самоза-щитные свойства проявляются наиболее заметно, что обусловлено большим плечом возникающей при действии возмущения дополнительной аэродинамической силы.
Однако иногда самозащитные свойства могут играть негативную роль. Так, облегченный дирижабль при полете с большой скоростью на малой высоте может получить столь сильный наклон носовой части вниз, что появится опасность столкновения с землей. При перетяжелении дирижабля, летящего на высоте полного выполнения его оболочки (х=1), динамический подъем приведет к расширению газа и выпуску части его за борт. В дальнейшем вследствие недостатка подъемной силы оставшейся части газа дирижабль может получить опасную перегрузку. В случае отсутствия устройств для выпуска газа появится опасность чрезмерного повышения давления в оболочке и ее разрушения. При необходимости эффективным средством снижения уровня самозащитных свойств дирижабля является уменьшение скорости полета.
Физические основы пилотирования. Рассмотрим установившийся горизонтальный полет статически уравновешенного дирижабля. Для удобства примем, что исходные угол атаки а0 и дифферент 0О равны нулю *. В случае полета с крейсерской скоростью щ при небольшой перегрузке Ар, как было показано выше, возникают небольшой по величине положительный угол атаки cci и несколько больший положительный дифферент 0Ь в результате чего дирижабль поднимает носовую часть и начинает набирать высоту. Для сохранения исходной горизонтальной траектории необходимо установить руль высоты «на спуск», т. е. под некоторым положительным углом б1 2.
Аналогичным образом можно показать, что в тех же условиях при возникновении малой сплавной силы АФ будут иметь мест» небольшой отрицательный угол атаки и несколько больший по абсолютной величине отрицательный дифферент. В результате этого
1 Угол атаки — угол между направлением вектора скорости и продольной осью дирижабля. Угол атаки, лежащий ниже продольной оси, принято считать положительным (а>0), выше — отрицательным (а<0). Дифферент — угол между продольной осью дирижабля и горизонтальной плоскостью. Когда этот угол лежит выше горизонтальной плоскости, дифферент положительный, ниже — отрицательный.
2 Углы отклонения руля высоты считают положительными при отклонении руля вниз (6>0) и отрицательными — при отклонении вверх (д<0).
24
дирижабль начнет снижаться. Для предотвращения снижения и восстановления режима горизонтального полета необходимо установить руль высоты «на подъем».
На малой скорости полета Vz та же величина перегрузки Ар вызовет больший положительный угол атаки a2>ai и меньший дифферент 02<0i, причем в этом случае а2>02- Вследствие этого дирижабль перейдет с горизонтальной траектории на спуск. Для восстановления горизонтального полета необходимо будет установить руль высоты «на подъем».
В случае наличия небольшой сплавной силы АФ при малой скорости полета и2 можно показать, что для сохранения исходной горизонтальной траектории потребуется поставить руль высоты «на спуск».
Полет на большой скорости называют первым режимом полета. На этом режиме пилот стремится посредством руля высоты ослабить действие самозащитных свойств дирижабля. Полет на малой скорости называют вторым режимом полета. В этом случае недостаточный для сохранения горизонтальной траектории аэродинамический момент корпуса необходимо усиливать моментом того же знака, создаваемым при соответствующем отклонении руля высоты, т. е. необходимо усиливать самозащитные свойства дирижабля.
Анализ рассмотренных режимов показывает, что дирижабль может нести одну и ту же перегрузку Ар при различных положениях руля высоты: «на спуск» (б>0) при у = щ и «на подъем» (б<0) при V — V2. Это позволяет сделать вывод, что ту же перегрузку дирижабль может нести и при нейтральном положении руля (6 = 0) при каком-то промежуточном значении скорости щ/(Уг< <Vi'<_Vi). В этом случае угол атаки а будет находиться в диапазоне а,<а<а2. Поскольку траектория полета остается горизонтальной, а=0. Скорость о/, при которой выполняются указанные выше условия, называется балансировочной инверсионной скоростью.
Рассмотрим теперь ситуацию, когда скорость полета остается постоянной, а перегрузка непрерывно возрастает (Api <Ар2<Арз)• Такой рост перегрузки приводит к возрастанию составляющей скорости Ау и к соответствующему увеличению угла атаки (а1<а2<аз). Однако с ростом значения а точка приложения равнодействующей /? аэродинамических сил смещается от носа дирижабля к его середине. При этом несмотря на то, что значение R растет, значение момента Mr возрастает менее интенсивно. В результате замедляется темп роста дифферента 0. И если при перегрузке Api при нейтральных рулях дирижабль набирает высоту, то с возрастанием ее до Арг он опять переходит на режим горизонтального полета. При еще большей перегрузке Дрз дирижабль начнет снижаться. В соответствии с поведением дирижабля для сохранения его исходной горизонтальной траектории необходимо в первом случае поставить руль высоты «на спуск» (б>0), во втором — оставить руль в нейтральном положении (6 = 0), а в третьем — поставить руль «на подъем» (б<0). Случай Др=Арз наиболее опасен, поскольку при этом руль высоты отклонен в крайнее возможное положение «на подъем» и при
25
дальнейшем увеличении перегрузки начнется снижение дирижабля, грозящее столкновением с землей.
Рассмотренные физические особенности поведения дирижабля обусловливают маневры, которые должен предпринять пилот при необходимости восстановления исходного режима полета. В целом маневры делятся на статические и динамические. К статическим маневрам относятся сброс балласта и выпуск части газа, а к динамическим — отклонение руля и изменение скорости полета.
Проиллюстрировать использование тех или иных маневров можно при рассмотрении типовых случаев нарушения исходного режима полета дирижабля.
1. Статически уравновешенный дирижабль, находящийся в горизонтальном установившемся полете, начинает набирать высоту и при этом получает положительный дифферент. Такое поведение дирижабля означает, что он находится в условиях автоматического противодействия перегрузке. Для восстановления исходного режима горизонтального полета необходимо сбросить часть балласта, т. е. устранить перегрузку. Вернуться к исходному режиму можно, и не восстанавливая статического равновесия дирижабля. Для этого нужно поставить руль высоты «на спуск», а если возможности руля полностью исчерпаны, уменьшить скорость полета.
Если же пилот неправильно поймет причину изменения исходной траектории полета и начнет выпускать газ, он лишь увеличит перегрузку и ускорит подъем дирижабля. В случае чрезмерной потери газа статическое равновесие может быть в такой степени нарушено, что при уменьшении скорости перед приземлением дирижабль начнет быстро снижаться и возникнет опасность столкновения с землей.
Выше было показано, что очень перетяжеленпый дирижабль, несмотря на положительный дифферент, не только не набирает высоту, а наоборот, переходит в режим снижения. Для возвращения такого дирижабля в режим горизонтального полета необходимо поставить руль высоты «на подъем», а если возможности руля полностью исчерпаны, то увеличить скорость полета или сбросить балласт.
2. Статически уравновешенный дирижабль, находящийся в горизонтальном полете, начинает снижаться и при этом получает отрицательный дифферент. Такое поведение дирижабля свидетельствует о том, что он находится в условиях автоматического противодействия сплавной силе (переоблегчению). В этом случае восстановить исходный режим можно статически — путем выпуска части газа, либо динамически — установкой руля высоты «на подъем» или, когда возможности руля полностью исчерпаны, уменьшением скорости полета.
Если вместо указанных маневров будет произведен сброс балласта, то это приведет лишь к еще большему переоблегчению дирижабля, вследствие чего увеличится абсолютная величина отрицательного угла атаки. Возросший вследствие этого аэродинамический момент увеличит абсолютную величину отрицательного дифферента.
26
Дирижабль начнет еще быстрее снижаться, и возрастет опасность столкновения с землей.
Чрезмерно облегченный дирижабль, несмотря на отрицательный дифферент, будет набирать высоту. Для возвращения такого дирижабля в режим горизонтального полета необходимо установить руль высоты «на спуск», а если возможности руля полностью исчерпаны, то увеличить скорость полета. Можно применить также статический маневр — выпустить часть газа.
При нормальной центровке дирижабля положение его продольной оси и показания вариометра дают возможность экипажу правильно оценить состояние дирижабля, т. е. установить, является он статически уравновешенным, переоблегченным или перетяжеленным. Знание истинного состояния дирижабля и правильное понимание физических причин его реагирования на отклонения руля высоты, изменение скорости полета, сброс балласта и выпуск части газа на различных режимах полета — непременное условие избежания ошибок пилотирования и повышения безопасности полета.
Устойчивость. Под устойчивостью дирижабля понимают его способность самостоятельно возвращаться к исходному установившемуся движению после прекращения действия возмущения, т. е. способность сохранять исходный режим полета. Это означает, что устойчивый дирижабль, находящийся в режиме установившегося прямолинейного полета, будучи переведен возмущающей силой в режим криволинейного полета, после прекращения действия этой силы автоматически вернется к исходному прямолинейному установившемуся движению, хотя прежний курс при этом не будет восстановлен.
Различают два понятия устойчивости: устойчивость дирижабля, имеющего одну степень свободы — возможность вращения в горизонтальной или вертикальной плоскости вокруг неподвижной оси (дирижабль, пришвартованный к причальной мачте, установленная в аэродинамической трубе модель дирижабля с закрепленной осью вращения); устойчивость дирижабля в полете (дирижабль имеет шесть степеней свободы). В первом случае устойчивость условно называют статической, во втором — динамической.
Поскольку подробное изложение теории устойчивости управляемого аэростата не входит в задачи данной монографии (этой большой теме должно быть посвящено специальное издание), здесь рассмотрена лишь статическая устойчивость дирижабля в горизонтальной плоскости. Выбор этого раздела теории устойчивости обусловлен тем, что анализ поведения управляемого аэростата на причальной мачте дает возможность правильно установить причины ряда аварий пришвартованных дирижаблей первого поколения
На рис. 14 графически представлены результаты испытаний в аэродинамической трубе модели оперенного корпуса дирижабля, имевшей одну степень свободы — вращение вокруг вертикальной
1 Здесь и далее под дирижаблями первого поколения понимают дирижабли, построенные и эксплуатировавшиеся в первой половине XX в.
27
оси, проходящей через носовую точку О корпуса. Модель устанавливалась под различными углами девиации1 pi, рг, рз, _р4, Рз, определявшими направление векторов скорости vt, v2, vs, v4, v$. Каждому из положений модели соответствовали равнодействующие аэродинамических сил )?i, ₽2, *з, Rt, Rs- Огибающая векторов R представляет собой метацентрическую кривую М. Точка А касания этой кривой аэродинамической оси1 2 дирижабля называется точкой возврата метацентрической кривой.
Представим, что дирижабль находится на причальной мачте. Для простоты примем, что метацентрическая кривая М расположена в горизонтальной плоскости. Применяя принцип обратимости движения, мысленно заменим векторы скорости полета направленными противоположно и равными им по абсолютной величине векторами скорости набегающего потока (скорости ветра).
Поскольку точка возврата А метацентрической кривой М лежит внутри корпуса, при расположении вертикальной оси вращения в носовой точке О аэродинамическая ось дирижабля (в данном случае она совпадает с его геометрической продольной осью) всегда будет стремиться занять положение в направлении вектора скорости набегающего потока. Действительно, если скорость ветра будет менять свое направление с va на щ, v2, из, v4, v5 под соответствующими углами Pi, Рг, Рз, Р<, Рз к оси дирижабля, то в каждом случае будет возникать аэродинамическая сила Ri, R2, R3, R4, Rs, линия действия которой проходит через точки 1, 2, 3, 4, 5 соответственно. Эта сила повернет дирижабль таким образом, что его продольная ось займет положение, совпадающее с новым направлением скорости набегающего потока. Следовательно, дирижабль статически устойчив в горизонтальной плоскости, причем эта устойчивость присуща данному дирижаблю при любом положении оси вращения на участке между носовой точкой О и точкой возврата А метацентрической кривой.
Если же ось вращения расположена за точкой возврата, ближе к корме дирижабля, например в точке 2, то при изменении направления скорости набегающего потока с va на Vi (поворот вектора скорости на угол Pi) возникающая аэродинамическая сила Ri будет поворачивать дирижабль против часовой стрелки до тех пор, пока он не займет положение, при котором линия действия новой аэродинамической силы R2 пройдет через точку 23. Продольная ось
1 Угол девиации — угол в горизонтальной плоскости, образованный вектором скорости с вертикальной плоскостью, проходящей через продольную ось дирижабля.
2 Аэродинамическая ось дирижабля лежит в вертикальной плоскости симметрии дирижабля и имеет направление, совпадающее с направлением вектора скорости набегающего потока (при Р=0) и соответствующего вектора силы аэродинамического сопротивления.
3 В процессе поворота дирижабля действующая на него аэродинамическая сила изменяет свои значения и направление от R\ до R2. Но здесь, как и ранее, мы рассматриваем лишь положения до начала и после прекращения действия возмущения.
28
дирижабля при этом будет находиться под углом Рг к направлению набегающего потока.	_
При изменении скорости набегающего потока с v0 на v3 (поворот вектора скорости на угол Рз) аэродинамическая сила R3 будет поворачивать дирижабль теперь уже по часовой стрелке до тех пор, пока он опять не займет положение, при котором линия
действия силы
Результаты испытаний в аэродинамической трубе модели оперенного-дирижабля.
Схема сил, действовавших на носовую часть дирижабля ZR-1 в мо-
Рис. 14. корпуса Рис. 15. мент его отрыва от причальной мачты.
/?2 пройдет через точку 2. Продольная ось дирижабля в этом положении будет, как и в предыдущем случае, находиться под углом Рг к направлению набегающего потока.
Такой дирижабль с осью вращения в точке 2 является статически неустойчивым в горизонтальной плоскости, поскольку npir любом отклонении продольной оси от направления вектора скорости набегающего потока он не устраняет автоматически это отклонение,, а приходит в новое равновесное состояние с углом девиации Рг.
Рассмотрение поведения дирижабля на причальной мачте показывает, что в обеспечении его статической устойчивости в горизонтальной плоскости определяющую роль играет положение точки возврата метацентрической кривой. При увеличении площади хво
29
стового оперения возрастают силы аэродинамического сопротивления, приложенные к кормовой части дирижабля. Это приводит к сдвигу к корме всех точек приложения равнодействующих аэродинамических сил сопротивления, т. е. к сдвигу в сторону кормовой части метацентрической кривой вместе с ее точкой возврата. В результате возрастает статическая устойчивость дирижабля в горизонтальной плоскости. Итак, на статически неустойчивый в горизонтальной плоскости дирижабль, находящийся на причальной мачте, действует боковая сила, величина которой при сильном ветре может оказаться значительной.
Если расчет причального устройства выполнен без учета указанной силы, то это может стать причиной аварии. Характерным примером такой аварии является случай, происшедший с американским дирижаблем ZR-1. При стоянке дирижабля на причальной мачте оказалось, что его продольная ось не лежала в направлении строго по ветру, а составляла с направлением набегающего потока угол, (равный 7°, что привело к возникновению аэродинамической силы сопротивления /?, направленной под углом 54° к продольной оси (.(рис. 15). В условиях сильного ветра нормальная составляющая R' силы R разрушила носовую часть дирижабля и сорвала его с мачты. Причиной появления этой силы явилась недостаточная площадь вертикального оперения дирижабля, обусловившая столь значительный сдвиг вперед метацентрической кривой, что точка возврата А оказалась впереди носовой точки О дирижабля.
Анализ поведения дирижабля на причальной мачте позволяет •сделать следующие выводы:
а)	статическая устойчивость дирижабля в горизонтальной плоскости достигается наиболее просто, когда узел крепления его к причальной мачте расположен как можно ближе к носовой части. При установке узла крепления непосредственно в носовой точке статическая устойчивость дирижабля достигается при наименьшей площади вертикального оперения;
б)	избежать больших боковых нагрузок на носовую часть дирижабля и узел его крепления к причальной мачте можно при размещении этого узла впереди точки возврата метацентрической кривой. Если особенности конструкции дирижабля не позволяют сделать это, то, увеличивая площадь вертикального оперения, необходимо сдвинуть точку возврата к корме как минимум до совмещения ее с точкой расположения узла крепления.
В самом общем виде условие обеспечения статической устойчивости дирижабля, находящегося на причальной мачте, может быть сформулировано следующим образом: дирижабль является статически устойчивым в горизонтальной плоскости, если любое приращение угла девиации будет вызывать приращение действующего в горизонтальной плоскости относительно закрепленной оси вращения погашающего момента Mr аэродинамических сил сопротивления,
30
2. Типы конструкций
По конструкции дирижабли можно разделить на три основных типа: мягкие, полужесткие и жесткие или, как их еще-называют, дирижабли мягкой, полужесткой и жесткой систем. Основные принципиальные отличия одного типа от другого заключаются в особенностях конструктивного исполнения оболочки, газо-вместилища и устройств для поддержания внешней формы дирижабля, а также в технических решениях, обеспечивающих крепление жестких элементов и равномерное распределение нагрузки по оболочке.
В дирижаблях мягкой и полужесткой систем корпусом является оболочка, изготовленная из ткани с малой газонепроницаемостью. Оболочка наполняется газом и служит одновременно газовместили-щем дирижабля.
Корпус дирижабля жесткой системы представляет собой жесткий каркас из поперечных и продольных силовых элементов, обтянутый снаружи тканью. Несущий газ содержится в отдельных газовых баллонах, находящихся внутри корпуса. Так как наружная обтяжка предназначена только для обеспечения аэродинамической обтекаемости жесткого дирижабля, к ней не предъявляется требование малой газопроницаемости.
Постоянство в полете внешней формы мягкого дирижабля (при изменении условий окружающей среды и воздействии сил аэродинамического сопротивления) обеспечивается путем поддержания внутри оболочки некоторого постоянного перепада давления. Для. этой цели предназначены баллонеты — мягкие емкости, расположенные внутри оболочки, в которые нагнетается воздух. Наличие перепада давления существенно повышает жесткость оболочки как в продольном, так и в поперечном направлении. Баллонеты наполняются воздухом с помощью вентиляторов, имеющих привод от бортового источника энергии, либо с помощью воздухоулавливателя, установленного за воздушным винтом.
Постоянный перепад давления газа в оболочке обеспечивается, наличием в баллонетах предохранительных клапанов. При повышении атмосферного давления в процессе снижения дирижабля или< в условиях понижения температуры окружающего воздуха газ--в оболочке сжимается. Для предотвращения неизбежного в этом: случае съеживания оболочки в баллонеты нагнетают воздух. Если давление в баллонете превысит установленный уровень, излишек воздуха сбрасывается за борт через автоматически открывающиеся предохранительные клапаны. При снижении атмосферного давления во время подъема дирижабля или при повышении температуры) окружающего воздуха газ в оболочке расширяется. В случае возрастания перепада давления газа открываются предохранительные-клапаны баллонетов и часть воздуха из них выпускается за борт.. При выполненной оболочке баллонеты полностью освобождаются от воздуха. Если давление газа продолжает расти, открываются газовые предохранительные клапаны, отрегулированные на несколь-
3f
ко больший перепад давления, чем предохранительные клапаны баллонетов, и часть газа выпускается за борт. Это предотвращает превышение расчетного перепада давления газа, грозящего разрушением оболочки. Обычно перепад давления, при котором срабатывают предохранительные клапаны, составляет 200—400 Па.
В дирижаблях полужесткой системы наряду с баллонетами, которые наполняются воздухом либо посредством вентиляторов, либо от скоростного напора набегающего потока через установленный в носовой части дирижабля воздухозаборник, неизменность формы обеспечивает также жесткая килевая ферма, подвешенная снизу к оболочке. Ферма, проходящая обычно от носа дирижабля до кормы, существенно повышает жесткость оболочки в продольном направлении. Спереди эта ферма переходит в носовое усиление, которое повышает сопротивляемость оболочки аэродинамическим нагрузкам, действующим на ее носовую часть. В хвостовой части дирижабля к килевой ферме иногда стыкуется кормовое усиление.
В дирижаблях жесткой системы постоянство внешней формы обеспечивает жесткий каркас, поэтому баллонеты на них не предусмотрены. Однако при расчете потребного объема и размещении газовых баллонов учитывают возможное при изменении условий «окружающей среды расширение газа.
В мягких дирижаблях крепление всех жестких элементов конструкций — гондолы, киля, горизонтальных стабилизаторов — осуществляется с помощью пришитых или приклеенных к оболочке лап и соединенных с ними строп. Распределение нагрузки по оболочке обеспечивается рассредоточением лап подвески и крепежа вдоль всей ее длины.
В полужестком дирижабле все жесткие элементы конструкции крепятся к килевой ферме, причем часть устанавливается внутри самой фермы. Равномерность распределения массовых нагрузок по оболочке обеспечивается рациональным размещением гондолы, двигателей, причальных и стояночных устройств и других элементов конструкции в различных точках вдоль килевой фермы от ее носа .до кормы.
В жестком дирижабле имеется возможность размещения практически всех агрегатов и жестких элементов внутри корпуса. Это позволяет равномерно распределить массовые нагрузки дирижабля и придать ему наиболее обтекаемую форму с минимальным количеством надстроек и частей, выступающих за обводы корпуса.
Рассмотрим типовые схемы дирижаблей первого поколения. На рис. 16 представлена схема дирижабля мягкой системы. К мягкой тканевой оболочке посредством системы лап и строп подвешена тондола с силовой установкой. В передней части оболочки имеется носовое усиление в виде ряда металлических или деревянных реек, изогнутых в соответствии с профилем меридионального сечения •оболочки. Рейки зафиксированы в продольных карманах, пришитых или приклеенных к оболочке. Основным назначением носового усиления является повышение жесткости носовой части оболочки. Кроме того, оно облегчает устройство причального узла в носовой
32
точке дирижабля. В кормовой части к оболочке крепится вертикальное и горизонтальное оперение с рулями направления и высоты. От рулей к штурвалам, расположенным в гондоле, идут тросы управления. Внутри оболочки расположены баллонеты. Обычно их два — передний и задний. Имеется система воздухораспределения, соединяющая баллонеты с вентилятором или воздухоулавливателем. Посредством установленных в этой системе кранов воздух можно подавать в каждый из баллонетов независимо от другого. Это позволяет при малой скорости полета, когда управление с помощью руля высоты становится малоэффективным, использовать баллонеты как средство статического управления дирижаблем в вертикальной
Рис. 16. Схема дирижабля мягкой системы:
1—причальный узел; 2 — носовое усиление; 3— мягкая оболочка; 4—разрывные полотнища; 5 — тросы управления разрывными полотнищами; в — маневровый газовый клапан; 7 — вертикальное оперение; 8 — горизонтальное оперение; 9 — руль высоты; 10— рукав для наполнении оболочки несущим газом; 11 — руль направления; 12 — газовые предохранительные клапаны; 13 — воздушные предохранительные клапаны; 14 — баллонеты; 15 — система воздухораспределения; 16 — гондола; 17 — силовая установка; is — вентилятор; 19 — краны системы воздухораспределения; 20 — стропы; 21 — лапы; 22 — поясные тросы.
плоскости. В полете для набора высоты задний баллонет наполняют воздухом в большей степени, чем передний, а для спуска — наоборот. В баллонетах и оболочке предусмотрены воздушные и газовые предохранительные клапаны. Кроме того, имеются еще маневровые газовые клапаны, предназначенные для статического управления высотой полета путем выпуска части газа. Газовые клапаны располагают обычно в верхней части оболочки или ближе к корме, что уменьшает вероятность соприкосновения выходящего газа с нагретыми до высокой температуры частями двигателей. Для быстрого выпуска газа в случае аварийной ситуации, возникшей во время спуска, в верхней части оболочки предусмотрены разрывные полотнища, от которых в гондолу идут управляющие тросы. В кормовой и носовой частях оболочки к ней посредством лап крепятся поясные тросы, служащие для удержания дирижабля на земле. В кормовой части внизу также обычно расположен рукав, через который оболочка наполняется несущим газом.
Схема дирижабля полужесткой системы представлена на рис. 17. Основными элементами дирижабля являются мягкая оболочка и
2 ь-зы
33
жесткая килевая ферма, соединенная с носовым и кормовым усилениями. Пространство внутри оболочки разделено мягкой продольной диафрагмой на газовместилище и расположенный под ним баллонет. Ряд мягких поперечных перегородок делит газовместилище и бал-
Рис. 17. Схема дирижабля полужесткой системы:
I — причальный узел; 2 — носовое усиление; 3 мягкая оболочка; 4 — газовые предохранительные клапаны; 5 — поперечные мягкие перегородки; 6 — верхний киль; 7 — горизонтальное оперение; 8 —• руль высоты; 9 — кормовое усиление; 10 — руль направления; 11 — нижний киль; 12 ~ двигатели; 18— жесткая килевая ферма, 14 — маневровый газовый клапан; 15 — воздушные предохранительные клапаны; 16 — пассажирская гондола; 17__гондола управления; 18 — воздухозаборное устрой-
ство; 19 — баллонет; 20 — продольная диафрагма; 21 — газовместилище; 22 — продольные пояса подвески; 23 — тросы подвески.
лонет на отсеки. Перегородки служат для уменьшения перетекания воздуха и газа вдоль оболочки при дифференте дирижабля. Это перетекание приводит к перераспределению вдоль оболочки масс газа и воздуха: газ скапливается в приподнятой ее части, а воздух—
Рис. 18. Схема дирижабля жесткой системы:
1 — причальный узел; 2 — мягкая обшивка; 3 — жесткий каркас; 4 — главные шпангоуты; 5 —. вспомогательные шпангоуты; 6 — стрингеры; 7 — газовые баллоны; 8 — маневровые газовые клапаны; 9 — газовые шахты; Ю — вертикальный стабилизатор;
11 — Руль направления; 12 — горизонтальный стабилизатор; 13 — руль высоты; 14 — поясные тросы; 1,5— швартовые тросы; 16 — двигатели; 17—коридор; is газовые предохранительные клапаны; 19 — пассажирская гондола; 20 — гондола управления; 21 — хордовые расчалки; 22 радиальные расчалки.
в опущенной. В результате происходит самопроизвольное увеличение дифферента. Кроме того, перетекание приводит к дополнительному динамическому нагружению оболочки. Секционирование оболочки посредством перегородок также существенно повышает надежность дирижабля, поскольку препятствует полной потере несущего газа при локальных повреждениях оболочки. Баллонет наполняется воздухом от скоростного напора набегающего потока.
34
В каждом отсеке газовместилища и баллонета предусмотрены автоматические предохранительные клапаны. Имеются также маневровые газовые клапаны.
Килевая ферма крепится к оболочке посредством внутренней подвески, которая состоит из набора продольных поясов, пришитых к оболочке, и тросов, связывающих эти пояса с узлами фермы. К килевой ферме крепятся гондола управления, пассажирская гондола, двигатели. В хвостовой части на ферме и кормовом усилении смонтированы горизонтальное оперение с рулем высоты и нижний киль с рулем направления. Верхний киль крепится с помощью тросов непосредственно к оболочке. В килевой ферме размещаются основные системы, агрегаты и оборудование дирижабля. В ней также расположен коридор от переднего носового усиления к кормовому, обеспечивающий проход из гондолы управления ко всем жизненно важным агрегатам и системам дирижабля.
На рис. 18 приведена типовая схема дирижабля жесткой системы. Основу дирижабля представляет жесткий каркас, воспринимающий все аэростатические, аэродинамические, массовые и инерционные нагрузки. Каркас состоит из ряда шпангоутов — поперечных ферм в форме правильного многоугольника, соединенных по вершинам продольными силовыми балками — стрингерами.
Шпангоуты подразделяются на главные, которые воспринимают основную долю сосредоточенных нагрузок, и вспомогательные. Для повышения жесткости каркаса все вершины главных шпангоутов расчаливаются хордовыми и радиальными (проходящими через центр шпангоута) тросами. Диагональными тросовыми расчалками подкрепляются также клетки, образованные соседними шпангоутами и стрингерами. Каркас обтянут мягкой обшивкой. Несущий газ содержится в изолированных газовых баллонах, расположенных между главными шпангоутами. Аэростатическая подъемная сила газа передается на каркас посредством сети, охватывающей газовые баллоны. Каждый газовый баллон снабжен автоматическим предохранительным клапаном. Имеются также маневровые газовые клапаны. Для организованного отвода газа, сбрасываемого через клапаны, предусмотрены газовые шахты. Непосредственно к каркасу крепятся гондолы, двигатели, горизонтальные и вертикальные стабилизаторы с рулями высоты и направления и другие жесткие элементы. В нижней части корпуса расположен коридор, служащий для прохода из гондолы управления в служебные помещения дирижабля. Коридор обеспечивает также возможность подхода ко всем жизненно важным агрегатам и системам дирижабля с целью их осмотра, а при необходимости и ремонта в полете.
2»
Глава III
МЯГКИЕ ДИРИЖАБЛИ
1. Первые дирижабли
В середине XIX в. основной причиной, препятствовавшей созданию дирижабля, являлось отсутствие двигателя, который мог бы развивать мощность, достаточную для передвижения аэростата, и при этом имел бы массу, позволявшую аэростату оторваться от земли. Паровые двигатели, удельная масса которых составляла 135—170 кг/кВт, были слишком тяжелы для установки на аэростат.
В 1851 г. французу Анри Жиффару, занимавшемуся проблемой управляемого воздухоплавания, удалось создать паровой двигатель, который при мощности 2,2 кВт имел массу всего 45 кг. Под этот двигатель Жиффар разработал и построил управляемый аэростат объемом 2500 м3 (рис. 19). Мягкая оболочка в форме тела вращения дуги окружности имела длину 44 м и максимальный диаметр 12 м. Оболочка охватывалась сетью с подвешенным к ней деревянным брусом длиной 20 м. К этому брусу сзади крепился треугольный руль, а снизу подвешивалась деревянная гондола, в которой был установлен двигатель. Расстояние от дна гондолы до бруса составляло 6 м. С целью уменьшения пожарной опасности топка была тщательно изолирована, а ее труба повернута вниз. Двигатель приводил в движение трехлопастный воздушный винт диаметром 3,4 м. Частота вращения винта составляла 110 об/мин. На оболочке был установлен клапан для выпуска газа, управление которым осуществлялось из гондолы с помощью троса. Полная подъемная сила оболочки, заполненной светильным газом, составляла 17 160 Н, а масса дирижабля вместе с воздухоплавателем — около 1560 кг. Таким образом, для запаса воды и угля, необходимых для работы парового двигателя и одновременно использовавшихся как балласт, оставалось не более 1860 Н подъемной силы.
24 сентября 1852 г. состоялся первый полет. Поскольку скорость ветра превышала расчетную скорость полета, равную 2—3 м/с, лететь против ветра аэростат не мог. Однако Жиффару удавалось разворачивать аэростат и перемещаться в направлении, перпендикулярном ветру. Максимальная высота подъема составила 1800 м. С технической точки зрения управляемый аэростат Жиффара был весьма несовершенным. Он не имел никаких стабилизирующих
36
Рис. 19. Первый управляемый аэростат Жиффара, 1852 г.
устройств, в оболочке отсутствовал баллонет. Крайне низкой была скорость полета дирижабля. К тому же ветер не позволил вернуться к месту подъема для совершения посадки. Тем не менее это была первая, по-настоящему удачная попытка постройки управляемого аэростата, который по воле воздухоплавателя мог перемещаться в заданном направлении. Это позволяет считать Жиффара создателем первого дирижабля, а его первый полет — началом этапа управляемого воздухоплавания.
2 февраля 1872 г. состоялся полет дирижабля француза Шарля Дюпюи де Лома (рис. 20). Объем оболочки составлял 3454 м3, длина — 36,1 м, максимальный диаметр — 14,8 м. Этот полет явился последней попыткой использования для перемещения аэростата мускульной силы человека. Двухлопастный воздушный винт диаметром 9 м приводился в движение восемью членами экипажа, при этом частота вращения винта составляла 21 об/мин. Дирижабль мог развивать скорость лишь 8 км/ч.
Отсутствие на борту двигателя было серьезным недостатком, однако это не умаляет значения других технических решений, реализованных в конструкции дирижабля. В оболочке, изготовленной из шелка с резиновой подкладкой, имелся воздушный баллонет объемом около 350 м3, который наполнялся посредством установленного в гондоле вентилятора. К чехлу, охватывавшему оболочку, вдоль всего периметра крепились тросы, которые сначала сходились под оболочкой в одной точке, а затем присоединялись к узлам подвески гондолы, имевшей длину 12,5 м. Каждый из узлов подвески
37
Рис. 20. Дирижабль Дюиуи де Лома, 1872 г.
гондолы с помощью еще одного троса был соединен непосредственно с чехлом. Такая принципиально новая треугольная подвеска предотвращала продольное перемещение гондолы относительно оболочки и повышала устойчивость дирижабля.
Наряду с усовершенствованием конструкции управляемого аэростата продолжались работы по созданию двигателей для дирижабля. Первую попытку использовать на дирижабле газовый двигатель предпринял в 1872 г. немец Пауль Генлейн. Четырехцилиндровый газовый двигатель системы Ленуара работал на светильном газе, которым была наполнена оболочка дирижабля, причем газ подавался к двигателю непосредственно из оболочки. Для поддержания исходной формы оболочки при убыли из нее газа использовался воздушный баллонет, в который воздух нагнетался вентилятором. Двигатель развивал мощность примерно 2,6 кВт и приводил в движение четырехлопастный воздушный винт диаметром 4,6 м.
Отличительной особенностью дирижабля была жесткая рама длиной 30 м и шириной 4 м, подвешенная на тросах к сети, охватывавшей оболочку, на расстоянии 5 м от нее. Снизу к раме крепилась гондола. Такой способ подвески существенно повышал жесткость дирижабля в целом. На этом дирижабле впервые были установлены автоматические предохранительные клапаны (их было два), которые открывались при перепаде давления в оболочке, равном 49 Па. Первый полет дирижабля состоялся 13 декабря 1872 г., достигнутая скорость составляла около 19 км/ч.
Однако газовый двигатель оказался малопригодным для управляемых аэростатов. Так, на дирижабле Генлейна полная масса 38
двигателя (вместе с радиатором и водой для охлаждения цилиндров) составляла 458 кг, а удельная масса (173 кг/кВт) была такой же, как и у большинства паровых двигателей.
В 1880 г. в Лейпциге Баумгартен совместно с Вельфертом построили управляемый аэростат, на котором впервые был установлен бензиновый двигатель.
8 октября 1883 г. состоялся первый полет дирижабля французов братьев Тиссандье. Оболочка его объемом 1060 м3 была наполнена водородом. На этом дирижабле впервые использовали силовую установку с электродвигателем. Питание электродвигателя системы Сименса обеспечивали четыре батареи гальванических элементов. Общая масса двигателя и батарей составляла 275 кг. Во втором полете, состоявшемся 26 ноября этого же года, мощность двигателя достигла 1,1 кВт (винт вращался с частотой 200 об/мин), что позволило дирижаблю развить скорость 14,4 км/ч.
В следующем году французами Шарлем Ренаром и Артуром Кребсом был построен еще один дирижабль с электродвигателем. Дирижабль, получивший название «La France», объемом 1864 м3 имел удобообтекаемую форму тела вращения двух парабол. В оболочке находился баллонет объемом 438 м3, разделенный вертикальными перегородками на три части с целью уменьшения перетекания воздуха. Электродвигатель был более совершенным, чем на дирижабле братьев Тиссандье. При мощности 6,6 кВт полная масса двигателя (вместе с батареями)' составляла 611 кг. Отличительной особенностью дирижабля являлась гондола длиной 32 м, подвешенная к чехлу, охватывавшему оболочку, на расстоянии всего 4 м от нее. Наличие длинной гондолы позволило равномерно распределить нагрузку по длине оболочки. Еще одним новым техническим решением была установка перемещаемого вдоль гондолы груза, посредством которого изменялся дифферент дирижабля. В передней части гондолы был установлен двухлопастный воздушный винт диаметром 7 м, а в задней — руль направления. Частота вращения винта составляла 45 об/мин. «La France» был первым дирижаблем, на котором с целью повышения устойчивости были предусмотрены горизонтальные стабилизирующие поверхности. Стабилизаторы крепились сверху по обе стороны гондолы в ее кормовой части непосредственно перед рулем направления.
9 августа 1884 г. состоялся первый полет, в котором впервые в практике управляемого воздухоплавания дирижабль, описав замкнутую кривую, возвратился к месту старта. Благодаря наличию стабилизаторов дирижабль продемонстрировал хорошую устойчивость. За 23 мин было пройдено 8 км. В последующих полетах была достигнута скорость 23,4 км/ч.
В 1902 г. бразилец Альберто Сантос-Дюмон реализовал на своем управляемом аэростате № 7 идею секционирования мягкой оболочки с целью уменьшения перетекания газа вдоль оболочки. Двумя мягкими вертикальными перегородками оболочка была разделена на три отсека.
39
В конце 1905 г. совершил первые полеты дирижабль «Italia», построенный итальянцем Америго да Скио. Веретенообразная оболочка дирижабля имела объем 1208 м3, длину 38 м и максимальный диаметр 8 м и была изготовлена из пропитанного резиной шелка, покрытого снаружи лаком с алюминиевой пудрой с целью отражения солнечных лучей. Баллонет отсутствовал, а для поддержания мягкой оболочки в упругом натянутом состоянии при эволюциях дирижабля или изменении условий окружающей среды было использовано принципиально новое техническое решение, позволявшее автоматически изменять объем оболочки. В нижней части оболочки имелась узкая продольная полоса каучука, которая могла растягиваться от 1,4 до 4,5 м, при этом объем оболочки увеличивался почти на 14 %. Вследствие этого при расширении газа в полностью выполненной оболочке каучуковая полоса растягивалась и соответственно изменялся объем оболочки. И лишь после того как полоса вытягивалась на свою максимальную длину, срабатывали автоматические газовые предохранительные клапаны. Гондола длиной 17,6 м, выполненная из алюминиевых труб, была подвешена посредством тросов к чехлу, охватывавшему оболочку. В ее носовой части находился воздушный винт диаметром 4,5 м, приводившийся в движение двигателем мощностью 8,8 кВт. В передней части гондолы был установлен руль высоты, а в кормовой — руль направления. В 1908 г. дирижабль перестроили. Был установлен двигатель мощностью около 22 кВт, винт подняли выше гондолы, увеличили площадь рулей высоты и направления.
В 1906 г. французы Капферер и Сюркуф построили мягкий дирижабль «Ville de Paris» объемом 3195 м3 (рис. 21), оболочка
40
которого цмела длину 60,4 м, максимальный диаметр 10,5 м и была полностью лишена жестких элементов. Передняя часть оболочки длиной 16,5 м представляла собой тело вращения дуги параболы. К пей присоединялась цилиндрическая часть длиной 8,2 м, переходящая в усеченный конус высотой 23,4 м и меньшим диаметром 5 м. Кормовая часть оболочки имела вид цилиндра, заканчивавшегося полусферой. На кормовом цилиндре крестообразно располагались два вертикальных и два горизонтальных стабилизатора, представлявшие собой трубы диаметром 1,6 м, к каждой из которых вдоль всей ее длины присоединялась труба меньшего диаметра. Эти стабилизаторы наполнялись газом, их полости соединялись с основным газовым объемом оболочки. Деревянная гондола прямоугольного поперечного сечения, имевшая длину 33 м, подвешивалась к оболочке 50 стальными тросами на расстоянии 5 м от нее. Тросы крепились к четырем продольным поясам, пришитым по два с каждой стороны оболочки. От верхних поясов тросы шли вертикально вниз к гондоле, а от нижних — по диагонали с правого борта оболочки на левый борт гондолы и наоборот. В кормовой части гондолы был установлен двойной руль направления общей площадью 14 м2. Имелись также четыре пары рулей высоты, каждая площадью 8 м2: две расположены под центральной частью оболочки, две другие — перед рулями направления. Каждой парой рулей высоты можно было управлять независимо от другой. В оболочке находился баллонет объемом около 500 м3, разделенный двумя перегородками на три секции. Воздух в баллонет нагнетался вентилятором производительностью 2 м3/с. Баллонет и оболочка были оборудованы автоматическими предохранительными клапанами. Кроме того, в верхней части оболочки имелся газовый клапан, управлявшийся вручную. Бензиновый двигатель мощностью 51 кВт приводил в движение! двухлопастный воздушный винт диаметром 6,5 м, установленный в носовой части гондолы. В полетах дирижабль продемонстрировал хорошую устойчивость. Максимальная скорость составила 40 км/ч.
29 октября 1908 г. состоялся первый полет дирижабля «Clement Bayard» (рис. 22), построенного по типу «Ville de Paris» французским акционерным обществом «Астра». Оболочка этого дирижабля с каплевидными стабилизаторами на корме имела более обтекаемую форму. Баллонет был разделен вертикально перегородкой на два отсека, в каждый из которых воздух от вентилятора можно было подавать независимо. В отсеках имелось по одному автоматическому предохранительному клапану, открывавшемуся при перепаде давления 294 Па. Предохранительные газовые клапаны оболочки открывались при перепаде давления 392 Па. Руль высоты состоял из трех расположенных друг над другом плоскостей общей площадью 16 м2 и был расположен над гондолой в ее передней части. В кормовой части гондолы находился двойной руль направления. Управление рулями осуществлялось из гондолы с помощью штурвалов и цепной передачи.
В заключение анализа развития конструкций первых дирижаблей мягкой системы рассмотрим дирижабль, разработанный в 1907 г.
41
Рис. 22. Дирижабль «Clement Bayard» (вид снизу), 1908 г., Франция.
ходили вертикальные тр.осы,
испанцем Торресом Квеведо. Оболочка дирижабля «Torres Quevedo» (рис. 23) представляла собой соединение трех заостренных в носовой и кормовой частях полуцилиндров. В поперечном сечении оболочка имела необычную форму, образованную тремя полуокружностями, расположенными на сторонах воображаемого равностороннего треугольника, обращенного вершиной вниз. По линиям соприкасания полуцилиндров в оболочку вдоль всей ее длины были вшиты три продольных троса. В ряде сечений продольные тросы были связаны друг с другом поперечными тросами, которые образовывали в этих сечениях упомянутый равносторонний треугольник. Таким образом, внутри оболочки находилась своеобразная тросовая трехгранная ферма. Внутреннее давление газа создавало в тросах этой фермы растягивающие усилия, что придавало необходимую жесткость всей оболочке. Такая конструкция позволяла обеспечивать неизменяемость формы оболочки при небольшом давлении газа. Вдоль всей длины двух верхних продольных тросов располагались узлы подвески гондолы. Тросы, идущие из узлов подвески, сходились в шесть точек (по три с каждой стороны), расположенных под центральной частью оболочки. Снизу к этим точкам подсвязанные с гондолой. В результате
снаружи оболочки находились лишь шесть основных вертикальных тросов. Все остальные элементы подвески были расположены внутри оболочки. Такая подвеска гондолы позволила равномерно распределить нагрузку от нее по оболочке, что дало возможность сделать гондолу достаточно короткой. Кроме того, отсутствие снаружи сложной системы тросовой подвески позволило уменьшить лобовое
сопротивление дирижабля.
Изменение дифферента дирижабля также осуществлялось принципиально новым способом, основанным на том, что подвешенная на параллельных тросах гондола могла перемещаться вдоль оболочки. К верхним продольным тросам из гондолы шли, как и тросы подвески, четыре тросовые тяги: две в носовую часть оболочки и две в кормовую. В гондоле имелась лебедка, посредством которой можно
Рис. 23. Дирижабль «Torres Quevedo», 1907 г., Испания.
было изменять свободную длину передних и задних тросовых тяг. При этом гондола перемещалась вдоль оболочки, что обеспечивало соответствующий дифферент дирижабля.
2. Дирижабли Германии
Наиболее совершенную конструкцию мягкого дирижабля разработал в Германии Август Парсеваль. Свой первый дирижабль он построил в 1906 г. Оболочка имела форму, близкую к цилиндрической, со сферической носовой и конической кормовой законцов-ками. Ее объем составлял 2500 м2 3, длина — 48 м, максимальный диаметр — 8,57 м. Внутри оболочки в ее носовой и кормовой частях были расположены два воздушных баллонета, соединенные мягкими воздухопроводами с установленным в гондоле вентилятором. В воздухопроводах находились запорные устройства и выпускные клапаны, позволявшие наполнять баллонеты воздухом в нужной степени независимо один от другого. Это давало возможность осуществлять наклоны дирижабля в вертикальной плоскости и не устанавливать руль высоты. Баллонеты также соединялись друг с другом посредством системы подвешенных на роликах канатов, рассчитанной таким образом, что она автоматически открывала газовый клапан, в случае, когда при подъеме дирижабля на значительную высоту
43
Рис. 24. Дирижабль PL-6, 1910 г., Германия.
расширившийся газ полностью вытеснял воздух из баллонетов. Это устройство защищало оболочку от разрушения вследствие чрезмерного повышения давления газа в ней. В кормовой части оболочки имелись два горизонтальных стабилизатора и один вертикальный, к которому крепился руль направления. Стабилизаторы представляли собой деревянные рамы, обтянутые тканью.
Парсеваль отказался от ставшей уже традиционной треугольной подвески гондолы. На его дирижаблях гондола подвешивалась на параллельных тросах к усиливавшему поясу, нашитому на оболочку несколько ниже ее экваториального сечения. От пояса из носовой и кормовой частей оболочки к гондоле шли также наклонные тросы, пропущенные через ролики, установленные в гондоле. Такая система подвески давала некоторую свободу плоскопараллельного перемещения гондолы и улучшала устойчивость дирижабля в вертикальной плоскости. При работе воздушного винта, приводившегося в движение установленным в гондоле двигателем, возникал кабрирующий момент, поднимавший нос дирижабля. Однако при этом вследствие перемещения гондолы вперед заметно увеличивался восстанавливающий момент, стремившийся вернуть продольную ось дирижабля в исходное положение. Принципиально новой была конструкция мягкого воздушного винта. Винт имел четыре лопасти, изготовленные из прорезиненной материи. Одним концом лопасти крепились к втулке винта. В их периферийной части были закреплены грузы. При вращении винта под действием центробежной силы лопасти выпрямлялись и достаточно эффективно выполняли свою функцию. Мощность двигателя составляла 66 кВт, диаметр воздушного винта — 4,2 м. Полеты дирижабля начались в мае 1906 г. В ноябре того же года дирижабль был перестроен (объем увеличили до 2800 м3, а длину — до 52 м) и получил наименование PL-1
1 Все дирижабли Парсеваля обозначались индексом PL.
44
В июле 1908 г. был построен дирижабль PL-2 объемом 3200 м®{ оборудованный двигателем мощностью 74 кВт. Он развивал скорость 43,2 км/ч. Для улучшения управляемости в вертикальной плоскости дополнительно к системе баллонетов на дирижабле был установлен передвигаемый вдоль оболочки груз массой 40 кг.
В мае 1909 г. появился дирижабль PL-3 объемом 6600 м3, развивавший скорость 50,4 км/ч. В 1910 г. был построен PL-6 (рис. 24), имевший объем 6800 м3. Самый крупный из дирижаблей Парсеваля PL-27 был построен в 1917 г. Он имел объем 31 150 м3 и развивал скорость 91 км/ч.
Всего было построено 24 дирижабля типа PL. Характеристики дирижаблей Парсеваля приведены в табл. 1.
Представляет также интерес конструкция мягкого дирижабля «Siemens — Schuckert» (рис. 25), построенного в 1912 г. немецкой фирмой «Сименс — Шуккерт». Дирижабль имел объем 13 000 м3, длину—118 м, максимальный диаметр — 13,2 м. Оболочка была изготовлена из трехслойной прорезиненной ткани. С целью равномерного нагружения оболочки силовая установка, оборудование и грузы были распределены по трем изолированным гондолам. Гондолы подвешивались к оболочке с помощью двух полотнищ длиной по 70 м каждое, пришитых по обеим сторонам оболочки и соединявшихся под ней. Для равномерного распределения нагрузки от узлов подвески гондол в полотнища были вшиты параболические стальные тросы. Применение такой системы подвески позволило повысить жесткость мягкой оболочки в продольном направлении. Кроме того, образованный полотнищами продольный канал треугольного поперечного сечения использовался для размещения емкостей с горючим и балластом и оборудования.
Средняя гондола подвешивалась непосредственно к полотнищам, я носовая и кормовая — к закрепленным в треугольном канале ферменным балкам, также имевшим треугольное поперечное сечение. Помимо обеспечения равномерности передачи нагрузок от гондол на оболочку балки использовались для крепления рулей. Трехплоскостные рули высоты были расположены по обеим сторонам
Таблица 1. Дирижабли Парсеваля (1913—1917 гг.)
Наименование	Год постройки	Объем, м®	Длина, м	Максимальный диаметр, м	Мощность двигателей, кВт	Полезная нагрузка, кг	Максимальная скорость, км/ч
PL-16	1913	9830	94,15	15,48	265	2760	67,6
PL-17	1912	9830	85	16	250	2150	64,8
PL-18	1913	8800	84	15	265	2200	67
PL-19	1914	9830	92	15	265	3300	78,1
PL-20	1914	9830	92	15	265	3300	78,1
PL-21	1914	9830	92	15	265	3300	78,1
PL-25	1915	14000	113,8	16	309	6000	74
PL-26	1915	30000	—	—	618	16000	88
PL-27	1917	31150	157	18,6	706	18000	91
45
Рис. 25. Схема мягкого дирижабля «Siemens — Schuckert», 1912 г., Германия.
балок носовой и кормовой гондол. Руль направления имел пять плоскостей размером 4X1,4 м каждая. Он подвешивался к изготовленной из стальных труб ферменной платформе, один конец которой крепился к ферме кормовой гондолы, а второй — с помощью тросов непосредственно к оболочке.
Оболочка была разделена тремя поперечными диафрагмами на четыре отсека: в трех передних имелись воздушные баллонеты, в которые воздух подавался независимо друг от друга от трех вентиляторов, расположенных над средней гондолой в треугольном канале, между полотнищами.
Силовая установка состояла из четырех маршевых двигателей мощностью по 92 кВт каждый, расположенных по два в носовой и кормовой гондолах, и вспомогательного двигателя мощностью 17,7 кВт, установленного в средней гондоле, где также находились экипаж и пассажиры. Вспомогательный двигатель приводил в движение вентиляторы баллонетов, а также компрессор, подающий сжатый воздух в пневматическую систему управления воздушными и газовыми клапанами. Помимо управляемых клапанов имелись автоматические газовые и воздушные клапаны. Кроме того, в верхней части оболочки были предусмотрены два разрывных приспособления. Маршевые двигатели приводили в движение шесть воздушных винтов диаметром 3 м с алюминиевыми лопастями. Четыре двухлопастных винта были установлены по одному с каждой из сторон носовой и кормовой гондол, а два четырехлопастных — непосредственно за гондолами.
3. Дирижабли 20—30-х годов
В 20—30-е годы дирижаблестроение достигло наибольшего прогресса в создании дирижаблей полужесткой и жесткой систем. Что же касается мягких дирижаблей, то в разных странах они строились, как правило, малых кубатур. С точки зрения конструктивного исполнения большинство из них мало отличалось от типа, разработанного Парсевалем. Развитие мягких дирижаблей в основ
46
ном шло по пути совершенствования оборудования, двигателей и применяемых в конструкции материалов.
Одним из наиболее типовых дирижаблей этого периода являлся небольшой дирижабль AD-1, построенный в Англии в 1929 г. Он имел объем оболочки 1700 м3, длину — 42 м и максимальный диаметр — 8,85 м. Оболочка была изготовлена из двойной прорезиненной ткани с наружным алюминированным покрытием. В ней находились два баллонета, объемом 237,5 м3 каждый, в которые воздух подавался через воздухоулавливатель, установленный за воздушным винтом. При неработающем двигателе воздух в баллонеты подавался посредством вспомогательного двигателя мощностью 0,7 кВт.
Носовая часть оболочки была подкреплена вшитыми в нее 24 деревянными рейками. Оперение расчалками крепилось непосредственно к оболочке. Оно состояло из нижнего вертикального стабилизатора с рулем направления и двух горизонтальных стабилизаторов с рулями высоты. Площадь руля направления составляла 19,25 м2, общая площадь рулей высоты — 23,8 м2. Плоскости оперения представляли собой каркасы, состоявшие из деревянных лонжеронов и нервюр, подкрепленных тросовыми расчалками и обтянутых снаружи лакированным полотном. Гондола подвешивалась на тросах и кольцах, укрепленных на оболочке с помощью приклеенных к ней накладок.
Были предусмотрены два газовых клапана — маневровый (в верхней части оболочки) и автоматический, установленный внизу и открывавшийся при перепаде давления 392 Па. В баллонетах имелись автоматические воздушные клапаны, срабатывавшие при перепаде давления 294 Па. Воздушными клапанами можно было управлять и вручную. Для защиты от электрических разрядов все металлические части дирижабля были соединены медными перемычками.
На дирижабле был установлен двигатель мощностью 60 кВт. Полезная нагрузка AD-1 составляла 680 кг, максимальная скорость — 80 км/ч.
В США фирмой «Гудиер» строились мягкие дирижабли, принципиально отличавшиеся от всех других дирижаблей этой системы способом подвески гондолы. Такую разновидность дирижаблей в технической литературе называют полумягкими дирижаблями или «блимпами» (англ, limp — мягкий). Если в обычных мягких дирижаблях гондола подвешивалась к оболочке на тросах, то в блимпах она крепилась заподлицо с оболочкой посредством системы внутренней и внешней подвесок.
Среди блимпов наибольшее распространение получил дирижабль типа К (рис. 26), конструкция которого характерна для большинства дирижаблей этого типа. Первый экземпляр такого дирижабля был построен в 1938 г. Он имел объем И 780 м3, длину — 76,2 м, максимальный диаметр — 18,4 м. Несущим газом являлся гелий. Оболочка была изготовлена из трехслойной хлопчатобумажной ткани, на которую с целью уменьшения газопроницаемости был нанесен внутренний слой из неопрена. Снаружи оболочка имела алюми-
47
Рис. 26. Дирижабль типа К, 1'938 г., США.
нированное покрытие. Внутри оболочки в верхней части к ней были пришиты четыре меридиональных пояса, свободные кромки которых имели форму соединенных друг с другом парабол. В эти параболические кромки были вшиты стальные тросы — катенарии, образовывавшие таким образом на каждом поясе 18 узлов внутренней подвески. Наружные узлы всех поясов непосредственно крепились стальными тросами к узлам гондолы, а от внутренних узлов шли стальные спуски, объединявшиеся в стропы подвески (по четыре спуска на каждую стропу). Затем стропы подвески группами крепились к узлам верхнего пояса гондолы. Кроме того, внизу с каждой стороны гондолы имелось по девять наружных параболических катенарий, вшитых непосредственно в оболочку, узлы которых были связаны короткими стальными тросами с узлами боковых поясов гондолы. Имевший место зазор между гондолой и оболочкой яашивался матерчатым обтекателем.
В носовой и кормовой частях оболочки находились два баллонета объемом около 1560 м3 каждый, оборудованные автоматическими выпускными клапанами. Имелись два автоматических газовых клапана. Все клапаны могли также работать в режиме ручного управления. В крейсерском полете баллонеты наполнялись посредством воздухоулавливателей, установленных за воздушными винтами. На малых скоростях полета или при стоянке дирижабля подача воздуха в баллонеты осуществлялась от электроприводного вентилятора. Количество воздуха, подаваемого в каждый из баллонетов, регулировалось с помощью установленных в воздухопроводах заслонок.
Для осмотра внутреннего оборудования оболочки над гондолой были предусмотрены два канала-лаза диаметром 430 мм. В верхней части оболочки находились два разрывных полотнища, вскрывавшиеся тросами, идущими из гондолы. В передней части оболочки име
48
лось носовое усиление, состоявшее из 24 реек, зашнурованных в матерчатые карманы и шарнирно соединенных с носовой опорной дюралюминиевой шайбой диаметром 1,8 м.
Оперение состояло из четырех крестообразно расположенных стабилизаторов с укрепленными на них рулями направления ir высоты. Стабилизаторы представляли собой ферменные алюминиевые каркасы, обтянутые лакированной матерчатой обшивкой. Гондола имела жесткий каркас из стальных труб с обшивкой из альклэда — дуралюмина, покрытого с обеих сторон тонким слоем? алюминия, защищавшим дуралюмин от коррозии. По обеим сторонам гондолы на пилонах крепились два двигателя мощностью около 330 кВт каждый, приводившие в движение тянущие воздушные винты. В плоскости винтов нижняя часть оболочки была усилена накладками, предотвращавшими ее повреждение кусками льда, срывавшимися с лопастей винтов при полете в условиях обледенения. Под гондолой находилось одностоечное шасси.
Экипаж дирижабля состоял из 8—10 человек. Полезная нагрузка составляла 3950 кг, максимальная скорость — 120 км/ч, дальность, полета при крейсерской скорости 74 км/ч — до 4600 км, потолок — 2500 м.
Характеристики блимпов США приведены в табл. 2.
Таблица 2. Блимпы США (1936—1959 гг.)
Наименование	Год постройки	Объем, м3	Длина, м	Максимальный дна-метр, м	Мощность двигателей, кВт	Полезная на-. грузка, кг	Максимальная скорость, км/ч	Дальность, км
Тип G	1936	5570	58,7	13,7	324			91		-
Тип L	1938	3480	45,3	12,1	213	—	91	—
Тип К	1938	11780	76,2	18,4	485	3950	120	4600
Тип М	1944	20520	94,5	20,8	809			120		.
ZPG-1	1951	24760	98,8	21,6	1177	—	136		.
ZPG-2	1953	27590	104,5	23,2	1177	8400	136		.
ZPG-2W	1954	27590	104,5	23,2	1177	8400	136	15000
ZPG-3W	1959	42500	122,0	26,0	—	12700	147	17200
Строительство блимпов в США продолжалось и в послевоенные-годы, вплоть до конца 50-х годов. Крупнейшие из них ZPG-3W имели объем 42 500 м3, длину — 122 м, максимальный диаметр — 26 м. Их полезная нагрузка составляла 12 700 кг, дальность полета — 17 200 км, максимальная скорость — 147 км/ч.
4. Современные дирижабли
После почти десятилетнего перерыва фирма «Гудиер» возобновила строительство блимпов. В 1968 г. был построен небольшой полумягкий дирижабль «Mayflower» объемом 4500 м3, а годом позже — еще два дирижабля «Columbia» и «America», каждый из которых имел объем 5740 м3 и был оборудован двумя шестицилиндровыми двигателями мощностью по 154 кВт. Мягкие оболочки всех
49>
Рис. 27. Дирижабль «Europa», 1969 г., США.
этих дирижаблей изготовлены из дакрона с неопреновым покрытием. Полезная нагрузка у дирижаблей «Columbia» и «America» составляет 1500 кг, максимальная скорость — 85 км/ч, потолок — около 3000 м, дальность — 800 км. В гондоле кроме пилота размещаются шесть пассажиров. Основное применение дирижабля — ночная реклама и пассажирские перевозки.
4 марта 1972 г. в Кардингтоне состоялся первый полет построенного фирмой «Гудиер» в Англии дирижабля «Еигора» (рис. 27), получившего регистрационный номер N2A. Дирижабль имеет объем 5740 м3, длину — 58,9 м, ширину — 15 м и высоту — 18 м. В оболочке длиной 57,9 м и максимальным диаметром 14 м, также изготовленной из дакрона с неопреновым покрытием, находятся два воздушных баллонета суммарным объемом 1600 м3. Воздух в баллонеты нагнетается двумя воздушными двухлопастными толкающими винтами. Винты реверсивного типа приводятся в движение двумя маршевыми двигателями «Континентал 10-360D» мощностью по 154 кВт каждый. Гондола имеет размеры 7X1,3X2,43 м. Максимальная скорость около 80 км/ч, максимальная скорость подъема — 12 м/с, снижения — 7 м/с.
Дирижабль базировался вблизи Рима и использовался для исследования загрязнения атмосферы, съемок с воздуха и ночной рекламы.
В ФРГ строительством мягких дирижаблей занимается фирма «Вест дейтше люфтвербунг». В августе 1972 г. был построен полумягкий дирижабль WDL-1 (рис. 28), получивший название «Muske-tier». По конструкции он во многом схож с американскими блимпами. В дальнейшем фирма построила еще несколько дирижаблей этого типа, а также его модификацию WDL-la (рис. 29), который отличается от WDL-1 лишь несколько большими размерами. Дирижабль WDL-la имеет объем 6450 м3, длину 58,5 м, ширину 16,2 м и высоту 18,9 м. Теоретический объем оболочки WDL-1 составляет 6109 м3, длина — 56 м, максимальный диаметр — 14,25 м, суммарно
Рис. 28. Дирижабль WDL-1, 1972 г., ФРГ.
Рис. 29. Дирижабль WDL-la, ФРГ.
ный объем баллонетов — 1850 м3. В кормовой части расположено четырехплоскостное оперение с рулями высоты и направления. Общая площадь оперения составляет 99,1 м2, рулей высоты — 12,8 м2, рулей направления — 11,9 м2. Дирижабль оборудован двумя двигателями «Континентал 10-360А» мощностью по 156 кВт. Максимальная скорость WDL-1 равна 101 км/ч, крейсерская — 55 км/ч, максимальная продолжительность полета — 20 ч. Основное применение дирижабля — ретрансляция и ночная реклама.
7 января 1975 г. совершил первый полет полумягкий тепловой дирижабль «Star» (рис. 30), построенный американской фирмой «Рейвн индастриз». Проектирование этого дирижабля, предназначенного для относительно непродолжительного полета на малой высоте, велось с позиций обеспечения простоты технического
51
Рис. 30. Тепловой дирижабль «Star», 1975 г., США.
обслуживания, низких эксплуатационных расходов и малой стоимости, что и обусловило выбор основных технических решений. Дирижабль имеет мягкую дакроновую оболочку с защитным покрытием объемом 3920 м3, длиной 36,6 м и максимальным диаметром 14,6 м. В кормовой части оболочки крестообразно расположены четыре надувных стабилизатора с надувными рулями высоты и направления. Снизу к оболочке крепится гондола длиной 3,7 м, представляющая собой сварной каркас, изготовленный из алюминиевого сплава и обтянутый мягкой обшивкой. Аэростатическая подъемная сила создается подаваемым в оболочку нагретым воздухом. В верхней части оболочки расположен выпускной клапан. Над гондолой внутри оболочки находятся два подогревателя, топливом для которых служит пропан.
Подача воздуха в оболочку через подогреватели осуществляется вентилятором, работающим от вспомогательного двигателя мощностью 5,1 кВт. В случае отказа вспомогательного двигателя привод вентилятора производится от маршевого двигателя мощностью 57 кВт, расположенного в кормовой части гондолы. Маршевый двигатель приводит в движение воздушный винт диаметром 1,5 м, установленный в кольцевом обтекателе. В полете работает лишь один подогреватель. Второй используется только при заполнении оболочки воздухом, которое производится за 30 мин. Общее время подготовки дирижабля к полету, включая подвеску гондолы, не превышает 1 ч.
52
С полезной нагрузкой 227 кг «Star» на высоте 1525 м развивает скорость 40 км/ч. При этом продолжительность полета составляет 3 ч. Назначение дирижабля — наблюдение за дорожным движением, поисковые и спасательные работы, контроль загрязнения атмосферы, реклама.
Еще один тепловой дирижабль AS-80 построила английская фирма «Сандэ коулт». Дирижабль имеет оболочку объемом 2120 м3, изготовленную из нейлоновой ткани, 1 м2 которой имеет массу 60 г. Удлинение оболочки равно 2,5. Воздух подогревается пропановыми горелками. Подача воздуха в оболочку осуществляется поршневым двигателем мощностью 5 кВт. В' кормовой части оболочки имеется Х-образное оперение. Силовая установка состоит из двух поршневых двигателей мощностью по 50 кВт с водяным охлаждением. Управление дирижаблем на малых скоростях полета и в режиме висения обеспечивается установленным в кормовой части оболочки сопловым устройством.
В 1975 г. в Научно-исследовательском авиационном институте в Кардингтоне был построен первый английский гелиевый дирижабль «Santos-Dumont». Дирижабль имеет мягкую оболочку объемом 850 м3, длиной 22 м и оборудован двумя двигателями Ванкеля мощностью по 14,7 кВт каждый. Максимальная скорость составляет 55 км/ч. Назначение дирижабля — аэрофотосъемка и исследования в атмосфере.
В 1979 г. австралийская фирма «Мэйнтэйнер пти» построила очень малый дирижабль МА-1. Его мягкая оболочка, изготовленная из нейлона, покрытого неопреном, имеет объем 624 м3, длину 26,8 м и максимальный диаметр 6,4 м. Силовая установка состоит из двух двигателей мощностью по 29 кВт каждый.
Разработкой небольших мягких дирижаблей занимается и английская фирма «Камерон балунз». Построенный фирмой гелиевый дирижабль DG-19 имеет четыре надувных стабилизатора, причем два вертикальных стабилизатора снабжены рулями направления. Рули высоты отсутствуют. Управление дирижаблем в вертикальной плоскости осуществляется посредством отклонения вектора тяги движителя. Дирижабль DG-19 отличается хорошей управляемостью. Скорость полета — около 56 км/ч.
3 февраля 1979 г. состоялся первый полет дирижабля AD-500 (рис. 31), построенного английской фирмой «Аэроспейс дивелэп-ментс». Объем мягкой оболочки дирижабля, изготовленной из однослойного полиэстера с полиуретановым покрытием, составляет 5130 м3, длина — 50 м, максимальный диаметр — 14 м. При выборе внешних обводов использовались результаты трубных испытаний модели дирижабля (М 1:10). В оболочке находятся два воздушных баллонета, изготовленные из того же материала, что и оболочка. Суммарный объем баллонетов составляет около 1280 м3. В кормовой части оболочки установлено четырехплоскостное оперение с рулями высоты и направления. Носовая часть оболочки имеет усиление в виде куполообразной накладки из кевлара и традиционных реек.
53
Гондола подвешена на 12 тросах, изготовленных из кевлара. Длина гондолы составляет 9,2 м, максимальная ширина — 2,4 м. Гондола выполнена из пластического материала, также армированного кевларом. Композиционные материалы широко использованы в конструкции и других жестких элементов дирижабля, в частности в оперении.
В передней части гондолы расположена рубка управления, рассчитанная на двух членов экипажа. В потолке рубки предусмотрен блистер для осмотра внутреннего пространства оболочки. В средней части гондолы размещаются семь пассажиров, а в кормовой части установлены два шестицилиндровы'х поршневых двигателя «Порше» мощностью по 147 кВт каждый, соединенные посредством трансмиссии и редукторов с двумя пятилопастными воздушными винтами, расположенными в кольцевых обтекателях. На режимах взлета, посадки и полета на малой скорости для управления дирижаблем используется отклонение вектора тяги винтов, достигаемое поворотом винтов в вертикальной плоскости (от нормального положения — оси винтов горизонтальны — по часовой стрелке на 90°, против часовой стрелки на 120°). Дирижабль оснащен современным навигационным оборудованием. Органы управления сдвоены, однако управлять дирижаблем может один пилот.
Полезная нагрузка на высоте около 600 м составляет 2500 кг, максимальная скорость — 115 км/ч, крейсерская скорость — 91 км/ч, потолок — 3050 м. Стоимость первоначальной заправки оболочки гелием составляет около 11 000 фунтов стерлингов, стоимость всего дирижабля с причальной мачтой и средствами обслуживания — 1,35 млн. долларов. Срок службы оболочки — 8 лет.
Рис. 31. Дирижабль AD-500, 1979 г., Англия.
54
Рис. 32. Дирижабль «Skyship-500», 1981 г., Англия.
Основное назначение AD-500 — обслуживание морских нефтепромыслов, патрулирование, борьба с подводными лодками.
28 сентября 1981 г. состоялся первый полет дирижабля «Skyship-500», разработанного и построенного английской фирмой «Эр-шип индастриз», образованной слиянием фирм «Термоскайшип» и «Аэроспейс дивелэпментс». «Skyship-500» (рис. 32) является одним из первых дирижаблей нового поколения !. Он представляет собой усовершенствованный вариант дирижабля AD-500.
Дирижабль имеет мягкую эллипсовидную оболочку объемом 5130 м3, длиной 50 м и максимальным диаметром 14 м, изготовленную из многослойного материала, 1 м1 2 которого имеет массу 350 г. На силовой слой полиэстера снаружи нанесено полиуретановое покрытие, а с внутренней стороны — пленка, обеспечивающая низкую газопроницаемость материала оболочки. Поддержание формы оболочки обеспечивается автоматической системой регулирования давления и двумя воздушными баллонетами, суммарный объем которых составляет 1330 м3. Подача воздуха в баллонеты осуществляется электроприводными вентиляторами. Баллонеты изготовлены из полиамида с полиуретановым покрытием. В оболочке предусмотрены два газовых клапана, расположенные по обеим ее сторонам в экватори
1 К семейству дирижаблей и аэростатических летательных аппаратов нового поколения относят аппараты, создаваемые с использованием современных методов проектирования и испытаний на базе последних научно-
технических достижений и предназначенные для решения широкого круга транспортных, монтажных, исследовательских, оборонных и других задач сегодняшнего дня и ближайших десятилетий.
55
альной плоскости. По два клапана установлены также в каждом из баллонетов. Коэффициент запаса прочности оболочки равен четырем.
Четырехплоскостное хвостовое оперение имеет многолонжеронную конструкцию, подкрепленную проволочными расчалками, и выполнено целиком из пластических материалов. В поперечном сечении стабилизатор представляет собой симметричный аэродинамический профиль 8 °/о-ной толщины с миделем, расположенным на ’/з хорды.
Конструкция носового усиления и гондолы практически не отличается от использованной в AD-500. В гондоле установлены топливный и балластный баки емкостью соответственно 0,54 и 0,45 м3. Под гондолой в ее задней части установлено одноколесное ориентирующееся шасси с резиновым амортизатором.
Эффективное управление, современные навигационная система и оборудование обеспечивают возможность эксплуатации дирижабля в широком диапазоне погодных условий. Дирижабль дополнительно может быть оборудован автопилотом, системой кондиционирования воздуха, системой извлечения воды из выхлопных газов двигателей и др.
Силовая установка состоит из двух шестицилиндровых поршневых двигателей «Порше 930» с объемом цилиндров по 3000 см3, развивающих максимальную мощность 150 кВт каждый. Двигатели расположены в .кормовой части гондолы и приводят в движение через трансмиссию и редукторы два пятилопастных воздушных винта изменяемого шага. Винты имеют диаметр 1,37 м и установлены в кольцевых обтекателях, которые повышают их КПД на низких режимах работы, снижают шум и являются естественной защитой пассажиров и экипажа от вращающихся лопастей. Изменение направления вектора тяги винтов, используемое на режимах взлета, посадки и в полете на малой скорости, осуществляется путем поворота винтов вместе с обтекателями и редукторами в вертикальной плоскости. Поворот осуществляется электромотором через редуктор и цепную передачу. На случай отказа электромотора предусмотрен ручной привод. Диапазон углов поворота винтов такой же, как и на AD-500.
Общая высота дирижабля составляет 18,65 м, размах хвостового оперения — 17 м, собственная масса — 3185 кг. Полезная нагрузка равна 2000 кг, максимальная скорость — 115 км/ч, максимальная крейсерская скорость—104 км/ч, максимальная скороподъемность — 11,9 м/с, дальность (с 20 °/0-ным запасом топлива) при крейсерской скорости 65 км/ч — 611 км, а с двумя дополнительными топливными баками емкостью по 0,23 м3 каждый — 1630 км.
Основные области применения «Skyship-500»— морское патрулирование, обслуживание морских нефтепромыслов, проведение спасательных работ на море, охрана рыбных запасов, аэрофотосъемка, геологическая разведка, туризм, обнаружение мин, противолодочная защита. Стоимость составляет 1,4 млн. фунтов стерлингов.
Дирижабль «Skyship-500» получил 3 сентября 1983 г. сертификат летной годности управления гражданской авиации Англии,
56
Рис. 33. Дирижабль «Skyship-бОО», 1984 г., Англия.
дающий право совершать на дирижабле коммерческие перевозки, и стал, таким образом, первым дирижаблем, на котором было показано соответствие его летно-технических характеристик требованиям, предъявляемым к современным летательным аппаратам.
В марте 1984 г. в Кардингтоне состоялся первый полет дирижабля «Skyship-бОО». Этот дирижабль (рис. 33) является еще одним характерным представителем современных английских дирижаблей. Он выполнен по той же схеме, что и «Skyship-500», но имеет несколько большие размеры. Объем оболочки составляет 6666 м3, длина — 59 м, максимальный диаметр —15,2 м, размах хвостового оперения—19,2 м, общая высота дирижабля—20,3 м. Гондола рассчитана па 24 пассажира и имеет размеры: длина —11,67 м, ширина — 2,56 м, высота —1,92 м. Объем двух баллонетов — 1730 м3.
Силовая установка состоит из двух шестицилиндровых поршневых двигателей «Порше 930/67», развивающих максимальную мощность 199 кВт. Винты те же, что и на дирижабле «Skyship-500».
Максимальная скорость дирижабля—120 км/ч, максимальная крейсерская скорость —102 км/ч, максимальная скороподъемность — 10,2 м/с, потолок — 3200 м, дальность —1950 км. Собственная масса дирижабля составляет 3664 кг, максимальная грузоподъемность — 2966 кг.
Одной из основных областей применения «Skyship-бОО» является перевозка пассажиров между центром города и аэропортом. Ожидается, что дирижабль найдет широкое применение в военно-морском флоте и как средство наблюдения за наиболее оживленными океанскими линиями.
Дирижабли типа «Skyship-500» строятся и канадским отделением «Эршип индастриз» в Торонто. Стоимость дирижабля — 1,75 млн. фунтов стерлингов. По данным па июнь 1984 г. в разных странах
57
эксплуатировалось пять дирижаблей «Skyship-500» и один «Skyship-600».
Фирма «Эршип индастриз» разработала также проекты дирижаблей S-2000 и S-5000, имеющих следующие характеристики: объем — 20 000 и 50 000 м3 соответственно, длина —81 и 108 м, грузоподъемность—10 и 28 т, мощность силовой установки—2x883 и 2Х Х1178 кВт, максимальная скорость полета—167 и 185 км/ч.
Основное назначение S-5000 — пассажирские перевозки между центрами городов. Пассажировместимость дирижабля составляет 192 человека. Полагают, что дирижабль будет широко применяться для патрулирования побережья. При дозаправке с надводных судов дирижабль сможет совершать непрерывный полет продолжительностью полтора месяца.
Глава IV
ПОЛУЖЕСТКИЕ ДИРИЖАБЛИ
1. Новое направление развития дирижаблестроения
Реализация в конструкции мягкой оболочки идеи баллонета Менье позволяла в большинстве случаев обеспечить неизменяемость формы оболочки, т. е. выполнить одно из главных условий устойчивого безопасного полета дирижабля мягкой системы. Однако опыт эксплуатации мягких дирижаблей конца XIX в. показал, что при резком охлаждении газа, происходившем, как правило, после прекращения воздействия на оболочку солнечных лучей, а также при понижении температуры окружающего воздуха, газ оболочки сжимался, причем это сжатие иногда не удавалось компенсировать нагнетанием воздуха в баллонет вследствие недостаточной производительности вентилятора. Эта опасная ситуация усугублялась при быстром снижении дирижабля, а также при отказе вентилятора. С увеличением объема дирижаблей проблема обеспечения неизменяемости формы мягкой оболочки вновь стала одной из основных. Решить ее можно было либо путем создания надежных высокопроизводительных вентиляторов, либо посредством изыскания новых способов повышения жесткости мягкой оболочки.
Первую попытку включить в конструкцию дирижабля промежуточный жесткий элемент, препятствующий деформации оболочки в продольном направлении, предпринял в 1902 г. бразилец Август Северо д’Альбукверк Марана. В его управляемом аэростате «Рах» (рис. 34) мягкая оболочка длиной 30 м и максимальным диаметром 12 м была укреплена на жесткой ферме, изготовленной из бамбука, стальных и алюминиевых труб, которая имела вид перевернутой трапеции. Меньшее ее основание служило гондолой, а большее было расположено внутри оболочки, причем доходило до ее носовой и кормовой точек. Эти точки соединялись валом, на концах которого перед оболочкой и непосредственно за ней располагались два воздушных винта: носовой диаметром 5 м и кормовой — 6 м. Совмещая линии действия силы тяги винтов с направлением продольной оси оболочки, Северо рассчитывал устранить возникавшие в полете продольные колебания аэростата. В гондоле были установлены два четырехцилиндровых бензиновых двигателя, передний имел мощность 17,7 кВт, задний—11,8 кВт. Двигатели обеспечивали вращение носового и кормового винтов с частотой 150 об/мин. Кроме того, каждый из двигателей приводил в движение еще по два винта, оси
59
Рис. 34. Управляемый аэростат «Рах», 1902 г., Франция.
которых были перпендикулярны вертикальной плоскости симметрии аэростата. Эти винты использовались для управления движением в горизонтальной плоскости и заменяли собой руль направления. Седьмой винт с вертикальной осью был предназначен для изменения высоты полета.
В том же году француз Анри Жюлно на заводе «Лебоди» построил дирижабль «Lebaudy», который по конструкции принципиально отличался от всех предшествующих дирижаблей мягкой системы (впоследствии он получил еще название «Le Jaune» (желтый) по цвету материала оболочки). Дирижабль «Lebaudy» (рис. 35) имел мягкую оболочку объемом 2284 м3, длиной 58 м и максимальным диаметром 9,8 м. Оболочка была заострена на обоих концах, ее миделевое сечение находилось па расстоянии, равном 40 % длины, от носовой точки. Несущим газом являлся водород. Оболочка была изготовлена из двухслойной хлопчатобумажной ткани, пропитанной для уменьшения газопроницаемости раствором резины. В ней имелся четырехсекционный баллонет объемом 340 м3 с автоматическим предохранительным клапаном. Воздух в баллонет нагнетался вентилятором, приводившимся в движение маршевым двигателем. В перегородках баллонета, предназначенных для уменьшения перетекания вдоль него воздуха, имелись соединительные отверстия, обеспечи-
60
Рис. 35. Полужесткий дирижабль «Lebaudy», 1902 г., Франция.
вавшие выравнивание давления в отсеках и работу баллонета как единого устройства для регулирования давления газа. В оболочке были также установлены газовый автоматический предохранительный клапан, открывавшийся при перепаде давления 196 Па, и газовый маневровый клапан.
Основной принципиально новой особенностью «Lebaudy» было наличие жесткой платформы, изготовленной из стальных труб. Платформа (рис. 36) имела форму эллипса с осями 22 и 6 м. Нижняя часть оболочки была срезана горизонтальной плоскостью, причем образовавшееся при этом эллипсовидное сечение по форме и размерам полностью соответствовало конфигурации платформы. По этому сечению платформа с помощью тросов соединялась непосредственно с оболочкой. Наличие платформы существенно повышало жесткость оболочки, особенно в продольном направлении. Баллонет обеспечивал поддержание формы оболочки в поперечном направлении. Своим техническим решением Жюлио развил идеи Жиффара и Генлейна. Но в отличие от рамы в дирижабле Генлейна у Жюлио рама была присоединена непосредственно к оболочке, а не подвешивалась к ней на тросах. Снизу к платформе крепился жесткий вертикальный киль, который выходил за ее пределы в кормовой части и заканчивался рулем направления площадью 12 м2. Киль дополнительно крепился к оболочке посредством пришитых к ней поясов и системы лап. С целью уменьшения лобового сопротивления платформа, киль и элементы их крепления к оболочке были зашиты тканью. Впереди руля направления по обеим сторонам вертикального
61
киля были расположены поворотные горизонтальные поверхности. Это была первая попытка установки на дирижабле рулей высоты.
Гондола длиной 4,8 м имела форму плоскодонной лодки и представляла собой стальной каркас, покрытый снаружи тонкими алюминиевыми листами. Она жестко подвешивалась к раме посредством системы стальных труб и тросов. В гондоле был установлен бензиновый двигатель с водяным охлаждением мощностью 29 кВт. Масса его (без радиатора) была 376 кг. Для уменьшения пожарной опасности бак с бензином был расположен под гондолой. Расход бензина составлял 14 кг/ч. Двигатель приводил в движение два двухлопастных воздушных винта диаметром 2,44 м с частотой вращения 800—1100 об/мин, расположенные по бокам гондолы. Для защиты винтов от ударов о землю при спуске дирижабля к гондоле снизу была прикреплена жесткая пирамида из стальных труб, обращенная вершиной вниз. Кроме того, с помощью этой пирамиды удерживаемый на земле дирижабль легко можно было повернуть в нужном направлении.
Жюлио тщательно отрабатывал новые технические решения, использованные в конструкции «Lebaudy». В течение месяца он проводил испытания дирижабля на привязи с помощью троса длиной 500 м. Лишь после того, как удалось убедиться в исправности всех бортовых систем и устройств и показать, что дирижабль обладает хорошими характеристиками устойчивости и управляемости, им было принято решение выполнить первый полет. Он состоялся 13 ноября 1902 г.
Помимо повышения жесткости оболочки в продольном направлении, предложенная Жюлио платформа воспринимала горизонтальные составляющие усилий в подвеске, а также давала возможность более надежно крепить все другие жесткие элементы конструкции дирижабля, такие, как гондола, стабилизирующие поверхности, рули и пр.
Позднее дирижабли типа «Lebaudy» стали называть полужесткими. Таким образом, Жюлио положил начало новому направлению в дирижаблестроении — созданию дирижаблей полужесткой системы.
20 ноября 1903 г. при спуске оболочка «Lebaudy» была повреждена и ее решили заменить. Несмотря на то что длина оболочки перестроенного «Lebaudy II» была сокращена, ее объем возрос до 2660 м3. Этого достигли путем придания кормовой части округлой формы. Поскольку при этом произошло смещение центра подъемной силы, гондолу сдвинули к корме. Однако наиболее важным усовершенствованием в конструкции «Lebaudy II» явилась установка в кормовой части оболочки горизонтальных стабилизирующих поверхностей общей площадью 22 м2 и дополнительных вертикальных стабилизаторов (рис. 37). С целью повышения управляемости дирижабля в вертикальной плоскости рули высоты были сдвинуты в сторону кормы и установлены непосредственно перед рулем направления. Объем баллонета увеличили до 500 м3. Платформу опустили
62
Рис. 36. Жесткая платформа с гондолой и винтами дирижабля. «Lebaudy».
Рис. 37. Полужесткий дирижабль «Lebaudy II» (вид снизу), 1904 г., Франция.
ниже, вследствие чего оболочка в нижней части стала более выпуклой. В первом полете, состоявшемся 4 августа 1904 г., была продемонстрирована хорошая управляемость дирижабля в вертикальной плоскости, достигнутая повышением эффективности рулей высоты. При этом удалось значительно сократить расход балласта и несущего газа. Расход балласта не превышал 30 кг/ч.
В 1906 г. Жюлио построил полужесткий дирижабль «Patrie» объемом 3980 м3. В этом дирижабле баллонет имел объем 730 м3, длина оболочки составляла 61 м, максимальный диаметр —10,3 м, миделевое сечение находилось на расстоянии, равном 40 % длины. Платформа была опущена еще ниже. Существенно увеличилась площадь кормовых стабилизаторов, причем вертикальные стабилизаторы сделали равновеликими с горизонтальными. Увеличилась также площадь киля. Видоизменилась и конструкция руля направления. Его ось вращения была сдвинута с передней кромки на */3 хорды, что позволило значительно уменьшить сопротивление повороту руля. (Это был первый случай использования аэродинамической компенсации на рулевых поверхностях.)
На раме перед гондолой по обе стороны от нее были установлены две управляемые горизонтальные поверхности, поворачивая которые в полете можно было получать соответственно дополнительную динамическую сплавную силу или перегрузку. Это позволяло осуществлять подъем дирижабля и его спуск без сброса балласта и
63
выпуска части несущего газа. Изменился также способ подвески гондолы. Она крепилась к платформе только посредством тросов. В гондоле был установлен бензиновый двигатель мощностью 51 кВт.
Первый полет состоялся 16 ноября 1906 г. Была достигнута скорость 47 км/ч. В некоторых полетах удавалось практически не расходовать газ и балласт.
31 июля 1908 г. начались полеты дирижабля «Republique». Он имел объем 3700 м2 3 и по конструкции мало отличался от «Patrie». На «Republique» были установлены несколько большие по площади руль направления и рули высоты. Кроме того, руль направления •был сдвинут еще больше к корме.
В 1909 г. на заводе «Лебоди» был построен еще один полужест-кий дирижабль «Liberte» объемом 4600 м3. От «Patrie» и «Republique» он отличался лишь конструкцией и формой установленных перед гондолой поворотных горизонтальных поверхностей. Они имели прямоугольную форму в плане и были двойными (типа биплан).
В 1910 г. на заводе «Лебоди» был построен для Англии полу-жесткий дирижабль «Morning Post» объемом 10 000 м3. Оболочка имела длину 103 м и максимальный диаметр 12 м. Вследствие большой длины оболочки устройство платформы оказалось затруднительным и она была заменена балкой ферменной конструкции, выполненной из стальных труб. В продольном направлении балка состояла из трех частей, соединенных друг с другом. Их общая длина составляла 85 м. Балка была подвешена к оболочке посредством системы коротких тросов. Снизу к балке на тросах крепилась гондола, рассчитанная на 20 человек, а в кормовой части, где балка имела крестообразную форму,— вертикальные и горизонтальные стабилизаторы, за которыми находились руль направления и рули высоты. Вместо центральных горизонтальных поворотных поверхностей по обе стороны балки в ее передней части были установлены дополнительные рули высоты. В кормовой части оболочки имелись типовые для дирижаблей Жюлио горизонтальный и вертикальный стабилизаторы. В оболочке находились три изолированных воздушных баллонета общим объемом 2500 м3, снабженные автоматическими предохранительными клапанами. Оболочка была также оборудована тремя газовыми предохранительными клапанами, одним маневровым газовым клапаном и двумя разрывными устройствами.
Силовая установка состояла из двух двигателей мощностью по 09 кВт каждый, приводивших в движение два расположенных по обе стороны гондолы воздушных винта диаметром 5 м. Частота вращения винтов составляла 360 об/мин.
2. Дирижабли Германии и США
23 июля 1907 г. совершил пробный полет первый построченный в Германии полужесткий дирижабль «Gross» названный по имени одного из его создателей Гросса.
Оболочка дирижабля объемом 1400 м3, длиной 40 м и максимальным диаметром 7 м имела цилиндрическую форму с затупленным
64
носом и заостренной кормовой частью. В ней находился один баллонет. Под оболочкой крепилась длинная металлическая платформа, к которой снизу подвешивалась гондола. Под кормовой частью платформы размещался жесткий киль, заканчивавшийся большим рулем направления. Над килем на платформе были установлены два горизонтальных стабилизатора. Управление дирижаблем в вертикальной плоскости обеспечивалось передвижением гондолы вдоль оболочки. При этом изменялось положение центра масс и дирижабль получал соответствующий дифферент. Особенностью этого дирижабля было расположение воздушных винтов не вблизи гондолы, а значительно выше, по обеим сторонам платформы. Винты приводились в движение установленным в гондоле двигателем мощностью 18,4 кВт посредством ременной передачи. Позднее объем оболочки увеличили до 1800 м3, а двигатель заменили более мощным (22 кВт).
В мае 1908 г. был построен второй дирижабль подобного типа «Gross II». Впоследствии он получил наименование ML Объем оболочки MI составлял 4800 м3, длина — 66 м, максимальный диаметр — 12 м. Миделевое сечение находилось на расстоянии, равном */з длины, от носовой точки. В оболочке были расположены два баллонета. Платформа длиной около 44 м была выполнена из стальных труб и имела треугольное поперечное сечение. Она была разборной, что существенно облегчало транспортировку дирижабля.
Для изменения дифферента дирижабля использовали подвижный груз. Два двигателя мощностью по 55 кВт каждый приводили в движение два трехлопастных воздушных винта диаметром 2,3 м, причем винты могли работать от любого двигателя. Частота вращения винтов составляла 400 об/мин. Летом того же года дирижабль был перестроен. Его объем увеличили до 5200 м2, а длину — до 74 м. Кроме того, в передней части платформы установили руль высоты. Дирижабль развивал скорость до 54 км/ч.
В 1909 г. построены МП (рис. 38), являвшийся почти точной копией MI, и МШ. Объем Mill был равен 6500 м3, длина составляла 83 м, а максимальный диаметр — 12,4 м. Четыре двигателя мощностью по 55 кВт каждый приводили в движение два четырехлопастных воздушных винта, установленные по обеим сторонам гондолы. Максимальная скорость дирижабля составляла 59 км/ч.
Летом того же года начал полеты еще один дирижабль полужесткой системы «Ruthenberg» объемом 1150 м3 (рис. 39). Под оболочкой была установлена длинная платформа ферменного типа, выполненная из стальных труб. К платформе жестко крепилась гондола, каркас которой также был изготовлен из стальных труб. При этом платформа и гондола были легкоразборными. Длина оболочки составляла 40 м, максимальный диаметр — 6,5 м. В оболочке имелся баллонет объемом 230 м3. В передней части платформы был установлен трехплоскостной руль высоты общей площадью 8 м2. В ее кормовой части был расположен вертикальный стабилизатор, заканчивавшийся рулем направления. Горизонтальные стабилизирующие поверхности крепились непосредственно к оболочке в ее кормовой части. Четырехцилиндровый двигатель мощностью 17,7 кВт
3 5 313
65
Рис. 38. Полужесткий дирижабль М П, 1909 г., Германия.
Рис. 39 Полужесткий дирижабль «Ruthenberg», 1909 г., Германия.
вращал с частотой 300 об/мин воздушный винт большого диаметра, установленный за гондолой. При массе конструкции дирижабля 800 кг масса полезной нагрузки составляла 450 кг, что для такого небольшого дирижабля было значительным достижением. Максимальная скорость полета была равна 50 км/ч.
Несколько полужестких дирижаблей были построены в США по проектам Мальвина Ванимана. Объем оболочки дирижабля «America II», построенного в 1909 г., составлял около 10 000 м3, длина — 70 м, максимальный диаметр — 16 м. Под оболочкой помещалась гондола длиной 47,5 м, являвшаяся составной частью жесткой плат
66
формы, изготовленной из стальных труб. Подвеска платформы осуществлялась посредством двух продольных поясов, нашитых по обеим сторонам оболочки, и системы тросов. Снаружи платформа была обтянута тканью. В оболочке имелось шесть изолированных баллонетов, размещенных вдоль всей ее длины. Посредством системы воздухораспределения и клапанов, расположенных в каждом из баллонетов, можно было изменять количество воздуха в баллонетах и тем самым изменять дифферент дирижабля. Силовая установка состояла из двух основных двигателей мощностью по 66 кВт каждый и одного вспомогательного мощностью 8,8 кВт. Основные двигатели приводили в движение четыре воздушных винта (два диаметром 3,5 м, два других — 3,15 м), расположенные по обе стороны гондолы. За гондолой находился трехплоскостной руль направления. Рули высоты на дирижабле отсутствовали. Их функции выполняла система поворота винтов. Оси меньших винтов могли поворачиваться в вертикальной плоскости, в результате появлялись вертикальные составляющие векторов тяги, изменявшие положение продольной оси дирижабля. Запас бензина размещался в большом топливном баке, подвешенном снизу к гондоле, и в небольших емкостях, укрепленных в верхней части длинного гайдропа. С помощью этого гайдропа предполагалось поддерживать высоту полета дирижабля.
3. Дирижабли Италии
Наибольшее развитие дирижабли полужесткой системы получили в Италии, где уже в 1907 г. была создана организация «Бригата специалисти», занимавшаяся разработкой и постройкой полужестких дирижаблей. Первый построенный здесь дирижабль, названный «Итальянский военный корабль № 1», был спроектирован Крокко и Рикальдони. Оболочка его объемом 2500 м3, длиной 63 м и максимальным диаметром 10 м представляла собой тело вращения синусоиды, соединенное с конусом. Миделевое сечение располагалось на 25 % длины оболочки от ее носовой точки. В оболочке имелся один баллонет, наполнявшийся воздухом через отверстие в носовой части дирижабля под воздействием скоростного напора набегающего потока. Внутри, вдоль всей нижней части оболочки, плотно прилегая к ней, проходила плоская ферма, изготовленная из стальных труб. Снизу под оболочкой находился киль, за которым были установлены четырехплоскостные рули высоты и рули направления. Гондола длиной 6 м подвешивалась к ферме на тросах. Расположенный в гондоле двигатель мощностью 73 кВт приводил в движение два воздушных винта, оборудованные устройствами реверса и изменения шага. Винты были размещены выше гондолы. Дирижабль обладал хорошей устойчивостью. Благодаря наличию устройства реверса винтов он мог передвигаться задним ходом.
В 1909 г. дирижабль был перестроен и получил наименование «№ 1 bis». Форма оболочки была изменена: передняя часть стала более заостренной, а кормовая — затупленной. Миделевое сечение 3*
67
Рис. 40. Схема полужесткого дирижабля «Leonardo da Vinci», 1909 г., Италия.
находилось на ’/з длины оболочки от носовой точки. При длине 62 м и максимальном диаметре 10 м объем оболочки возрос де 3450 м3. Нижняя ее часть была занята баллонетом. Газовместилище и баллонет разделялись вертикальными перегородками на семь отсеков. В гондоле длиной 8 м установили двигатель мощностью 88 кВт. В кормовой части дирижабля были расположены четырехплоскостной руль высоты и трехплоскостной руль направления. Конструкция килевой фермы осталась неизменной. Она состояла из нескольких шарнирно соединенных частей. К местам расположения шарниров подходили тросы подвески гондолы. Наличие шарниров обеспечивало некоторую свободу взаимного перемещения элементов фермы. Такая ферма придавала в полете необходимую жесткость оболочке. Ферма воспринимала сжимающие усилия в нижней части корпуса, возникавшие от подвески гондолы, однако воспринимать вертикальные перерезывающие силы она не могла. Дирижабль обладал относительно небольшим лобовым сопротивлением и мог развивать скорость до 54 км/ч.
22 июля 1909 г. состоялся первый полет дирижабля «Leonardo da Vinci», построенного по проекту Энрико Форланини. Схема этого дирижабля (рис. 40) была обусловлена стремлением максимально уменьшить лобовое сопротивление. Поэтому развитая пространственная килевая ферма, изготовленная из стальных труб, полностью размещалась внутри оболочки. К нижним поясам этой фермы жестко, без всякой подвески крепилась гондола длиной 12 м и шириной 1,4 м. В передней части гондолы находилась кабина управления, в средней — машинное отделение, где были установлены маршевый двигатель мощностью 29 кВт и вспомогательный мощностью 2,9 кВт для привода вентилятора, а в кормовой — пассажирские помещения. В кормовой части к гондоле был присоединен жесткий киль. Снаружи гондола и киль были обтянуты тканью.
Оболочка имела объем 3265 м3, длину 40 м, максимальный диаметр 14 м и была разделена продольной перегородкой на две
68
части. Верхняя часть объемом 2600 м3 служила газовместилищем, а нижняя являлась баллонетом. Стабилизатор коробчатого типа был расположен за хвостовой частью корпуса. Он состоял из трех горизонтальных плоскостей общей площадью 20 м2 и пяти вертикальных, суммарная площадь которых также составляла 20 м2. Рули, также собранные воедино, были расположены перед стабилизатором. Руль направления имел шесть плоскостей (по три с каждой стороны киля) общей площадью 15 м2, которые могли поворачиваться в вертикальной плоскости па угол 25° в каждую сторону. Между плоскостями руля направления находились десять плоскостей (по пять с каждой стороны киля) руля высоты. В передней части по обе стороны гондолы имелись две дополнительные плоскости руля высоты.
Двигатель приводил в движение два пятилопастных воздушных винта диаметром 2,7 м, расположенные в кормовой части дирижабля. Винты были снабжены фрикционным устройством реверса, обеспечивавшим движение дирижабля задним ходом. Частота вращения винтов составляла 235 об/мин. Большое удаление винтов от двигателей потребовало установки длинного трансмиссионного вала со сложным механизмом передачи, что привело к снижению эффективной мощности двигателя. На испытаниях дирижабль развил скорость около 47 км/ч.
На основе организации «Бригата специалисти» в Риме был создан завод воздухоплавательных конструкций, ставший в Италии основной базой производства полужестких дирижаблей. На этом заводе были разработаны многие типы дирижаблей в широком диапазоне кубатуры, такие, как Р, М, Е, PV и др. Характеристики итальянских дирижаблей приведены в табл. 3. В большинстве этих
Таблица 3. Полужесткие дирижабли Италии (1912—1927 гг.)
Наименование	Год постройки	Объем, м8	Длина, м	Средний диаметр в миделевом сечении, м	Мощи ость двигателей, кВт	Полезная нагрузка, кг	Максимальная скорость, км/ч
р	1912	4900	62	12,6	103	1490	65
м	1914	12 500	82,7	16,9	287	5300	70
V2	1916	15 700	87,1	20,7	397	5500	78
Е	1916	2600	48,4	10,1	74	1010	68
О	1918	3600	54,2	10,8	177	1240	91
PV	1918	5200	62	12,9	279	1610	89,9
А	1918	18 000	98	18,5	699	9430	80
Т-34	1919	35 000	125	22,7	1545	19 000	109,8
SCA	1921	1520	39,5	14/8	60	540	82,5
РМ	1-921	5270	67,1	20,2/13,6	279	2580	94,4
OS	1922	4970	67,7	20,7/13,6	177	2020	85
N-1	1923	19 000	106	26/19,5	552	8275	100
Mr	1924	960	32	7,8	29	465	72
N-2	1925	7100	82	12,8	346	| 3130	ПО
N-4	1927	18 500	104,9	18,5	552		90
Примечание. Перед косой чертой — высота, за ней ширина оболочки дирижабля.
69
Рис. 41. Полужесткий дирижабль Т-34, 1919 г., Италия.
дирижаблей, как и в «№ 1 bis», килевая ферма могла воспринимать усилия лишь в горизонтальном направлении. И хотя от типа к типу конструкция дирижаблей совершенствовалась, существенных различий между ними не было. Поэтому здесь мы рассмотрим только особенности конструкции широко распространенного дирижабля типа М, появившегося в 1914 г. (всего было построено 22 таких дирижабля).
Объем оболочки составлял 12 500 м3, длина — 82,7 м, средний диаметр в миделевом сечении — 16,9 м. Оболочка изготавливалась из трехслойной хлопчатобумажной прорезиненной ткани, 1 м2 которой имел массу 470 г. Объем баллонета составлял почти 46 °/о объема оболочки, что позволяло дирижаблю летать на высотах около 5000 м. Плоская ферма в кормовой части переходила в киль треугольного поперечного сечения, усиленный проволочными расчалками. К килю крепились стабилизаторы и рули. На оболочке стабилизирующие поверхности отсутствовали. Гондола была подвешена на тросах к узлам фермы. С двумя двигателями общей мощностью 287 кВт дирижабль развивал скорость 70 км/ч. Полезная нагрузка составляла 5300 кг.
В 1919 г. по проекту Челестино Узуелли при участии Умберто Нобиле и Крокко был построен дирижабль Т-34 (рис. 41), получивший еще название «Roma». Этот дирижабль был самым крупным из всех построенных на заводе воздухоплавательных конструкций (объем — 35 000 м3, длина — 125 м, средний диаметр в миделевом сечении — 22,7 м). Кроме того, он был первым дирижаблем этого завода, у которого килевая ферма была не плоской, а пространственно развитой. В передней части она переходила в жесткое носовое усиление. Ферма и носовое усиление были изготовлены из стальных труб. Оболочка секционирована вертикальными перегородками, причем г азовместилище имело одиннадцать отсеков, а расположенный в нижней части оболочки баллонет — шесть. Двигатели помещались внутри килевой фермы. Оперение коробчатого типа состоя
70
ло из трех горизонтальных и восьми вертикальных стабилизаторов с рулями. На оболочке в кормовой части также были установлены две горизонтальные и одна вертикальная стабилизирующие поверхности.
Подвеска килевой фермы осуществлялась посредством трех пришитых изнутри к верхней части оболочки меридиональных матерчатых поясов, оканчивавшихся 13 параболическими дугами каждый. В точках соприкосновения двух соседних дут крепились тросы, причем от центрального пояса тросы шли к узлам крепления нижнего пояса килевой фермы, а из боковых поясов — к узлам верхних поясов фермы. В поперечных сечениях, в которых находились узлы крепления килевой фермы, на оболочке имелись кольцевые усиливающие матерчатые полосы шириной 200 мм, предназначенные для равномерной передачи усилий от килевой фермы на оболочку. Суммарная мощность двигателей составляла 1545 кВт. Полезная нагрузка достигала 19 000 кг, максимальная скорость полета — 109,8 км/ч.
В 1923 г. на заводе воздухоплавательных конструкций по проекту Нобиле был построен дирижабль N-1, явившийся результатом обобщения многолетнего опыта строительства полужестких дирижаблей в Италии. Дирижабль N-1 имел объем 19 000 м3, длину 106 м, высоту 26 м и ширину 19,5 м. Оболочке дирижабля была придана удобообтекаемая форма. Поперечное сечение килевой фермы представляло собой треугольник, обращенный вершиной вниз. В передней части к ферме крепилось носовое усиление, а в хвостовой — кормовое развитие. В поперечном сечении оболочка и килевая ферма плавно сопрягались друг с другом. Улучшение аэродинамических обводов корпуса и всех выступавших в поток элементов конструкции дирижабля позволило снизить лобовое сопротивление N-1 по сравнению с Т-34 почти на 20 %.
Килевая ферма состояла из треугольных шпангоутов, соединенных в продольном направлении стрингерными балками также треугольного поперечного сечения. Шпангоуты и балки были изготовлены из стальных труб. Клетки фермы по диагоналям и контрдиагоналям были расчалены стальными тросами. Отдельные части фермы соединялись друг с другом в продольном направлении посредством шаровых шарниров, придававших конструкции некоторую гибкость, что было важно при грубой посадке или полете в турбулентной атмосфере. Килевая ферма N-1 в отличие от ферм всех других построенных ранее итальянских полужестких дирижаблей (за исключением «Leonardo da Vinci» и Т-34) могла воспринимать не только горизонтальные усилия, но и вертикальные перерезывающие силы.
Носовое усиление (рис. 42) представляло собой купол, образованный плоскими стальными трубчатыми фермочками, расположенными радиально вокруг носовой части оболочки и скрепленными поперечными кольцами, также изготовленными из стальных труб. Изнутри к куполу прилегала носовая часть оболочки (внутренние обводы фермочек были выполнены в соответствии с обводами носовой
71
Рис. 42. Носовое усиление полужесткого дирижабля N-1, Италия.
части), а снаружи купол был обтянут тканью. Носовое усиление предназначалось для восприятия динамических нагрузок от набегающего потока на носовую часть и усилий от расположенного в носовой точке причального устройства при стоянке на причальной мачте. Кормовое развитие являлось продолжением килевой фермы, которая в кормовой части входила в оболочку и служила для крепления горизонтальных стабилизаторов. Оно давало возможность сохранить управление дирижаблем в случае повреждения кормового газового отсека (поскольку обеспечивалась неподвижность жестко закрепленного оперения), а также устраняло некоторую подвижность оперения при его креплении к мягкой обо
лочке. Конструкция балочек кормового развития была такой же, как и килевых. Нижний вертикальный стабилизатор жестко крепился непосредственно к килевой ферме, верхний был расчален к оболочке. На горизонтальных стабилизаторах имелись рули высоты, которые можно было отклонять на угол 30° в обоих направлениях, а на нижнем вертикальном стабилизаторе — руль направления.
В передней части к килевой ферме снизу с помощью тросов крепилась гондола. Три двигателя мощностью по 184 кВт каждый были установлены в обтекаемых мотогондолах, которые посредством жестких подкосов и металлических тросов диаметром 6 мм также крепились к килевой ферме. Две передние мотогондолы были расположены по бокам фермы, а кормовая — под ней.
Оболочка была изготовлена из трехслойного прорезиненного перкаля, обладавшего малой газопроницаемостью (утечка водорода при перепаде давления 490Па составляла 5—8 л/(м2 • сутки)). Масса 1 м2 оболочки была равна 610 г. Внутри оболочки имелась продольная матерчатая диафрагма, делившая ее объем на две части: верхнюю — газовместилище и нижнюю — баллонет. Газовместилище было разделено мягкими вертикальными перегородками на десять отсеков. Баллонет находился только между крайними перегородками и был разделен на восемь отсеков. Соседние отсеки газовместилища сообщались друг с другом посредством небольших отверстий в перегородках. Аналогичным образом сообщались и отсеки баллонета. Каждый отсек газовместилища был оборудован автоматическим предохранительным клапаном, срабатывавшим при перепаде давления порядка 340 Па. Эти клапаны могли работать и как управляемые, для чего от них шли тросы в гондолу управления. Подобные
72
клапаны, открывавшиеся при перепаде давления 120 Па, были установлены в отсеках баллонета (по два клапана на отсек). Воздух в баллонет подавался под воздействием скоростного напора набегающего потока через управляемый из гондолы клапан, расположенный в носовой части дирижабля, и разводящий воздухопровод.
Наиболее интересным техническим решением в N-1 являлась подвеска килевой фермы к оболочке. Килевая ферма по обоим верхним поясам подвешивалась к оболочке по всей своей длине посредством катенарий, соединявших в продольном направлении соседние узлы фермы и вшитых непосредственно в оболочку. Этим катенариям была придана форма парабол, которая способствовала равномерному распределению нагрузки от узлов фермы на часть оболочки, расположенную между двумя соседними узлами (катена-рии хорошо видны на рис. 43). По сечению каждого узла килевой фермы на оболочку были наклеены усиливающие полосы шириной 200 мм. Кроме того, имелась дополнительная система внутренней подвески. К оболочке внутри вдоль всей ее длины в двух симметрично расположенных меридиональных сечениях были пришиты матерчатые пояса. По свободному краю эти пояса на участках между вертикальными перегородками также имели форму парабол. Здесь в них были вшиты стальные тросы. Таким образом, в верхней части оболочки имелись еще два ряда катенарий. Из противолежащих узлов соединения соседних катенарий шли два троса АС и ВС (рис. 44), которые в точке С соединялись с вертикальным тросом CD. В точке D к тросу CD в этой же вертикальной плоскости присоединялись еще два троса DE и DF, шедшие к узлам верхних поясов килевой фермы. Такая подвеска позволяла более равномерно распределить все массовые нагрузки килевой фермы как на нижнюю, так и на верхнюю часть оболочки. Это дало возможность, с одной стороны, снизить напряжения в оболочке, а с другой — уменьшить высоту дирижабля (форма поперечного сечения оболочки в верхней части показана на рис. 44).
В передней части гондолы находилась рубка управления, а в задней располагались пассажирские помещения, рассчитанные на размещение 20 человек. Управление рулями осуществлялось посредством установленных в гондоле штурвалов и тросовой проводки. Внутри килевой фермы имелся коридор, по которому можно было пройти из рубки управления к моторным гондолам. Здесь же располагались топливные и балластные баки. Под днищем гондолы и кормовой мотогондолы были расположены пневматические амортизаторы.
Дирижабль имел полезную нагрузку 8275 кг и развивал максимальную скорость ИЗ км/ч.'
Проектом дирижабля N-1 Нобиле не только удалось развить технические идеи Крокко, Форланини и Узуелли, но и создать классический тип дирижабля полужесткой системы, на базе которого впоследствии в разных странах были построены такие полужесткие дирижабли, как N-2, Mr, N-4 (Италия), СССР В-5, СССР В-6, СССР В-7, СССР В-8 (Советский Союз), N-3 (Япония).
73
Рис. 43. Передняя часть корпуса дирижабля N-1.
Рис. 44. Схема внутренней подвески килевой фермы дирижабля N-1.
Дирижабль Mr был наименьшим из построенных полужестких дирижаблей. Его объем составлял всего 960 м3, длина — 32 м, средний диаметр миделево-го сечения — 7,8 м. С двигателем мощностью 29 кВт дирижабль развивал скорость 72 км/ч. Полезная нагрузка составляла 465 кг. Дирижабль Mr являлся опытным. Он был построен для
испытания новых технических решений, реализованных в конструкции килевой фермы, которая была более жесткой, чем в предыдущих дирижаблях, и состояла из трех жестких частей, шарнирно соединенных между собой. Это отразилось в названии дирижабля (Mr — начальные буквы английских слов most rigid, т. е. наиболее жесткий).
Отличительной особенностью дирижабля N-2 было наличие шахты, предназначенной для выхода на верхнюю часть оболочки дирижабля. Шахта начиналась от рубки управления и проходила через килевую ферму, баллонет и газовместилище. Она представляла собой трубу, выполненную из трехслойной прорезиненной ткани, армированную горизонтальными кольцами из стальных труб,
74
которые в вертикальном направлении соединялись тремя прямыми стальными трубами. Внутри шахты имелась лестница. Еще одной особенностью N-2 была пневматическая система управления газовыми клапанами.
Несколько дирижаблей полужесткой системы построил также Форланини на заводе общества «Леонардо да Винчи» в Милане. Наиболее интересным в техническом отношении среди них был дирижабль «Omniadir». Объем его составлял 4100 м3, длина — 56 м, диаметр в миделевом сечении — 13 м. Изготовленная из алюминиевых труб жесткая килевая ферма, как и в дирижаблях Нобиле, имела треугольное поперечное сечение, но с вершиной, обращенной вверх. Дирижабль «Omniadir» имел две оболочки: во внутренней находился несущий газ, а пространство между внутренней и наружной оболочками служило баллонетом. Газовая оболочка была изготовлена из двухслойной прорезиненной шелковой ткани, покрытой снаружи лаком. Газопроницаемость ее составляла 4 л/(м2-сутки), масса 1 м2 оболочки — 142 г. В полете воздух нагнетался в баллонет от скоростного напора набегающего потока через четыре регулируемые створки, расположенные в носовой части дирижабля. При стоянке воздух подавался двумя центробежными вентиляторами.
Килевая ферма была подвешена к внутренней оболочке, причем верхний пояс фермы крепился посредством катенарий, вшитых в четыре меридиональных пояса верхней части оболочки, а нижние пояса фермы — с помощью боковых катенарий, вшитых непосредственно в оболочку с обеих сторон. К килевой ферме жестко крепились гондола, хвостовое оперение с рулями высоты и направления и две группы маневровых клапанов, расположенных в носовой и кормовой точках дирижабля. В каждой группе имелось по пять клапанов с регулируемой площадью выпускных отверстий, причем один из них был осевой, а четыре остальных располагались в вертикальной плоскости таким образом, что их выпускные отверстия были направлены по вертикали вверх и вниз и по горизонтали в обе стороны. Воздух подавался в клапаны от вентиляторов. Управление осуществлялось из гондолы. Комбинируя в нужном сочетании работу носовых и кормовых клапанов, получали реактивные силы различных величины и направления, под действием которых дирижабль мог перемещаться и разворачиваться как в вертикальной, так и в горизонтальной плоскости без использования рулей. Это существенно облегчало его маневрирование на малой скорости полета и на режиме висения. Проведенные испытания подтвердили эффективность системы струйного управления. «Omniadir» без помощи наземной команды выполнял посадку, осуществлял выход из эллинга и вход в него.
4. Проекты современных дирижаблей
В середине 70-х годов ряд проектов полужестких дирижаблей был разработан Национальным управлением авиационных и космических исследований Франции ОЙЕРА совместно с фирмой
75
Рис. 45. Проект полужесткого дирижабля «Obelix», Франция.
Рис. 46. Проект полужесткого дирижабля «Obelix II», Франция.
«Аэроспасьяль». Один из них «Obelix» (рис. 45) имеет четыре мягкие изолированные оболочки объемом по 250 000 м3. Каждая из оболочек разделена на пять отсеков: в четырех содержится гелий, а пятый выполняет функции воздушного баллонета. К 'оболочкам подвешена развитая пространственная металлическая ферменная конструкция, включающая в себя продольную и поперечную силовые балки и заканчивающаяся внизу четырьмя посадочными опорами. Силовая установка состоит из восьми групп двигателей (в каждой группе по три двигателя мощностью 110 кВт каждый), приводящих в движение восемь воздушных винтов диаметром 18,9 м. Шесть винтов, расположенных на продольной силовой балке, служат для горизонтального перемещения дирижабля. Два горизонтальных винта установлены на поперечной балке. Они обеспечивают
76
управление в вертикальной плоскости и стабилизацию дирижабля. Груз подвешивается в центральной части ферменной конструкции.
Общая длина дирижабля составляет 200 м, ширина — 170 м, высота — 80 м, скорость полета — 80 км/ч, дальность — 650 км. Экипаж — 5 человек.
Схема другого дирижабля «Obelix II» (рис. 46) является классической полужесткой. Он имеет мягкую оболочку объемом 1,25 млн. м3, длиной 270 м и максимальным диаметром 90 м, к которой в нижней части крепится развитая продольная ферма. Эта ферма является основным силовым элементом дирижабля. На ней смонтированы силовая установка, кабина, погрузочно-разгрузочные механизмы, посадочные устройства и другие жесткие элементы конструкции. К продольной ферме также крепятся шесть консольных поперечных ферм, на которых установлены 12 двигателей (по два двигателя на каждой ферме), приводящих в движение шесть воздушных винтов.
Взлетная масса дирижабля составляет 910 т, максимальная масса полезной нагрузки — 500 т. С максимальной нагрузкой «Obelix II» может развивать на высоте 1500 м скорость до 130 км/ч и имеет дальность 2000 км.
Глава V
ЖЕСТКИЕ ДИРИЖАБЛИ
1.	Первые проекты
Первые проекты управляемых аэростатов, в которых постоянство внешней формы обеспечивалось жесткостью самого корпуса, появились во второй половине XIX в. Еще за год до первого полета на дирижабле Жиффара проект управляемого аэростата с оболочкой из жести разработал Проспер Меллер. Позднее проекты металлических дирижаблей предложили Шерадам (1865 г.), Рихард Блейман (1866 г.), Митчелло-Пикассэ (1873 г.). В 1873 г. во Франции был выдан патент на дирижабль жесткой системы Спису. Корпус дирижабля представлял собой жесткий каркас из поперечных и продольных силовых элементов, обтянутый снаружи тканью. Несущий газ находился в четырех изолированных баллонах, расположенных внутри корпуса. В 1880 г. в России проект жесткого дирижабля «Россия» разработал О. С. Костович. К 1887 г. относится проект жесткого управляемого аэростата Гаддана. В 1891 г. с проектом металлического дирижабля длиной 220 м и диаметром 43 м выступил Баусель. В 1892 г. принципиально новую конструкцию цельнометаллического дирижабля предложил К. Э. Циолковский. В 1897 г. состоялся неудачный полет цельнометаллического дирижабля австрийца Давида Шварца, закончившийся полным разрушением дирижабля. Ряд проектов управляемых аэростатов с металлическим остовом, в основном алюминиевым, предложили Фонтана, Годрон, Сибеллот, Гидт, Ресслер (1897—1900 гг). Однако практически до конца XIX в. дирижабль жесткой системы так и не был создан.
2.	Дирижабли Цеппелина
Первый жесткий дирижабль LZ-1 (рис. 47)' был построен в 1900 г. в Германии по проекту Фердинанда Цеппелина. Характеристики жестких дирижаблей типа LZ приведены в табл. 4. Сборка дирижабля производилась в специально построенном на Боденском озере эллинге длиной 142 м, шириной 23 м и высотой 21 м, поддерживавшемся на воде 80 понтонами. Корпус дирижабля имел форму 24-гранной правильной призмы с плавно закругленными концами. Он представлял собой жесткий алюминиевый кар
78
кас, обтянутый снаружи хлопчатобумажной тканью, покрытой лаком. Устройство каркаса и газо-вместилшца напоминало конструкцию, предложенную Списом. Кольцеобразные поперечные силовые элементы соединялись продольными балками, идущими от носа до кормы. Клетки, образованные поперечными и продольными элементами каркаса, подкреплялись тросовыми расчалками, способствовавшими сохранению неизменяемости формы каркаса. Длина корпуса составляла 128 м, максимальный диаметр (диаметр окружности, описанной вокруг правильного 24-угольника, представлявшего собой поперечное сечение корпуса) — 11,65 м. Шестнадцатью шпангоутами корпус был разделен на 17 отсеков. Углы каждого шпангоута стягива-
Рие. 47. Жесткий дирижабль LZ-1 над Боденским озером, 1900 г., Германия.
лись стальными тросами, прикрепленными к ступице, расположенной в его центре. В шпангоутах имелась также система хордовых тросовых расчалок. Помимо нагрузок, приходившихся на шпангоуты в вертикальной плоскости, расчалки воспринимали боковые усилия, возникавшие от давления газа в газовых баллонах. Всего имелось 17 наполненных водородом газовых баллонов сферической формы, расположенных по одному в каждом из отсеков. Баллоны были изготовлены из однослойной хлопчатобумажной прорезиненной ткани, пропитанной для уменьшения газопроницаемости лаком. Суммарный объем газовых баллонов составлял 11 300 м3. Баллонеты отсутствовали. В каждом из баллонов был автоматический предохранительный газовый клапан диаметром 660 мм. Кроме того, были предусмотрены пять маневровых газовых клапанов тарельчатого типа с пружинным затвором. Через каждый из них можно было выпускать до 5 м3/с водорода. Управление маневровыми клапанами осуществлялось из гондолы посредством тросов, проходивших по алюминиевым трубам, проложенным внутри корпуса, и системы роликов. Для наполнения газом использовалась расположенная в корпусе газораспределительная трубопроводная система с отводами к каждому из 17 баллонов.
Снизу под корпусом на расстоянии 3 м от него и 32 м от каждого из его концов находились две алюминиевые гондолы длиной 7 м, шириной 1,8 м и высотой 1 м, каждая из которых крепилась К каркасу четырьмя штангами и четырьмя подкосами. Гондолы соединялись алюминиевой ферменной балкой, жестко укрепленной под каркасом. В каждой гондоле был установлен четырехцилинд-
79
Таблица 4. Дирижабли Цеппелина (1900—1938 гг.)
Наименование	Обозначение, название	Дата первого полета	Объем,		1	 / Длина, м			Максимальный диаметр,.' м	Число и мощность двигателей, кВт	Полезная нагрузка» кг	Максимальная скорость, км/ч	Потолок, м	Дальность, км
LZ-1		2.V1I 1900 30.X1 1905	11 300	128			11,65	2хЮ,8	—	28,1	—	—
LZ-2		9.X 1906	11 300	128			11,65	2x63	2800	39,6	850	—
LZ-3*	Z T		И 300	128			11,65	2X63	2800	39,6	850	—
LZ-4		20 VI 1908	12 200	136			11,65	2X77	2900	43,9		—
	Z II	26 V 1909	15 000	135			13	2X77	4600	48,6	1000	—
LZ-5		25. VIИ 1909	15 000	136			13	2X77	4650	55,8	1000	—
LZ-6*	D		15000	136			13	2x85	4400	47,9	1000	200
			16 000	144			13	2x85	4370	55,8	1300	200
LZ-7	«Deutschland»	19.V1 1910 30.111 1911 2.Х 1911	19 300	148			14	1ХЮ7 3x88	6800	60,1	1800	1600
LZ-8	-<E-Deutschland»		19 300	148			14	3x88	6500	59,4	1800	1600
LZ-9*	ZII		16550	132			14	ЗхЮ7	4600	78,1	1300	1600
LZ-10	ZII	26. VI 1911 14.11 1912 25. IV 1912 30.VII 1912 7.Х 1912 16.1 1913 14.111 1913 3.V 1913	17 800	140			14	ЗхЮ7	6000	75,6	1400	1600
	«Schwaben»		17 800	140			14	ЗХЮ7	6500	75,6	2450	1600
LZ-11 LZ-12 LZ-13	«Viktoria Luise» Z HI «Hansa»		18 700 17 800 18 700	148 140 148			14 14 14	3x125 ЗхЮ7 3X125	6500 6500 6300	79,9 75,6 79,2	2000 1400 1600	поо 1600 1100
LZ-14	L I		22 465	158			14,86	3x121	9400	76,3	3300	2800
LZ-15	E-Z I		19550	142			14,86	3x125	8200	78,5	1800	2700'
LZ-16	Z IV		19 550	142			14,86	3x125	7600	77,4	1800	2700
LZ-17*	«Sachen»		19 550	140			14,86	3x125	7400	77,4	1800	2700.
LZ-18	«Sachen»	9.IX 1913 6.VI 1913 8.VII 1913	20 870	148			14,86	3x132	7400	75,6	1900	2800-
	L 2		27 000	158			16,60	4X132	1 1100	75,6	2000	2100'
LZ-19	2E-Z I		19 550	140			14,86	3x121	7200	72,0	1800	2700
LZ-20*	Z V		19 55о	140		1	14,86	3X121	7200	73,8	1800	2700
LZ-21	Z V	10.XI 1913	20 870	148	1		14,86	3x132	7600	72,0	1900	2800'
	Z VI		20 870	148	1		14,86	3x132	8800	73,8	1900	1900'
LZ-22	Z VII	8. 1 1914	22 140	156			14,86	3x132	8850	72,0	1900	2000
LZ-23	Z VIII	21.11 1914	22 140	156			14,86 14,86	3x132	8850	72,0	2000	2000'
LZ-24	L 3	11, V 1914	22 470	158				3x147	9200	80,6	2000	2200
LZ-25	Z IX	29.VII 1914	22 470	158			14,86	3x154	9200	80,6	2000	2200'
LZ-26	Z Xll	14.Х 11 1У14	25 000	161,2			16	3x154	1 2200	81,0	2400	ззоо.
LZ-27	L 4	28.VIII 1914	22 470	158'			14,86	Зх 154	9200	80,6	2000	2200
LZ-28	L 5	22.IX 1914	22 470	158			14,86	Зх 154	9200	80,6	2000	2200
LZ-29	Z X	13.Х 1914	22 470	158			14,86	Зх 154	9200	80,6	2000	2200
LZ-30	Z XI	11.XI 1914	22 470	158			14,86	Зх 154	9200	80,6	2000	2200
LZ-31	L 6	3.XI 1914	22 470	158			14,86	3x154	9200	80,6	2000	2200
LZ-32	L 7	20.XI 1914	22 470	158			14,86 14,86	3x154	9200	80,6	2000.	2200
LZ-d3	L 8	17.ХП 1914	22 470	158				Зх 154	9200	80,6	2000	2200
LZ-34	LZ-31	6.1 1915	22 470	158			14’86	3x154	9200	80,6	2000	2200'
LZ-d5	LZ-35	11.1 1у 1о	22 470	158			14,86 16,00 14,86 18,71 16,00	3X154	9200	80,6	2000	2200.'
LZ-3t>	L 9	8.111 1915	24 900	161,4				3x154	11 100	85,0	2300	2800
LZ-37	LZ-37	28.11 1915	22 470	158				Зх 154	9 200	80,6	2000	2200
LZ-3b	LZ-38	3.IV 1915	31 900	163,5				3x154	15 000	90,0	2800.	4300
LZ-39	LZ-39	24.IV 1915	24 900	161,4				3X154	10 000	81,0	2200	2800
LZ-40	L 10	13.V 1915	31 900'	163,5			18,71 18,71 18,71 18,71	4x154	16 200	96,1	2800	4300
LZ-41	L 11	7.VI 1915	31 900	163,5				4x154	16 200	96,1	2800	4300
LZ-42	LZ-72	15.VI 1915	31 900	163,5				4x154	14 000	94,7	2800	4000
LZ-43	L 12	21.VI 1915	31 900	163,5				4х 154	16 200	96,1	2800	4300
LZ-44	LZ-74	8.VII 1915	31 900	163,5			18,71	4X154	16200	96,1	2800	4300
LZ-45	L 13	23.VII 1915	31 900	163,5			18,71	4х 154	16 200	96,1	2800	4300
LZ-46	L 14	9.VIII 1915	31 900	163,5			18,71	4x154	16 200	96,1	2800	4300
LZ-47	Z.Z-77	24.VH1 1915	31 900	163,5			18,71	4х 154	16200	96,1	2800	4300
LZ-48	L-15	9.IX 1915	31 900	163,5			18,71	4X177	16 200	97,2	2800	4300
80
81
Продолжение табл. 4
Наименован не	Обозначение* название	Дата первого полета	Объем, м’	Длнна« м	
LZ-49	LZ-79	2.VIII 1915	31 900	163,5	
LZ-50	L 16	23.1X 1915	31 900	163,5	
LZ-51*	LZ-81	7.X 1915	31 900	163,5	
	LZ-81		35800	178,5	
LZ-52	L 18	3.XI 1915	31 900	163,5	
LZ-53	L 17	20.X 1915	31 900	163,5	
LZ-54	L 19	27.XI 1915	31 900	163,5	
LZ-55*	LZ-85	12.IX 1915	31 900	163,5	
	LZ-85		35 800	178,5	
LZ-56*	LZ-86	10.X 1915	31 900	163,5	
	LZ-86		35 800	178,5	
LZ-57*	LZ-87	6.XII 1915	31 900	163,5	
	LZ-87		35 800	178,5	
LZ-58*	LZ-88	14.X1 1915	31 900	163,5	
	L-25		35800	178,5	
LZ-59	L-20	21.XII 1915	35800	178,5	
LZ-60*	LZ-90	1.1 1916	31 900	163,5	
	LZ-90		35800	178,5	
LZ-61	L 21	10.1 1916	35 800	178,5	
LZ-62	L 30	28.V 1916	55 200	198	
LZ-63*	LZ-93	23.11 1916	31 900	163,5	
	LZ-93		35800	178,5	
LZ -64	L 22	2.Ill 1916	35 800	178,5	
LZ-65	LZ-95	31.1 1916	35800	178,5	
Lz-66	L 23	8.IV 1916	35800	178,5	
LZ-67	LZ-97	4.IV 1916	35 800	178,5	
LZ-68	LZ-98	28.IV 1916	35800	178,5	
LZ-бУ	L 24	20.V 1916	35 800	178,5	
LZ-71	LZ-101	29.VI 1916	35 800	178,5	
LZ-72	L 31	12.VII 1916	55 200	198,0	
LZ-73	LZ-103	8.VHI 1916	35 800	178,5	
LZ-74	L 32	4.VIII 1916	55200	195,5	
LZ-/5	L37	9.XI 1916	55 200	196,5	
LZ-76	L 33	30.VIH 1916	55 200	196,5	
LZ-77	LZ, 107	16.X 1916	35 800	178,5	
LZ-78	L 34	22.IX 1916	55 200	196,5	
LZ-79	L 41	15.1 1917	55 200	196*5	
LZ-80	L 35	20.X 1916	55200	196,5	
LZ-81	LZ-111	20.XII 1916	35 800	178'5	
LZ-J52	L 36	l.XI 1916	55 200	196,5	
LZ-ЙЗ	LZ-113	22.11 1917	55 200	196,'5	
LZ-b4	L 38	22.XI 1916	55 200	19C>'5	
LZ-65	L 45	12.1V 1917	55200	196,5	
LZ-86	L 39	11.XII 1916	55 200	196,5	
LZ-87	L 47	11.V 1917	55 200	196,5	
LZ-88	L 40	3.1 1917	55 200	196,5	
LZ-ЬУ	L 50	9.VI 1917	55200	196,5	
LZ-90	LZ-120	31.1 1917	55 200	196,5	
LZ-91	L 42	22.11 1917	55 500	196,5	
LZ-92	L 43	6. Ill 1917	55 500	196,5	
LZ-93	L 44	l.IV 1917	55 800	196,5	
LZ-94	L 46	24.IV 1917	55 800	196,5	
LZ-95	L 48	22.V 1917	55 800	196,5	
LZ-96	i	L 49	13.V1 1917	55 800	196,5	
	Максимальный диаметр, м	Число н мощность двигателей. кВт	Полезная нагрузка, кг	Максимальная скорость, км/ч	Потолок» м	Дальность, Км
-	18 71	4X177	16 200	97,2	2800	4300
	18 71	4X177	16 200	97,2	2800	4300
	18,71	4X177	16 200	97,2	2800	4300
	18'71	4X177	17 900	95,4	3200	4900
	18'71	4X177	16200	97,2	2800	4300
	18,71	4X177	16 200	97,2	2800	4300
	18'71	4X177	16 200	97,2	2800	4300
	18'71	4X177	16 200	97,2	2800	4300
	18'71	4X177	17 900	95,4	3200	4900
	18'71	4X177	16 200	97,2	2800	4300
	18 JI	4X177	17 900	95,4	3200	4900
	18'71	4X177	16 200	97,2	2800	4300
	18,71	4X177	1 790	95,4	3200	4900
	18'71	4X177	16 200	97,2	2800	4300
	18,71	4X177	17 900	95,4	3200	4900
	18,71	4X177	17 900	95,4	3200	4900
	18,71	4X177	16 200	97,2	2800	4300
	1871	4X177	17 900	95,4	3200	4900
	18J1	4X177	17 600	95,4	3200	4900
	23J3	6X177	32500	103,3	3900	7400
	18,71	4X177	16 200	97,2	2800	4300
	18,71	4X177	17 900	95,4	3200	4900
	18'71	4X177	17 600	95,4	3200	4900
	18 JI	4x 177	17 600	95,4	3200	4900
	18 JI	4X177	17 600	95,4	3200	4900
	18,71	4X177	18 200	95,4	4200	4900
	18,71	4X177	18 400	95,4	3200	4900
	18J1	4X177	18 400	95,4	3200	4900
	18jl	4X I77	18 400	95,4	3200	4900
	23,93	6X177	32 500	103,3	4100	7400
	18J1	4x177	18 400	95,4	3200	4900
	23,93	6X177	32500	103,3	4100	7400
	23,93	6X177	32 500	юз,з	4100	7400
	23,93	6X177	32 400	юз,з	4100	7400 .
	18,71	4X177	18 500	95,4	3200	4900
	23,93	6X177	32 500	103,3	4100	7400
	23,93	6X177	32 500	103,3	4100	7400
	23,93	6X177	32 500	юз,з	4100	7400
	18,71	4X177	18 400	95,4	3200	4900
	23,93	6X177	32 500	103,3	4100	7400
	23,93	6X177	32500	103,3	4100	7400
	23,93	6X177	32 500	103,3	4100	7400
	23,93	6X177	32500	103,3	4100	7400
	23,93	6X177	32 500	103,3	4100	7400
	23,93	6X177	32 500	103,3	4100	7400
	23,93	6X177	32 500	103,3	4100	7400
	23,93	6X177	32 500	103,3	4100	7400
	23,93	6X177	32 500	103,3	4100	7400
	23,93	5x177	36400	99,7	5000	10400
	23,93	5x177	36 400	99,7	5000	10400
T	23,93	5x177	37 800	104,0	5200	11500
	23,93	5X177	37 800	104,0	5200	11500
	23,93	5X177	39 000	107,6	5300	12200
	23,93	5x177	39 000	107,6	5300	12200
82
83
Наименование	Обозначение, название	Дата первого полета	Объем, м8	Длина, м
LZ-97	L 51	6. VII 1917	55 800	196,5
LZ-98	L 52	14.VII 1917	55 800	196,5
LZ-99	L 54	13. VIII 1917	55 800	196,5
LZ-100	L 53	8.VIII 1917	56 000	196,5
LZ-101	L 55	l.IX 1917	56000	196,5
LZ-102	L 57	26.IX 1917	68 500	226,5
LZ-103	L 56	24.IX 1917	56 000	196,5
LZ-J04	L 59	10.X 1917	68 500	226,5
LZ-105	L 58	29.X 1917	56000	196,5
LZ-106	L 61	12.XII 1917	56000	196,5
-LZ-107	L 62	19.1 1918	56 000	196,5
'LZ-1O8	L 60	18.XII 1917	56 000	196,5
'LZ-109	L 64	11.Ill 1918	56000	196,5
LZ-110	L 63	4.Ill 1918	56000	196,5
LZ-111	L 65	17.IV 1918	56 200	196,5
LZ-112	L 70	l.VII 1918	62 200	211,5
LZ-113	L 71	29.VII 1918	62 200	211,5
’LZ-H4	L 72	9.VII 1920	62 000	211,5
LZ-120*	D I «Bodensee»	20. VIII 1919	20500	120,8
	D I «Bodensee»		22 500	130,8
'LZ-121	D II «Nordstern»	8.VI 1921	22 000	130,8
LZ-126	ZR 3	1924	70000	200,0
LZ-127	«Graf Zeppelin»	18.IX 1928	105 000	236,6
LZ-129	«Hindenburg»	5.Ill 1936	200 000	247,8
LZ-130	«Graf Zeppelin»	14. IX 1938	200 000	247,3
’Дирижабли перестраивались с увеличением объема.
ровый двигатель Даймлера мощностью 10,8 кВт. Двигатели приводили в движение четыре алюминиевых воздушных винта, распо-.ложенные по два с каждой стороны корпуса, несколько ниже его продольной оси. Такое расположение винтов позволяло иметь незначительный момент, создаваемый их силой тяги в вертикальной плоскости, что положительно сказывалось на устойчивости дирижабля. Передние винты были четырехлопастными и имели диаметр 1,15 м, диаметр задних, трехлопастных составлял 1,25 м. Частота вращения винтов находилась в пределах 900—1100 об/мин. Для управления дирижаблем использовались два руля направления, установленные под корпусом в носовой и кормовой его частях. В кормовой части также находился один руль высоты площадью 9 м2. Управление всеми рулями направления производилось одновременно. Кроме того, для изменения дифферента дирижабля использовался подвижный сигарообразный свинцовый груз массой 100 кг, который посредством тросовой системы можно было передвигать на 7 м в обе стороны от среднего сечения корпуса. Управление дирижаблем осуществлялось из передней гондолы. На борт можно было брать около 1200 кг водяного балласта, который располагался в емкостях объемом 0,04—0,2 м3. По проекту посадка
84
Продолжение табл. 4
	Максимальный диаметр, м	Число и мощность двигателей, кВт	Полезная нагрузка, кг	Максимальная скорость, км/ч	Потолок, м	Дальность, км
	23,93	5X177	39 000	107,6	5300	12 200
	23,93	5x177	39 000	107,6	5300	12 200
	23,93	5x177	39 000	107,6	5300	12 200
	23,93	5x177	40000	108,7	5400	13 500
	23,93	5X177	40 000	108,7	5400	13 500
	23,93	5x177	52 100	103,0	8200	16 000
	23,93	5x177	40000	108.7	5400	13 500
	23,93	5x177	52 100	103,0	6600	16 000
	23,93	5x191	40000	114,5	5400	13 500
	23,93	5X191	40 000	114,5	5400	13 500
	23,93	5x191	40000	114,5	5400	13 500
	23,93	5x191	40 000	114,5	5400	13 500
	23,93	5x191	40 000	114,5	5400	13 500
	23,93	5X191	40 000	114,5	5400	13 500
	23,93	5x191	40 000	114,5	5400	13 500
	23,93	7X191	43 500	131,4	7000	12 000
	23,93	6X191	44 500	131,0	6200	12 000
	23,93	6X191	44 500	131,0	.	6200	12 000
	18,71	4X191	10 000	132,5	1900	2 000
	18,71	4X191	11500	127,4	2000	2 200
	18,71	4X191	11 500	127,4	2000	2 200
	27,64	5x294	40 000	122,4			8 400
	30,5	5x390	65 000	128,0		—
	41,2	4X809	120 000	135,0			15 000
	41,2	4X809	120 000	135,0	—	15 000
должна была производиться на воду. Дирижабль затягивался на понтонный плот и затем вводился в эллинг. Дирижабль LZ-1 выполнил три достаточно удачных полета, в которых была достигнута скорость 28,1 км/ч. Отмечалась эффективная работа руля высоты.
В 1905 г. был построен дирижабль LZ-2. Его конструкция практически не отличалась от конструкции LZ-1. Отсеков было 16. Несколько видоизменилась система тросовых расчалок шпангоутов. От каждого угла шпангоута расчалки шли только к трем противолежащим углам. (Впоследствии на более крупных дирижаблях типа LZ каждый из углов шпангоутов соединялся со всеми другими углами, за исключением четырех ближайших.) Вместо материала, использованного на LZ-1 и имевшего большую газопроницаемость, для газовых баллонов применили материал, состоявший из двух слоев хлопчатобумажной ткани, между которыми имелся слой резины. Два двигателя мощностью по 63 кВт каждый приводили в движение четыре трехлопастных воздушных винта.
9 октября 1906 г. совершил первый полет дирижабль LZ-31.
1 Впоследствии дирижабль быд перестроен и получил обозначение Z-1.
85
Рис. 48. Дирижабль LZ-4, 1908 г., Германия.
Поперечное сечение его корпуса имело форму правильного 16-угольника. В кормовой части имелись четыре горизонтальных стабилизатора, по два с обеих сторон корпуса, длиной 13 м, и площадью около 30 м2 каждый. Они представляли собой алюминиевый каркас, обтянутый полотном. Между стабилизаторами были установлены рули направления, по три с каждой стороны корпуса. Площадь поверхности одного руля составляла 4 м2. Управление рулями осуществлялось посредством зубчатых сегментов, укрепленных на их внутренней стороне. Эти сегменты входили в зацепление с шестернями, привод которых осуществлялся с помощью проводки, шедшей из передней гондолы. Управлять рулями можно было независимо. Конструкция рулей была аналогична конструкции стабилизаторов. Для управления дирижаблем в вертикальной плоскости вместо подвижного груза были предусмотрены четыре руля высоты, установленные внизу, по обеим сторонам корпуса, в его носовой и кормовой частях. Каждый руль состоял из четырех параллельных плоскостей общей площадью 22 м2. Передними и задними рулями можно было управлять независимо.
Два двигателя мощностью 63 кВт каждый были установлены в двух гондолах, подвешенных на рессорах под корпусом на расстоянии 2 м от него. Двигатели приводили в движение четыре трехлопастных винта диаметром 3 м. Гондолы соединялись трапом, проходившим внутри фермы треугольного поперечного сечения, жестко скрепленной с каркасом. Между гондолами имелось устройство в виде рельсов, по которым, управляя из гондолы, с помощью металлических тросов можно было передвигать тележку с грузом.
86
Рис. 49. Дирижабль LZ-10, 1911 г., Германия.
Однако этот подвижный груз служил не для управления дирижаблем в вертикальной плоскости, а лишь для его уравновешивания.
В полетах была достигнута максимальная скорость около 40 км/ч. Полезная нагрузка составляла 2800 кг. Были продемонстрированы хорошая устойчивость дирижабля и эффективная работа рулей высоты. Эффективность рулей направления оказалась недостаточной.
20 июня 1908 г. состоялся первый полет еще одного жесткого дирижабля конструкции Цеппелина — LZ-4. Газовый объем его составлял 15 000 м3, длина — 136 м, максимальный диаметр — 13 м. Кроме двух рулей направления, установленных между кормовыми горизонтальными стабилизаторами (рис. 48), непосредственно в кормовой части корпуса был расположен третий руль направления. Рули высоты остались такими же, как на LZ-3. В средней части коридора, соединявшего гондолы, находилось помещение для пассажиров. В центральной части корпуса имелась шахта, по которой можно было подняться на оболочку дирижабля.
Два двигателя мощностью 77 кВт каждый были установлены в двух гондолах. Дирижабль развивал скорость 48,6 км/ч. Полезная нагрузка составляла 4600 кг.
На LZ-5 (1909 г.) в кормовой части корпуса был установлен верхний вертикальный стабилизатор.
В конструкции десятого по счету цеппелина 1 — LZ-10 (рис. 49), первый полет которого состоялся 26 июня 1911 г., имелись существенные отличия от ранее построенных дирижаблей. Газовый объем баллонов составлял 17 800 м3, длина корпуса — 140 м, максимальный
1 Немецкие жесткие дирижабли с металлическим каркасом по имени их конструктора стали называть цеппелинами.
87
диаметр — 14 м. В конструкции каркаса широко использовался электрон. Принципиальным изменениям подверглись органы устойчивости и управления. Рули высоты были убраны из-под корпуса. В корме установили крестообразно два вертикальных и два горизонтальных стабилизатора. Непосредственно за ними была расположена коробка рулей, состоявшая из двух рулей высоты бипланного типа и двух двойных рулей направления, расположенных симметрично относительно корпуса. Кроме того, имелись еще четыре дополнительные наклонные стабилизирующие поверхности треугольной формы в плане, представлявшие собой плотную ткань, закрепленную одной стороной на продольной балке каркаса, а другой — на упорном кронштейне установки воздушного винта. Отказ от рулей высоты в носовой части и их перенос в корму дирижабля повысили эффективность рулей и позволили уменьшить лобовое сопротивление дирижабля.
Под корпусом находились три гондолы: носовая и кормовая были подвешены, как в предыдущих дирижаблях, а средняя, пассажирская, являлась составной частью продольной килевой фермы. В отличие от первых цеппелинов, где килевая ферма прерывалась в местах подвески гондолы, в LZ-10 она проходила под корпусом вдоль всей его длины. Под носовой и кормовой гондолами были установлены пневматические амортизаторы. Пассажирская гондола, рассчитанная на 24 пассажира, была несколько выше и шире килевой фермы. Силовая установка состояла из трех двигателей мощностью 107 кВт каждый, приводивших в движение четыре воздушных винта. Два передних были двухлопастные, два задних — четырехлопастные. Двигатели находились в гондолах — один в носовой, два в кормовой. Дирижабль имел полезную нагрузку 6500 кг и развивал скорость 75,6 км/ч.
Продольная килевая ферма являлась важным элементом в конструкции цеппелинов. Помимо того что она служила коридором для прохода между гондолами, в ней размещались оборудование и грузы. Поскольку ферма жестко соединялась со шпангоутами, она передавала на шпангоуты приходившие на нее нагрузки и способствовала повышению прочности каркаса и его жесткости в продольном направлении. В первых цеппелинах килевая ферма располагалась вне шпангоутов, что было обусловлено стремлением исключить возможность попадания легковоспламеняемого водорода в опасные в пожарном отношении зоны. Усовершенствование конструкции мотогондол и системы отвода выхлопных газов позволило переместить килевую ферму внутрь шпангоутов. Первым дирижаблем, на котором это было сделано, стал построенный в 1913 г. LZ-18(L-2)1. После LZ-18 было выпущено лишь несколько дири-
1 Цеппелины имели три обозначения: LZ — марка верфи, Z — при передаче дирижабля в армию и L — при поступлении дирижабля во флот. Если же армейский цеппелин передавался во флот, то он тоже получал обозначение LZ. Так, дирижабль LZ-81 (по верфи) поступил сначала в армию, а оттуда во флот, где получил обозначение LZ-111. Дирижабль же LZ-111 (по верфи), сразу поступивший во флот, получил там обозначение L-65.
88
Рис. 50 Дирижабль LZ-38, 1915 г., Германия.
жаблей с расположенной вне шпангоутов килевой фермой. Устройство килевой фермы внутри каркаса позволяло снизить лобовое сопротивление дирижабля. Кроме того, в этом случае уменьшалась общая высота дирижабля.
По мере развития конструкции цеппелинов эффективность аэродинамических рулей повышали сначала путем увеличения их площади, а затем посредством установки их в месте, наиболее удачном с точки зрения обтекания рулей воздушным потоком. Вслед за коробчатыми рулями, которые располагали за стабилизаторами, появились рули, являвшиеся непосредственным продолжением самих стабилизаторов (рис. 50). Впервые такие рули были установлены на LZ-25 (1914 г.).
Начиная с LZ-26, в каркасах цеппелинов кроме главных шпангоутов начали применять вспомогательные, промежуточные шпангоуты. Это позволило размещать главные шпангоуты, имевшие существенно большую массу, чем вспомогательные, на значительном расстоянии друг от друга. На дирижабле LZ-100 (1917 г.) расстояние между главными шпангоутами было увеличено до 15 м, при этом между ними через каждые 5 м устанавливались промежуточные шпангоуты. Введение вспомогательных шпангоутов позволило значительно снизить массу каркаса при сохранении достаточной его прочности.
На первых цеппелинах газовые баллоны изготавливались из материалов, представлявших собой различные варианты пропитанной резиной хлопчатобумажной ткани. Все эти материалы имели слишком высокую газопроницаемость. Поэтому для изготовления газовых баллонов начали использовать семислойный бодрюш, выделываемый из слепой кишки крупного рогатого скота. Впоследствии стали применять бодрюшированную ткань — несколько слоев бодрюша наклеивали на матерчатую подкладку и пропитывали все лаком. Матерчатой подкладкой служил вначале шелк, затем перешли на хлопчатобумажную ткань.
89
Рис. 51. Дирижабль LZ-120, 1919 г., Германия.
Для организованного отвода газа, сбрасываемого из газовых баллонов через предохранительные клапаны, использовались различного рода вытяжные шахты. На дирижабле LZ-22 (1914 г.) газ отводился в наиболее высоко расположенные точки пространства между газовыми баллонами и наружной оболочкой. На более поздних дирижаблях клапаны соседних газовых баллонов стали, устанавливать в противолежащих стенках баллонов. Газ поступал из клапанов в специально устроенную между баллонами вытяжную шахту и сбрасывался за борт через расположенные в верхней части корпуса выпускные отверстия, защищенные колпаками от атмосферных осадков.
Наружная обтяжка первых цеппелинов изготавливалась из поперечных полотнищ шириной, равной длине соответствующего отсека. Впоследствии с целью уменьшения протяженности поперечных швов, что позволяло снизить лобовое сопротивление дирижабля, стали использовать продольные полотнища, перекрывающие сразу несколько отсеков.
Первые дирижабли типа LZ не имели отдельной гондолы управления. На них управление осуществлялось из носовой гондолы. На LZ-18 впереди носовой гондолы была установлена отдельная гондола управления. На более поздних военных дирижаблях гондолу управления присоединяли спереди к носовой мотогондоле. Вся передняя часть гондолы управления делалась остекленной. В пассажирских дирижаблях имелась единая гондола, непосредственно примыкавшая к корпусу (рис. 51). В передней части этой гондолы находилась рубка управления, а за ней — пассажирские помещения.
Двигатели на всех цеппелинах устанавливались не в одном месте, а разносились вдоль корпуса. На двухдвигательных дирижаблях их располагали по одному в носовой и кормовой гондолах, на трехдвигательных в кормовой гондоле находилось два двигателя, в носовой — один. На дирижаблях с числом двигателей четыре и более их, как правило, располагали следующим образом: в кормовой гондоле два двигателя, остальные находились каждый
90
Рис. 52. Дирижабль LZ-127, 1928 г., Германия.
в своей мотогондоле. Такая компоновка позволяла более равномерно распределить массу силовой установки вдоль корпуса и повышала надежность силовой установки в целом.
Развитие конструкции цеппелинов сопровождалось возрастанием их размеров. Если LZ-1 имел газовый объем 11 300 м3, то LZ-7 (1910 г.) - 19 300 м3, LZ-38 (1915 г.) -31 900 м3, LZ-62 (1916 г.) — 55 200 м3, LZ-102 (1917 г.) -68 500 м3. В 1924 г. для США был построен дирижабль LZ-1261 объемом 70 000 м3, длиной 200 м и максимальным диаметром 27,64 м. Он развивал максимальную скорость 122,4 км/ч и с полезной нагрузкой 40 т имел дальность 8400 км. LZ-126 был предназначен для пассажирских перевозок.
В 1928 г. был построен 117-й по счету цеппелин LZ-127 (рис. 52), получивший еще название «Graf Zeppelin»1 2. Это был самый совершенный в техническом отношении жесткий дирижабль, ставший классическим типом дирижабля жесткой системы.
Правильность и надежность реализованных в конструкции LZ-127 технических решений была впоследствии подтверждена успешным многолетним опытом его эксплуатации в различных районах земного шара.
Объем дирижабля составлял 105 000 м3, длина — 236,6 м, максимальный диаметр — 30,5 м. Каркас имел типовую для цеппелинов конструкцию и представлял собой пространственное сооружение, состоявшее из ряда шпангоутов и стрингеров, связанных узлами в точках их пересечения, и развитой системы тросовых расчалок. Элементы каркаса соединялись в основном клепкой. Шестнадцать главных шпангоутов были установлены с интервалом 15 м. Между соседними главными шпангоутами с шагом около 5 м располагались вспомогательные шпангоуты. Главные шпангоуты были
1 В США дирижабль был переименован в ZR-3, затем его назвали «Los Angeles».
2 Всего на цеппелиновых верфях было построено 119 дирижаблей жесткой системы.
91
подкреплены в своей плоскости радиальными и хордовыми тросовыми расчалками, вспомогательные расчалок не имели. Все шпангоуты имели форму правильного 28-утольника. Стрингеры, соединявшие шпангоуты в продольном направлении и сходившиеся в носовой и кормовой точках корпуса, также делились па главные и вспомогательные. Фермы шпангоутов и стрингеров имели треугольное поперечное сечение и изготавливались из цельнонатянутого дуралюмина, имевшего прочностные характеристики на 20 % выше, чем материал, применявшийся в каркасах предшествовавших дирижаблей типа LZ. Клетки, образованные пересечением шпангоутов и стрингеров, подкреплялись по обеим диагоналям главными стальными тросовыми расчалками. Кроме того, в этих клетках имелись вспомогательные расчалки, параллельные главным, так что весь жесткий каркас был покрыт сетью тросовых расчалок, образующей ромбы со стороной около 0,5 м. С внутренней стороны каркас обтягивался сеткой из шнура рами, служившей для предотвращения трения газовых баллонов о металлические элементы конструкции.
Одним из основных отличий LZ-127 от прежних цеппелинов было наличие кроме типового нижнего коридора (килевой фермы), второго (верхнего) коридора, также шедшего от носа до кормы дирижабля. Верхний коридор был расположен несколько ниже продольной оси корпуса. Нижний коридор, как и в прежних дирижаблях, был предназначен для восприятия массовых нагрузок гондол и установленного внутри коридора оборудования и передачи их на главные шпангоуты, а также для устройства прохода вдоль всего дирижабля. Верхний коридор подвешивался на расчалках главных шпангоутов. Он воспринимал продольные усилия от расчалок главных шпангоутов, возникавшие при давлении на расчалки газовых баллонов, а также служил для размещения коллектора газопровода. Кроме того, верхний коридор использовался для контроля состояния и обслуживания предохранительных клапанов газовых баллонов. По обеим сторонам нижнего коридора располагались помещения для экипажа (восемь двухместных кают, кают-компания, умывальные комнаты). Здесь же были установлены баки с жидким' топливом, масляные баки, балластные емкости, топливопроводы, балластный коллектор, размещались различные грузы.
Вторым принципиально новым отличием LZ-127 от других цеппелинов было использование для работы двигателей наряду с жидким газообразного горючего. Газообразным топливом служил блау-газ, имевший плотность, близкую к плотности воздуха. Это избавляло от необходимости затяжелять дирижабль по мере выработки топлива (затяжеление дирижаблей осуществлялось путем выпуска части несущего газа). Блау-газ имел следующий состав: 26 °/о пропилена, 25 % метана, 16 % этана, 13 % этилена, 13 % бутилена, 5 % водорода и 2 % прочих газов. Его теплотворная способность составляла 66 200 кДж/м3. Учитывая, что 1 м3 водорода поднимал количество бензина, эквивалентное 45 250 кДж, видно, что переход на блау-газ позволял получать на каждый кубический метр объема оболочки, приходившейся на запас топлива,
92
20 950 кДж. Это давало возможность увеличить грузоподъемность-дирижабля при сохранении дальности. Кроме того, использование блау-газа давало экономию водорода и позволяло более равномерно, чем в случае установки тяжелых баков с бензином, нагружать каркас. Переход на газообразное топливо обусловил также изменение компоновки корпуса. Главные шпангоуты делили корпус дирижабля на 17 отсеков, в которых находились газовые баллоны. В отсеках со второго по тринадцатый включительно газовые баллоны занимали верхнюю часть их объема (приблизительно 2/3 высоты отсека) до горизонтальной плоскости, проведенной через верхний коридор. В нижней части этих 12 отсеков находились баллоны с блау-газом. Баллоны для блау-газа так же, как и газовые баллоны, были изготовлены из бодрюшированной ткани. Общий объем водородных баллонов составлял 75 000 м3, баллонов с блаугазом— 30 000 м3. Газовые баллоны крепились к коньковому стрингеру каркаса. Во всех баллонах в их нижней части были установлены автоматические предохранительные газовые клапаны. Выпускавшийся через них газ попадал в вытяжные шахты, представлявшие собой проволочный остов, скрепленный сетью из шнуров и обтянутый тканью. В верхней части корпуса шахты заканчивались вытяжными приспособлениями, обеспечивавшими тягу, достаточную для удаления водорода из шахт. Вдоль конькового стрингера были установлены маневровые газовые клапаны,, которыми управляли из гондолы.
Наружная оболочка состояла из отдельных продольных полотнищ, изготовленных из перкаля. Полотнища пришнуровывались к каркасу через люверсы, установленные по их краям. Стыки полотнищ заклеивались лентами. Материя оболочки была покрыта несколькими слоями целонового лака с примесью алюминиевого-порошка. Лак хорошо стягивал оболочку, и она плотно прилегала к каркасу. Этим достигалось снижение сопротивления корпуса. Алюминиевый порошок, отражая солнечные лучи, обеспечивал защиту расположенных внутри газовых баллонов от разрушающего действия ультрафиолетового излучения.
Оперение дирижабля состояло из расположенных в кормовой части свободнонесущих горизонтальных и вертикальных стабилизаторов, к которым шарнирно были подвешены соответственно рули высоты и направления. Стабилизаторы и рули состояли из ряда изготовленных из дуралюмина лонжеронов и нервюр, обтянутых снаружи хлопчатобумажной тканью, и имели в поперечном сечении форму аэродинамического профиля. С целью восприятия аэродинамических нагрузок от хвостового оперения кормовой отсек корпуса был усилен крестообразными фермами, расположенными/ в плоскости главных шпангоутов таким образом, что лонжероны стабилизаторов являлись непосредственным продолжением этих ферм.
Снизу, непосредственно к корпусу дирижабля, в передней его части жестко крепилась передняя гондола, длина которой составляла 40 м, ширина — 6 м и максимальная высота — 2,25 м, Гондо
93
ла имела обтекаемую форму и представляла собой жесткий алюминиевый каркас, обтянутый тканью. В кормовой части гондола частично уходила внутрь корпуса, что было сделано с целью уменьшения лобового сопротивления дирижабля. В передней части гондолы находилась рубка управления, за ней — служебные и далее — пассажирские помещения. Под рубкой управления был установлен обтекаемый амортизатор, представлявший собой переплетение эластичных труб, укрепленных одним концом на днище гондолы и обтянутых снаружи толстой хлопчатобумажной тканью.
В носовой части корпуса, где имелось специальное усиление,, было установлено причальное устройство. Кроме того, под рубкой управления находился узел швартовки к короткой гондольной причальной мачте. В носовой и кормовой частях корпуса крепи-* лись швартовые канаты и канаты для удержания дирижабля наземной командой. Имелась также система поясных канатов, расположенных вдоль корпуса.
Управление дирижаблем осуществлялось посредством двух систем — статического и динамического управления. В систему статического управления входили балластная подсистема и подсистема выпуска несущего газа. Балластная подсистема содержала балластные емкости и балластный коллектор, причем балластные емкости были двух типов — посадочные и расходные. Посадочные емкости располагались в носовой и кормовой частях корпуса, а расходные были равномерно распределены вдоль нижнего коридора. Для сброса балласта открывались клапаны расходных емкостей или) •опускались рукава посадочных емкостей. Газ выпускался через маневровые клапаны. Управление всеми клапанами и рукавами •осуществлялось посредством тросовых тяг из рубки управления.
Динамическое управление производилось с помощью расположенных в рубке управления штурвалов и идущих от них к рулям тросовых тяг. Штурвал рулей направления был расположен в носовой части рубки управления, а штурвал рулей высоты — по ее левому борту. Имелось устройство, позволявшее отклонять рулевые поверхности как одновременно, так и независимо друг от друга. На случай отказа проводки управления из гондолы в нижнем вертикальном стабилизаторе была предусмотрена аварийная система штурвального управления рулями. Пройти в нижний вертикальный •стабилизатор можно было из нижнего коридора по специальной лестнице.
Силовая установка состояла из пяти 12-цилиндровых двигателей мощностью 390 кВт каждый, оборудованных механизмом реверса и приводивших в движение пять двухлопастных толкающих воздушных винтов. Двигатели были установлены в пяти моторных гондолах (четырех боковых и кормовой), подвешенных к корпусу посредством подкосов, стоек и расчалок. Винты были деревянные, причем кормовой винт вращался по часовой стрелке, остальные — против. Корпуса моторных гондол имели обтекаемую форму, в них были предусмотрены достаточно просторные отсеки, позволявшие обслуживать двигатели, а при необходимости и ремонтировать их в по
94
лете. Проход в мотогондолы осуществлялся из нижнего коридора через специальные люки, снабженные складными лестницами. Под кормовой мотогондолой имелся амортизатор такого же типа, как под рубкой управления, но меньшего размера.
Двигатели, как правило, работали на блау-газе, суммарное потребление которого составляло 250 м3/ч. Посредством распределительных клапанов установленных в трубопроводе газовой топливной системы, обеспечивалось питание двигателей от определенной для каждого из них группы баллонов с блау-газом. На случай отказа газовой топливной системы можно было перейти на питание двигателей бензином. Для этого была предусмотрена жидкостная топливная система. Объем одного бензобака составлял 0,42 м3. Максимальный запас бензина достигал почти 10 000 кг. Вблизи мотогондол, в верхней части нижнего коридора, были расположены расходные топливные баки. Из них бензин подавался к двигателям самотеком. Расходные баки пополнялись из расположенных ниже основных баков через установленный в бензопроводе насос, который приводился в движение ветрянкой. Для переключения питания с газа на бензин следовало закрыть перекрывной газовый клапан и открыть кран жидкостной системы. Это переключение можно было производить без остановки двигателя.
В 1936 г. был построен крупнейший цеппелин LZ-129 объемом 200 000 м3, который получил название «Hindenburg». В 1938 г. был построен такого же размера дирижабль LZ-130.
Таблица 5. Дирижабли фирмы «Шютте—Лаиц» (1911—1918 гг.)
Нанмено-вованне	Год постройки	Объем, м3	длина, м	Максимальный диаметр, м	Мощность двигателей, кВт	Полезная нагрузка, кг	Максимальная скорость, км/ч
SL-1	1911	19500	131	18,4	368	4 500	70,9
SL-2	1914	25000	155	18,2	530	10 435	88,2
SL-3	1915	32410	153,1	19,75	618	13 200	84,6
SL-4	1915	32410	153,1	19,75	618	13 955	85
SL-5	1915	32410	153,1	19,75	618	14 260	83,2
SL-6	1915	35130	162,9	19,75	618	15 800	92,9
SL-7	1915	35130	162,9	19,75	618	15 560	90
SL-8	1916	35130	174	20,1	706	18 680	92,9
SL-9	1916	35130	174	20,1	706	19 820	92,9
SL-10	1916	38780	174	20,1	706	21 000	90
SL-11	1916	38780	174	20,1	706	21 000	91,8
SL-12	1916	38780	174	20,1	706	20 800	86,7
SL-13	1916	38780	174	20,1	706	20 000	90
SL-14	1916	38780	174	20,1	706	20 500	90
SL-15	1916	38780	174	20,1	706	20500	90
SL-16	1917	38780	174	20,1	706	20 500	90
SL-17	1917	38780	174	20,1	706	20 500	90
SL-18	1917	38780	174	20,1	706	20 500	90
SL-19	1917	38780	174	20,1	706	20 500	90
SL-20	1917	56000	198,3	22,92	883	35 300	Ю2,6
SL-21	1917	56000	198,3	22,92	883	35 400	102,6
SL-22	1918	56000	198,3	22,92	883	30 400	102,6
85
В 1911 —1918 гг. в Германии дирижабли жесткой системы строила также фирма «Шютте — Ланц». Этот тип дирижаблей получил ^обозначение SL. Всего было построено 22 дирижабля, самый крупный из них имел объем 56 000 м3. По своей схеме они были близки к дирижаблям типа LZ. Основным отличием дирижаблей типа SL было то, что первоначально их жесткий каркас изготавливался из дерева. Впоследствии фирма начала строить дирижабли с дюралюминиевым каркасом, но в отличие от цеппелинов, фермы которых изготавливались из фасонных профилей, каркас дирижаблей типа SL выполнялся из труб.
Характеристики дирижаблей типа SL приведены в табл. 5.
3.	Дирижабли Англии и США
Первый английский жесткий дирижабль «Mayfly» был построен в 1911 г. Характеристики английских жестких дирижаблей приведены в табл. 6. В 1916 г. выполнили первые полеты дирижабли R-9 объемом 25 250 м3 и R-23 (26 600 м3). Все эти дирижабли имели •алюминиевый каркас и строились по типу цеппелинов того времени. Однако по своим характеристикам они существенно уступали соответствующим цеппелинам. В 1918 г. появились дирижабли R-31 и R-32 с деревянным каркасом типа SL. Ряд дирижаблей •был построен по типу сбитого в Англии немецкого морского цеппелина L-33. Из них наибольшую известность получили R-33 и R-34. В 1921 г. по заказу военно-морского флота США в Англии был построен дирижабль R-38 объемом 77 600 м3.
Наибольший интерес с точки зрения использованных в конструкции технических решений представляют построенные в 1929 г. в
Таблица 6. Жесткие дирижабли Англии (1911—1929 гг.)
Наименование	Год постройки	Объем, м3	Длина, м	Максимальный диаметр, м	Мощность двигателей, кВт	Полезная нагрузка, кг	МаксимадЬ* ная скорость, км/ч
«Mayfly»	1911	18 760	156	14,6	265			
R-9	1916	25 250	158,5	16,15	441	5400	68,5
R-23	1916	26 600	163	16,15	736	5950	83,6
R-27	1918	28 000	164,2	16,15	736	8350	88,5
R 29	1917	28 000	164,2	16,15	736	8350	88,5
R-30	1920	35 000	162	21,5	736	—	101
R-31	1918	43 800	187,3	19,95	1103	16 300	109,2
R-32	1918	43 950	187	19,9	919	16 300	101,3
R-33	1919	55 5оО	196	24	919	27000	96,5
R-34	1919	55300	194	24	919	26 900	96,3
R-36	1920	60 000	212	24	1118	32 800	104,5
R-37	1921	59 500	205	24	1155	32 450	96,5
R-38	1921	77 600	212	26	1545	46000	106
R-80	1920	35 400	163	21,35	677	16 700	96,5
R-100	1929	140000	216,5	40,6	2910	59 200	132
R-101	1929	141 600	219,5	40	2575	49 925	113
Рис. 53. Жесткий дирижабль R-101. 1929 г., Англия.
Англии крупнейшие жесткие дирижабли R-101 и R-100. Эти дирижабли предназначались для пассажирских и грузовых перевозок на линиях Англия — Канада и Англия — Египет — Индия. Дирижабль R-101 строился на государственной верфи в Кардингтоне, a R-100 — фирмой «Виккерс».
Дирижабль R-101 (рис. 53) имел объем 141 600 м3, длину 219,5 м, максимальный диаметр 40 м. Форма его корпуса с необычно малым для жестких дирижаблей удлинением (% = 5,5) была выбрана на основании результатов большого объема продувок в аэродинамических трубах. С целью уменьшения лобового сопротивления дирижабля вс®, пассажирские помещения были полностью убраны внутрь корпуса. За его обводы выступали лишь моторные гондолы и небольшая по размеру гондола управления.
Каркас состоял из 15 шпангоутов, 15 главных и 15 вспомогательных стрингеров. Для изготовления элементов каркаса применялся не только дуралюмин, но и нержавеющая сталь. Масса стальных элементов составляла около 25 % массы всего каркаса. Шпангоуты R-101 существенно отличались от шпангоутов цеппелинов. Они состояли из ферменных элементов треугольного поперечного сечения (основание этого треугольника формировало наружную поверхность шпангоутов) и не имели тросовых расчалок. Каждый из трех поясов фермы шпангоута также представлял собой ферму треугольного поперечного сечения, пояса которой состояли из стальных ТРУ6, соединенных плоскими дюралюминиевыми листами с выполненными в них отверстиями для уменьшения массы. Распорки между наружными и внутренними поясами шпангоутов имели аналогичную конструкцию, с той лишь разницей, что в них использовались дюралюминиевые трубы. Поперечные элементы, соединявшие
4 5-313
97
наружные пояса шпангоутов, изготавливались из труб. Стрингеры также имели ферменную конструкцию с поперечным сечением в форме треугольника и крепились основанием к наружным поясам шпангоута. Все элементы стрингеров были изготовлены из стальных труб. Для увеличения жесткости клетки стрингерной фермы усиливались тросовыми расчалками. Соединение как шпангоутов, так и стрингеров было разъемным и осуществлялось посредством болтов.
Распределение массовых нагрузок преимущественно в плоскостях шпангоутов и наличие специальной системы передачи нагрузок от газовых баллонов позволили в отличие от цеппелинов исключить из каркаса килевой коридор. Система передачи нагрузок от газовых баллонов состояла из сети тросов, охватывавших баллон наподобие строп, идущих по куполу парашюта. Тросы соединялись с узлами шпангоута таким образом, что 50 % всей подъемной силы передавалось на нижнюю часть шпангоутов. Со шпангоутов нагрузки от баллонов передавались на стрингеры, причем, поскольку при этом поперечные силы не возникали, стрингеры воспринимали лишь продольные усилия. В корпусе находилось 16 газовых баллонов, каждый из которых был оборудован двумя автоматическими газовыми клапанами нового типа, полностью открывавшимися при перепаде давления примерно 20 Па. Клапаны позволяли дирижаблю иметь вертикальную скорость до 20 м/с.
Наружная оболочка изготавливалась из льняного полотна, покрытого водонепроницаемым лаком и алюминиевым порошком. Полотно обрабатывалось до установки обшивки на каркас. Шнуровка обшивки к верхним поясам стрингеров осуществлялась с помощью специального приспособления, позволявшего контролировать степень натяжения полотна. Для устранения чрезмерного нагружения внешней обшивки вследствие разности давлений воздуха с ее внутренней и внешней сторон при быстром подъеме или снижении дирижабля была предусмотрена система отверстий для впуска и выпуска воздуха. Впускные отверстия располагались в носовой и кормовой частях корпуса по его окружности, а также на нижней поверхности корпуса, выпускные — по периметру вблизи миделе-вого сечения.
Гондола управления и размещенная над ней капитанская рубка были смещены по сравнению с цеппелинами к корме, что существенно улучшало обзор, особенно в кормовой части дирижабля.
Устройство пассажирских помещений внутри корпуса позволило сделать их более просторными и комфортабельными. Они размещались на двух палубах: площадь верхней составляла 552 м2, нижней — 158 м2. На верхней палубе имелся салон размерами 15X9,7 м. По сторонам палубы были расположены боковые галереи шириной по 2,3 м. Каркас пассажирских помещений изготавливался отдельно и подвешивался к шпангоутам. В нижней части вдоль дирижабля проходил коридор шириной 0,9 м.
В пяти мотогондолах были установлены пять дизельных двигателей мощностью 515 кВт каждый. Конструкция мотогондол по-
98
Рис. 54. Жесткий дирижабль R-100, 1929 г., Англия.
зволяла при необходимости замены двигателей снимать их вместе со всеми установленными здесь элементами силовой установки.
Дирижабль R-100 (рис. 54) был построен в основном по типу! цеппелинов. Тем не менее в его конструкции имелся ряд интересных особенностей. Форма корпуса была близка к форме R-101. Алюминиевый каркас состоял всего из 42 типов унифицированных элементов, в том числе шпангоуты — из 13, стрингеры — из 7. Главной особенностью конструкции каркаса была осевая балка, проходившая вдоль всего корпуса, которая поддерживалась поперечными радиальными расчалками 16 главных шпангоутов. Балка проходила через газовые баллоны и в кормовой части крепилась с помощью четырех тросов к крестообразной ферме. Основным назначением осевой балки являлось увеличение прочности каркаса, достигавшееся посредством более равномерного распределения усилий по его элементам, в частности для случая, когда один из газовых баллонов опорожнен и соседний баллон значительно нагружает поперечные расчалки шпангоутов. Фермы шпангоутов и стрингеров имели в поперечном сечении форму треугольника. Пояса ферм изготавливались из труб и соединялись подкосами коробчатого типа. Газовые баллоны были окружены проволочной сетью, соединенной с узлами шпангоутов и служившей для передачи усилий от наполненных несущим газом баллонов на шпангоуты, а через них — на весь каркас.
4*
9»
Пассажирские помещения, как и в R-101, располагались внутри корпуса в три этажа и были рассчитаны на 100 пассажиров.
Шесть двигателей мощностью 485 кВт каждый размещались по два в трех моторных гондолах. Двигатели были установлены в носовой и кормовой частях мотогондол и приводили в движение соответственно по одному тянущему и толкающему воздушному винту. Кормовые двигатели каждой мотогондолы были снабжены механизмом реверса винтов.
В США первый дирижабль жесткой системы ZR-1, получивший впоследствии название «Shenandoa» ', был построен в 1923 г. Он стал первым жестким дирижаблем, в котором как несущий газ использовался пожаробезопасный гелий. По своей схеме ZR-1 объемом 70 600 м3 являлся дирижаблем цеппелиновского типа. Характеристики дирижаблей США приведены в табл. 7.
Таблица 7. Жесткие дирижабли США (1923—1933 гг.)
Наименование	Год постройки	Объем, м8	Длина, м	Максимальный диаметр, м	Мощность двигателей, кВт	Полезная нагрузка, кг	Максимальная скорость, км/ч	Дальность, км
ZR-1	1923	70 600	120	24,4	1545	35 000	99,4	___.
ZRS-4	1931	184 000	239,3	40,5	3296	82 000	135	17 000
ZRS-5	1933	184 000	239,3	40,5	3296	85 600	135	17 500
В 1931 г. был построен крупнейший американский жесткий дирижабль ZRS-4, а в 1933 г. аналогичной конструкции ZRS-5 (рис. 55). Они соответственно получили еще названия «Асгоп» й «Масоп». Объем дирижабля «Асгоп» составлял 184 000 м3, длина — 239,3 м, максимальный диаметр — 40,5 м. Несущим газом служил гелий. Конструкция алюминиевого каркаса была выполнена в соответствии с основными принципами проектирования цеппелинов. Однако были и существенные отличия. Одиннадцать главных нерас-чаленных шпангоутов были расположены на расстоянии 22,5 м друг от друга и соединялись стрингерами. Крайние шпангоуты имели форму правильного 24-угольника, остальные — правильного 36-угольника. Между соседними главными шпангоутами было установлено по три вспомогательных. Изготавливались шпангоуты из труб и в поперечном сечении имели форму треугольника. В отличие от цеппелинов каркас содержал три килевых коридора треугольного поперечного сечения, проходившие вдоль всего корпуса.
Двенадцать газовых баллонов, установленных между главными шпангоутами, были изготовлены из хлопчатобумажной прорезиненной ткани, пропитанной смесью желатина и гуммилатекса и покрытой слоем парафина. Для восприятия продольных нагрузок от газовых баллонов в плоскостях главных шпангоутов на амортизаторах были установлены ограничивающие проволочные сетки. В баллонах
1 Shenandoa у индейцев означает «дочь звезд».
100
Рис. 55. Жесткий дирижабль ZRS-5, 1933 г., США.
имелись предохранительные и маневровые клапаны. Посредством маневровых клапанов за 1 мин можно было выпустить за борт до 1 % всего газа.
Облегчение дирижабля по мере выработки топлива компенсировалось конденсацией воды из выхлопных газов, которая из конденсационной установки подавалась в балластные емкости. Наличие этой установки позволяло существенно сократить выпуск за борт дорогостоящего гелия.
В корпусе имелся ангар размером 22,3X18,3X5 м, в котором одновременно могли разместиться до пяти небольших самолетов. Штанга с закрепленным на ней самолетом опускалась через Т-образный люк со сдвигавшимися внутрь створками, расположенный в нижней части корпуса. С этой штанги самолеты стартовали и с ней же входили в зацепление при посадках. Как правило, самолеты принимались на борт после взлета дирижабля. Вся операция от зацепления со штангой до размещения самолета в ангаре занимала около 3 мин.
Силовая установка состояла из восьми двигателей мощностью 412 кВт каждый. Они имели водяную систему охлаждения и были оборудованы механизмом реверса. В отличие от всех предыдущих дирижаблей двигатели были размещены не в мотогондолах, а внутри корпуса, в местах пересечения боковых коридоров с главными шпангоутами (по четыре двигателя с каждой стороны корпуса). Такое расположение двигателей, обеспечивавшее снижение лобового сопротивления дирижабля, стало возможным благодаря использова
101
нию пожаробезопасного гелия. Двигатели размещались перпендикулярно продольной оси дирижабля и приводили в движение посредством валов, выходивших за обводы корпуса, восемь двухлопастных воздушных винтов. Была предусмотрена система поворота винтов в любое положение между вертикальным и горизонтальным. Поворот винтов применялся в основном на режимах взлета и посадки. Использование при посадке направленной вниз составляющей векторов тяги винтов также позволяло экономить гелий.
Дирижабль ZRS-5 имел аналогичную с ZRS-4 конструкцию. Все проведенные доработки касались устранения имевшего место на ZRS-4 перетяжеления конструкции и уменьшения лобового сопротивления выступавших в поток элементов. Так, на втулки воздушных винтов были поставлены обтекатели. Перетяжеление ZRS-5 удалось сократить по сравнению с ZRS-4 почти вдвое. Тем не менее масса ZRS-5 превышала проектную более чем на 3,5 т.
4.	Жесткокорпусные дирижабли
Основной особенностью жесткокорпусных дирижаблей, представляющих собой разновидность дирижаблей жесткой системы, является наличие жесткой обшивки. В отличие от цеппелинов, имевших мягкую наружную обшивку, в жесткокорпусных дирижаблях обшивка является силовым элементом и вместе с каркасом воспринимает все нагрузки, действующие на дирижабль.
Первый дирижабль такого типа был построен Давидом Шварцем в 1897 г. Цельнометаллическая оболочка этого дирижабля (рис. 56) объемом 3697 м3 представляла собой жесткий алюминиевый каркас, к которому была приклепана обшивка из листового алюминия толщиной около 0,2 мм. Оболочка имела форму эллипти-
Рис. 56. Цельнометаллический дирижабль Д. Шварца, 1897 г., Германия.
102
Рис. 57. Цельнометаллический дирижабль ZMC-2, 1929 г., США.
ческого цилиндра с конической носовой и сферической кормовой законцовками. Длина ее составляла 47,5 м, высота — 14 м и ширина — 12 м. Несущий газ (водород) находился непосредственно внутри металлической оболочки. К оболочке жестко крепилась гондола, также изготовленная из алюминиевых элементов. В гондоле находился четырехцилиндровый бензиновый двигатель мощностью 8,8 кВт, приводивший в движение посредством ременной передачи четыре алюминиевых воздушных винта. Три винта имели горизонтальную ось и служили для горизонтального перемещения дирижабля. Два из них были расположены по бокам гондолы, а третий — позади нее. Боковые винты использовались также для путевого управления дирижаблем, выполняя тем самым функцию руля направления. Четвертый винт являлся подъемным. Он имел вертикальную ось и был расположен под гондолой. Рули на дирижабле отсутствовали.
В 1929 г. в США был построен цельнометаллический дирижабль ZMC-2 (рис. 57). Он имел объем 5660 м3, длину 44,8 м и максимальный диаметр 15,8 м. Каркас состоял из 12 шпангоутов, в том числе 5 главных, расчаленных тросами, и 24 стрингеров. К каркасу посредством клепки крепилась наружная металлическая обшивка толщиной 0,25 мм. Каркас и обшивка были выполнены из альклэда. Для регулирования давления гелия в оболочке внутри нее, в носовой и кормовой частях, располагались два воздушных баллонета, изготовленные из двухслойного прорезиненного перкаля. Была предусмотрена система автоматических и управляемых газо
103
вых и воздушных клапанов. Автоматические газовые клапаны открывались при давлении 1140 Па. Гондола, также изготовленная из альклэда, крепилась к шпангоутам, расположенным вблизи миделевого сечения оболочки. К гондоле по обеим сторонам подвешивались два двигателя мощностью 162 кВт каждый, приводившие в движение металлические воздушные винты. Оперение ZMC-2 состояло из восьми стабилизаторов, к каждому из которых крепился руль. Два верхних и два нижних руля выполняли функции рулей направления, а четыре боковых — рулей высоты. Такая конструкция оперения и рулей оказалась достаточно удачной. Общую площадь стабилизаторов удалось уменьшить по сравнению с вариантом четырехплоскостного крестообразного оперения. При этом дирижабль обладал хорошими характеристиками устойчивости и управляемости.
Технология изготовления корпуса с использованием клепки на герметике позволила обеспечить низкую газопроницаемость оболочки — около 3 л/(м2•сутки).
В 1929 г. был построен еще один американский цельнометаллический дирижабль «City of Glendale», известный еще под названием «Slate». Дирижабль имел объем 9345 м3, длину 64,6 м, максимальный диаметр 17,8 м. Оболочка представляла собой набор близко расположенных кольцевых шпангоутов, соединенных гофрированной обшивкой (с поперечным гофром) из листового дур-алюмина. Стрингеров в конструкции не имелось. Оболочка дирижабля наполнялась водородом. Для регулирования давления несущего газа был предусмотрен баллонет объемом 850 м3. В передней части к корпусу крепилась гондола.
Горизонтальное перемещение дирижабля осуществлялось посредством вентилятора диаметром 1,76 м, установленного в носовой части корпуса. Тяга создавалась струей воздуха, всасываемого перед дирижаблем и отбрасываемого вентилятором назад. Для привода вентилятора использовался двигатель внутреннего сгорания, который мог работать как на жидком, так и на газообразном топливе. Полезная нагрузка дирижабля составляла 3200 кг.
Несмотря на то что в ZMC-2 и «City of Glendale» была применена жесткая металлическая обшивка, к жесткокорпусным дирижаблям их можно отнести с определенной оговоркой, поскольку для обеспечения необходимой жесткости оболочки в ней посредством баллонетов поддерживался определенный перепад давления.
В США разрабатывался еще ряд проектов крупных цельнометаллических дирижаблей, в том числе МС-50 объемом 125 000 м3, но они реализованы не были.
В 30-е годы в Советском Союзе также велись работы по созданию цельнометаллического дирижабля. Основным конструкционным материалом для него была выбрана сталь. Наружную обшивку предполагалось изготовить из стальных листов толщиной 0,1 мм. В оболочке предусматривался мягкий воздушный баллонет, поддерживавший перепад давления 981 Па. Объем дирижабля предполагался равным 8000 м3, длина — 52,5 м и максимальный диаметр — 17,8 м.
104
Дирижабль должен был иметь следующие летно-технические характеристики: скорость — 100 км/ч, максимальная высота полета — 3000 м, дальность — 1100 км.
5.	Проекты современных дирижаблей
В 60-е годы в Советском Союзе были разработаны проекты жесткокорпусных дирижаблей Д-1 и Д-4. Одним из основных отличий этих дирижаблей от ZMC-2 и «City of Glendale» является наличие внутри жесткой оболочки мягкого изолированного газо-вместилища, заполняемого несущим газом. Основным конструкционным материалом корпусов Д-1 и Д-4 служит стеклопластик.
В конце 60-х годов английской фирмой «Карго эршип» был разработан проект жесткокорпусного дирижабля объемом 930 000 м3 (рис. 58). Оболочка этого дирижабля длиной 360 м и максимальным диаметром 76 м выполнена иэ стеклопластиковых панелей/ Назначение дирижабля — контейнерные перевозки грузов. Контейнеры располагаются на грузовой платформе, расположенной в нижней части корпуса. Максимальная грузоподъемность составляет 500 т. Прием и сдачу контейнеров на дирижабль предлагалось осуществлять с помощью вертолетов, а их подачу с грузовой платформы на верхнюю палубу и в противоположном направлении — с помощью специального лифта. Маршевый двигатель дирижабля располагался в его хвостовой части. Кроме того, предусматривались еще шесть маневровых двигателей (по три с каждой стороны корпуса), приводящих в движение поворотные воздушные винты. Максимальная скорость полета дирижабля ожидалась равной 160 км/ч.
В начале 70-х годов рядом английских фирм под руководством фирмы «Джон вест дизайн эсоушиэйтс» был разработан проект «Skyship» (рис. 59). Дирижабль имеет оболочку чечевицеобразной формы диаметром 213 м и высотой 63 м. Каркас из алюминиевых труб представляет собой секцию в виде правильной шестигранной призмы, соединенную шестью радиальными ферменными перегородками с периферийной кольцевой фермой. Между перегородками внешний контур оболочки образуется пространственными элементами правильной шестиугольной формы в плане с длиной стороны 3 м и высотой 0,6 м, соединенными друг с другом наподобие сот. Эти элементы также выполнены из алюминиевых труб. Для увеличения жесткости они подкреплены тросовыми расчалками. Снаружи каркас обтянут тканевой обшивкой. В нижней части центральной призмы находится грузовой отсек. Объем его составляет 20 000 м3, размер по диагонали — 46 м, высота — 15 м.
Несущий газ — гелий. Он находится в 19 газовых отсеках, один из которых расположен в центральной призме над грузовым отсеком, а остальные — по три между соседними радиальными перегородками. Максимальный объем отсеков не превышает 10 % общего газового объема, равного 800 000 м3, в результате чего пов-
105
Рис. 59. Проект жесткого дирижабля «Skyship», Англия.
;	рождение любого из отсеков и частичная потеря гелия из него при-
‘	ведут лишь к незначительному уменьшению аэростатической подъ-
!	емной силы дирижабля.
;	В горизонтальном полете управление дирижаблем по вертикали
осуществляется посредством отклонения руля высоты, расположенного на развитом стабилизаторе, увеличивающем длину дирижаб-!	ля до 244 м, причем стабилизатор и руль высоты выполнены не в
виде отдельной несущей поверхности, а как непосредственное J	продолжение кормовой части корпуса. Продувки в аэродинамической
трубе показали, что лобовое сопротивление дирижабля ненамного J	больше, чем у равновеликого по объему дирижабля классической
(	схемы.
Силовая установка состоит из 10 газотурбинных двигателей .	«Тупе» фирмы «Ролле Ройс» общей мощностью 29 420 кВт, моди
106
фицированных для работы на газообразном топливе, с воздушными винтами диаметром 6,3 м.
На режимах взлета и посадки вертикальное перемещение дирижабля обеспечивается путем изменения направления вектора тяги части двигателей. При выполнении посадки «Skyship» зависает над посадочной площадкой, по периметру которой расположены узлы крепления тросов, спускаемых с дирижабля с помощью установленных на нем лебедок. После зацепления тросов они натяги-* ваются под воздействием вертикальной составляющей тяги двигателей. Затем тросы равномерно выбираются лебедками и дирижабль садится на площадку. От дирижабля отделяют съемный грузовой контейнер, после чего «Skyship» опять всплывает, под него заводят новый загруженный контейнер, производят повторную посадку и соединение с контейнером.
Большое внимание в проекте уделено обеспечению безопасности полета. Емкости с газообразным топливом размещены внутри отсеков с пожаробезопасным гелием. Все жизненно важные элементы конструкции разработаны по принципу безопасного разрушения. Кроме того, обеспечен удобный подход к наиболее ответственным элементам и агрегатам дирижабля, что позволяет производить техническое обслуживание и ремонт не только на земле, но и в полете.
Основное назначение дирижабля — транспортировка тяжелых неделимых грузов, например блоков атомных электростанций, перевозка грузов и людей в труднодоступные районы со слаборазвитой транспортной сетью. Большие грузоподъемность дирижабля и размеры грузового отсека позволяют одновременно перевозить 1600 человек, 70 легких и 14 тяжелых машин, а также 100 т дополнительного груза. Масса полезной нагрузки дирижабля составляет 400 т, максимальная скорость полета — 185 км/ч, потолок — до 2000 м, дальность — 5600 км.
Проведены летные испытания модели дирижабля диаметром 10 м. Взлетная масса модели составляла 97 кг, масса полезной нагрузки — 18 кг.
Французский национальный центр научных исследований (СНРС) по программе «Атлас» провел комплекс поисковых и проектных работ по созданию жестких дирижаблей нового поколения. Разработано семейство дирижаблей различного назначения: «Titan», «Pegase», «Vesta» и «Alcion». Общими особенностями этих дирижаблей являются чечевицеобразная форма оболочки и использование дизельных двигателей со струйными поворотными движителями.
Жесткий корпус дирижабля «Titan» (рис. 60) имеет внутренний силовой набор, состоящий из центральной балки, перегородок и системы расчалок, покрытый многослойной алюминированной обшивкой. Диаметр корпуса — 235 м. В корпусе находятся 96 отсеков с гелием суммарным объемом 1,4 млн. м3. Силовая установка состоит из восьми дизельных двигателей мощностью 1100 кВт каждый, приводящих в движение 16 нагнетателей. Нагнетатели подают сжатый воздух к поворотным воздушным соплам, которые обес-
107
Рис. 60. Проект жесткого дирижабля «Titan», Франция.
печивают перемещение дирижабля, управление и стабилизацию в полете, а также в режиме висения.
Основное назначение дирижабля — выполнение функций летающего крана (транспортировка и монтаж сверхтяжелых грузов, в частности блоков атомных электростанций). При погрузочно-разгрузочных и монтажных работах дирижабль фиксируется посредством ।	шести причальных тросов. Такая система обеспечит возможность
I	выполнения этих работ при скорости ветра до 40 м/с. Управлениа
'	дирижаблем и системой погрузочно-разгрузочных устройств осуще-
i	ствляется с помощью бортовой ЭВМ.
Масса полезной нагрузки составляет 900 т, высота полета — 1500 —
2000 м, крейсерская скорость — 100 км/ч, дальность — 1000 км.
Объем дирижабля «Pegase» равен 2,7 млн. м3, диаметр корпуса — .300 м, высота — 75 м. С полезной нагрузкой 30 т этот дирижабль может находиться длительное время над заданной точкой на высоте |;	до 22 км. Основное назначение — обеспечение дальней радиосвязи,
1	ретрансляция телевизионных сигналов, а также проведение научных
ti	исследований в стратосфере.
|	Стратосферный дирижабль «Vesta» по конструкции схож с ди-
j*.	рижаблем «Pegase». Предназначен для изучения нижних слоев
||	атмосферы и наблюдения за поверхностью Земли.
1
108
Дирижабль «Alcion» выполнен по схеме «Titan». Предназначей для транспортировки грузов на большие расстояния. Масса полезной нагрузки составляет 900 т, крейсерская скорость — 120 км/ч.
Фирмой «Скайшип индастриз» по заказу фирмы «Редкоут карго эрлайнз» разработан проект дирижабля «Skyship R-40». Этот дирижабль имеет объем 117 600 м3, длину 180 м, максимальный диаметр 36,6 м, оборудован четырьмя турбовинтовыми двигателями РТ6А-50 фирмы «Пратт энд Уитни» мощностью 846 кВт каждый. Объем грузового отсека — 1170 м3. Дальность полета с максимальной полезной нагрузкой 58 т составляет 800 км, с нагрузкой 45 т — 3200 км, максимальная скорость — 137 км/ч, потолок — 900 м.
«Скайшип индастриз» разработала также проект дирижабля «Skyship R-150». Дирижабль имеет объем 132 000 м3, длину 175 м, максимальный диаметр 41 м. Его жесткий каркас, состоящий из шпангоутов, усиленных тросовыми расчалками, и лонжеронов, покрыт металлической обшивкой. Рассматривался также вариант обшивки из высокопрочной ткани. Несущим газом является гелий, содержащийся в 12 баллонах. В кормовой части корпуса установлены шесть плоскостей оперения с рулями. В гондоле, расположенной под корпусом, находится грузовая кабина длиной 66 м и шириной 5,4 м. Силовая установка состоит из четырех турбовинтовых двигателей ТРЕ331-15 мощностью 1215 кВт каждый, установленных на небольших пилонах по два с каждого борта в нижней части корпуса. Двигатели приводят в движение трехлопастные воздушные винты диаметром 5,4 м.
На режимах взлета и посадки двигатели вместе с винтами могут поворачиваться на 90° в обе стороны от горизонтального положения. На малых скоростях полета для управления дирижаблем используется вспомогательный двигатель мощностью 368 кВт, который приводит в движение осевой вентилятор, подающий воздух через воздухоразводящую систему к пяти соплам. Сопла установлены таким образом, что создают тягу вверх, вниз, по продольной оси дирижабля и в обоих боковых направлениях, перпендикулярных продольной оси.
Дирижабль предназначен для перевозки пассажиров и грузов. Максимальная полезная нагрузка составляет 75 т, максимальная скорость полета — 170 км/ч, максимальная дальность при скорости 90 км/ч (работают два двигателя) — 17 500 км.
Американская фирма «Мартин Мариетта» разработала проект жесткого дирижабля для военно-морских сил. Объем дирижабля (рис. 61) составляет 263 900 м3, длина — 239 м, максимальный диаметр — 50 м. Корпус имеет типовую для жестких дирижаблей конструкцию из шпангоутов с проволочными расчалками и продольных силовых элементов. Снаружи он обтянут матерчатой обшивкой с малой газопроницаемостью. В кормовой части корпуса расположено А-образное хвостовое оперение с рулями высоты и рулем направления. Устройство газовместилища существенно отличается от конструкций, применявшихся в более ранних дирижаблях жесткой системы. Гелий содержится не в изолированных газовых
109
Рис. 61. Проект жесткого дирижабля фирмы «Мартин Мариетта», США.
баллонах, а непосредственно в 12 отсеках, на которые корпус делится 11 баллонетами чечевицеобразной формы. Наличие баллонетной системы позволяет управлять аэростатической подъемной силой дирижабля. Еще одной особенностью конструкции является плоская нижняя часть корпуса, что позволяет установить на дирижабле четырехстоечное шасси и упростить методику посадки.
Силовая установка состоит из пяти двигателей: кормового — дизельного, приводящего в движение толкающий винт, и четырех газотурбинных, расположенных с каждой стороны корпуса в но-» совой и кормовой его частях на поворотных пилонах. Газотурбинные двигатели приводят в движение тянущие винты. Передние поворотные пилоны имеют горизонтальные и вертикальные поверхности, а задние — только горизонтальные. Таким образом, для управления в вертикальной плоскости имеются шесть, а в горизонтальной — три управляющие поверхности. Аэродинамические силы, создаваемые на этих поверхностях, в крейсерском полете обеспечивают эффективное управление дирижаблем. На малых скоростях полета и на режиме висения управление дирижаблем осуществляется изменением направления векторов тяги винтов. Боковые двигатели вместе с их винтами могут отклоняться от горизонтального положения вверх и вниз на 60°. Хвостовой толкающий винт имеет возможность поворота вокруг вертикальной оси на ±60°. На дирижабле предусмотрена автоматическая электродистанционная система управления аэродинамическими поверхностями и винтами, которая посредством бортовой вычислительной машины обеспечивает как поддержание заданного полета, так и управление дирижаблем на режимах висения, взлета и посадки.
Основное назначение дирижабля — морская разведка и патрулирование, а также сопровождение и техническое обеспечение надводных кораблей.
Полная взлетная масса дирижабля составляет 188 т, масса полезной нагрузки — 82 т, из них 14 т приходится на радиолокационное, поисковое, связное и вычислительное оборудование. Потолок дирижабля — 3050 м. На этой высоте тяга газотурбинных двигателей позволяет ему развивать скорость около 148 км/ч. В режиме барражирования эти двигатели выключаются, а их винты устанав-110
ливаются во флюгерное движение. При одном работающем кормовом двигателе дирижабль может барражировать со скоростью 54 км/ч в течение 8 суток.
В 1979 г. во Франции был построен экспериментальный жесткий дирижабль «Flipper». Его корпус имел чечевицеобразную форму. В кормовой части имелось хвостовое оперение самолетного типа. Аэростатическая подъемная сила на высоте 500 м составляла 22540 Н. Из-за повреждений, полученных дирижаблем во время снежной бури, его летные испытания проведены не были.
Английская фирма «Рен скайшип» разработала проект цельнометаллического дирижабля RS-1 объемом 45 000 м3. Длина дирижабля составляет 128 м, максимальная ширина (с винтами) — 36 м, высота — 29 м, максимальный диаметр корпуса — 25 м. Каркас корпуса и обшивка выполнены из алюминиевых сплавов. В корпусе расположены два баллонета.
Силовая установка состоит из четырех турбовинтовых двигателей, оборудованных устройствами для изменения направления вектора тяги винтов. Двигатели расположены по два с каждой стороны корпуса. В носовой и кормовой частях корпуса установлены небольшие сопловые устройства, используемые для управления дирижаблем на режимах взлета, посадки и полета на малой скорости.
Разработаны грузовой, пассажирский и смешанный варианты дирижабля. Пассажирский вариант рассчитан на перевозку 180 человек с высоким уровнем комфорта. Объем грузового отсека составляет 433 м3.
Максимальная платная нагрузка RS-1 составляет — 22,6 т, максимальная скорость — 233 км/ч, крейсерская скорость — 220, 165 и 125 км/ч (соответственно при четырех, трех и двух работающих двигателях), потолок — 1525 м.
Г лав а VI
КОМБИНИРОВАННЫЕ АЭРОСТАТИЧЕСКИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ
1. Первые миксты
Аэростаты, которые в отличие от дирижаблей принято считать неуправляемыми, в действительности не полностью соответствуют этому определению. При умелом пилотировании аэронавт может в широких пределах по своему усмотрению изменять высоту полета аэростата, сбрасывая балласт и работая газовым клапаном, т. е. на аэростате имеются достаточно эффективные средства управления в вертикальной плоскости. Эти средства широко и успешно использовались и на дирижаблях.
Однако указанные способы обладают одним существенным недостатком — невосполнимостью. А ведь после выполнения ряда маневров в вертикальной плоскости, обусловивших расходование всего запаса или части балласта и выпуск определенного количества несущего газа, аэростат может оказаться в условиях, когда его пол-, ная аэростатическая подъемная сила существенно уменьшается (например, при попадании в более теплые слои воздуха), в результате чего он начнет снижаться. При этом оставшийся запас балласта может оказаться недостаточным для выполнения мягкой безопасной посадки и тем более для прекращения непредвиденного спуска.
Это обусловило поиск новых, нерасходуемых, в прямом смысле слова, средств управления аэростатом по вертикали наряду с изысканием устройств для управления полетом в горизонтальной плоскости. Уже на первых аэростатических аппаратах нередко предлагалось использовать для управления по вертикали динамический способ создания подъемной силы с помощью воздушных винтов или расположенных под определенным углом к набегающему потоку аэродинамических несущих поверхностей. Так появился новый тип аэростатических аппаратов — миксты (лат. mixtus — смешанный) или, как их сейчас называют, комбинированные аэростатические летательные аппараты.
Первый микст был предложен в проекте аэростата Камиля Берта уже в 1859 г. В гондоле этого аппарата предусматривался подъемный винт. Подобную конструкцию разработал в 1865 г. Деламарин. Элементы микста имелись в управляемом аэростате «Россия» (1880 г.), в котором по обеим сторонам оболочки были расположены 112
несущие горизонтальные поверхности. Оригинальный проект микста, представлявшего собой сочетание аэростатической оболочки, подъемного винта и несущих поверхностей, выполнил в 1884 г. А. Оливье. Его аппарат «Aviso!» (рис. 62) имел металлическую оболочку, которая заполнялась газом. Однако аэростатической подъемной силы газа было недостаточно для поддержания аппарата в воздухе. Для подъема служил горизонтально расположенный винт, который предполагалось приводить в движение паровым или электрическим двигателем. Горизонтальное перемещение должно было осуществляться посредством нак-
Рис. 62. Микст «Aviso!» А. Оливье, 1884 г., Франция.
подвешенной к оболочке гондолы.
лонно установленных поверхностей, жестко соединенных с оболочкой. Наклон микста производился с помощью перемещения
Комбинацию аэростата с несущими поверхностями, расположен-
ными по обе стороны его оболочки, использовал в своем проекте Гаддан (1887 г.). Двумя годами позже предложил применить несущие поверхности Вормс Джемс. В его аппарате они были расположены под газонаполненной оболочкой.
В 1896 г. в Германии построил микст «Deutschland» Карл Вель-ферт. На этом аппарате двигатель вращал два винта диаметром 2,5 м, один из которых служил для горизонтального перемещения, а второй с вертикальной осью был предназначен для регулирования высоты полета. Подъемным винтом, расположенным под гондолой, был оборудован и цельнометаллический дирижабль Д. Шварца (см. рис. 56). О наличии трех подъемных винтов упоминается в. описании китайского аэростата Си-Чань-тая (1897 г.) (рис. 63). Несколько вариантов сочетания газонаполненной оболочки с несущими поверхностями предложил в 1897 г. Макс Лехнер.
В 1901 г. микст необычной конструкции построил Розе (рис. 64). Основными элементами аппарата являлись две оболочки сигарообразной формы, каждая длиной 45 м и максимальным диаметром 7 м. Каркасы оболочек (рис. 65) представляли наборы концентрически расположенных алюминиевых труб различного диаметра, соединенных продольными силовыми элементами, также выполненными из алюминия. Каркасы были обтянуты прорезиненным шелком. Поперечными перегородками оболочки делились на 12 газовых отсеков, сообщавшихся друг с другом посредством автоматических.
113
газовых клапанов. С целью обеспечения равенства подъемной силы оболочек, отстоявших друг от друга на 4 м, их полости соединялись с помощью шести труб с газовым клапаном. К этим трубам на 14 алюминиевых цепях была подвешена двухэтажная: гондола длиной 12 м. Силовая установка состояла из бензинового двигателя мощностью 14,7 кВт и четырех воздушных винтов, два из которых были расположены горизонтально и предназначались для подъема аппарата, а два другие, установленные вертикально, обеспечивали горизонтальное перемещение. Для управления использовались четыре руля высоты и один руль направления. Для изменения скорости подъема микста были предусмотрены несколько •прямоугольных поверхностей, устанавливая которые под различными углами атаки, можно было изменять лобовое сопротивление всей системы. Гондола была рассчитана на 8 человек.
Первый полет состоялся 4 сентября 1901 г. Однако передаваемой на горизонтально расположенные винты мощности 7,4 кВт ока-
Рис. 63. Проект управляемого аэростата, 1897 г., Китай.
Рис. 64. Аппарат Розе, 1901 г., Франция.
114
Рис. 65. Каркас аппарата Розе.
залось недостаточно для создания потребной вертикальной тяги,, в результате чего аппарат поднялся лишь на 15 м.
Несколько микстов было построено в 1902 г. К ним относятся «Рах» (см. рис. 34), управляемые аэростаты Ферочи, Брадского (рис. 66) и Бартона. В первых трех газонаполненные оболочки дополнялись подъемными винтами, а у последнего — несущей поверхностью, расположенной между оболочкой и гондолой.
В 1907 г. маленький микст, состоявший из оболочки объемом 99 м3, длиной 21 м, максимальным диаметром 3 м и несущей поверхности площадью 10 м2, построил Сантос-Дюмон. В том же году появился аппарат «Aeronef Malecot» конструкции Л. Малеко. Этот управляемый аэростат (рис. 67) имел оболочку в форме тела вращения объемом 1054 м3, длиной 33 м и максимальным диаметром 7,3 м. Под оболочкой находилась несущая поверхность площадью 120 м2, состоявшая из обтянутого материей бамбукового каркаса. Каркас был укреплен на продольной раме. К ней также крепилась гондола, в которой был расположен двигатель мощностью около 22 кВт, приводивший в движение воздушный винт диаметром 3,2 м. Объем оболочки был рассчитан на подъем двух человек и 60—80 кг балласта. К продольной раме посредством тросов подвешивалась еще одна гондола — пассажирская, для подъема которой аэростатической подъемной силы оболочки уже было недостаточно. Пассажирскую гондолу можно было передвигать вдоль оболочки с помощью тросов, шедших из верхней гондолы. Таким образом изменяли положение центра масс всего аппарата.
Особенности конструкции этого микста обусловили необычную методику его взлета. При неработавшем двигателе аппарат вместе с верхней гондолой находился в воздухе, тогда как его нижняя, пассажирская гондола стояла на земле. После запуска двигателя аэростат начинал перемещаться вперед в наклонном положении. При этом на несущей поверхности создавалась динамическая подъемная сила, достаточная для подъема нижней гондолы. Путем изменения в полете положения центра масс можно было наклонять аппарат в ту или другую сторону, что позволяло набирать высоту или снижаться.
115-
Рис. 66. Управляемый аэростат Брадского, 1902 г,, Франция.
Первые полеты состоялись в сентябре 1907 г. В них достигалась высота до 800 м и была подтверягдена возможность эффективного управления в вертикальной плоскости без расходования газа и балласта. В 1908 г. «Aeronef Malecot» был усовершенствован.
Еще один микст «Robert et Fillet» (рис. 68) был разработан в 1910 г. Аппарат имел оболочку, представлявшую собой тело вращения объемом 2100 м3, длиной 38 м и максимальным диаметром 9,5 м. Двигатель мощностью 25,8 кВт был установлен в изготовленной из стальных труб гондоле, подвешенной к оболочке. Он приводил в движение пять винтов, из которых три (один передний и два задних) обеспечивали горизонтальное перемещение, а два были подъемными.
В 1910 г. в Америке В. Уелман и М. Ваниман построили полужесткий управляемый аэростат, на котором намеревались перелететь Атлантический океан. Один из трех установленных на аппарате двигателей приводил в движение два горизонтально расположенных винта, предназначенные для вертикального управления.
Два других двигателя служили для горизонтального перемещения, обеспечивая скорость полета примерно 12 м/с.
На этом практически закончился первый этап развития комбинированных аэростатических летательных аппаратов. Ведь основной целью создания первых микстов были поиски средств управления по вертикали. Однако в то время еще не были разработаны надеж-
116
Рис. 67. Микст «Aeronei Malecot», 1907 г., Франция,
Рис. 68. Микст «Robert et Pillet», 1910 г., Франция.
ные и эффективные устройства регулирования тяги винтов как по величине, так и по направлению, что существенно затрудняло управление аппаратами. Кроме того, уже в первом десятилетии XX в. был построен ряд интересных дирижаблей мягкой, полужесткой и жесткой систем, в которых использовались такие средства управления, как баллонеты, рули высоты, усовершенство-
117
Рис. 69. «Helicostat» Эмишена, 1925 г., Франция.
ванные устройства дискретного сброса балласта и выпуска несущего газа. Указанные устройства в сочетании с достаточно мощными двигателями обеспечивали эффективное управление аэростатом в вертикальной плоскости. Это в основном и обусловило тот факт, что уже в начале XX в. классическим дирижаблям повсеместно стали отдавать предпочтение и эти дирижабли полностью вытеснили миксты.
Лишь в 1925 г. во Франции Эмишен построил комбинированный аппарат, названный им «Helicostat» (рис. 69), состоявший из мягкой оболочки и подвешенной к ней фермы с винтомоторной установкой. Оси винтов были расположены под различными углами к продольной оси аппарата, что наряду с обеспечением тяги вперед и назад обусловливало создание дополнительной аэродинамической подъемной силы. Это позволяло аппарату, аэростатической подъемной силы оболочки которого было недостаточно для отрыва от земли, вертикально подниматься и опускаться, а также разворачиваться при стоянке на причальной мачте.
Дальнейшее развитие дирижаблестроения сопровождалось появлением ряда принципиально новых способов, обеспечивавших в длительном полете выдерживание заданной высоты, таких, как извлечение воды из выхлопных газов двигателей с последующим использованием ее в качестве балласта, сбор воды из атмосферных осад-' 118
ков, конденсация водяных паров при искусственном охлаждении больших участков поверхности внешней обшивки, использование газообразного топлива с плотностью, близкой к плотности воздуха, и др. В результате этого разработка аппаратов, в которых сочетались аэростатический и аэродинамический принципы создания подъемной силы, практически прекратилась.
2. Проекты современных комбинированных аэростатических летательных аппаратов
Для возврата к микстам должны были быть серьезные основания, причем наиболее вескими из них могли стать новые транспортные, технологические и эксплуатационные задачи, обусловленные новыми потребностями различных отраслей хозяйства. При этом, естественно, необходимым условием должно было стать подтверждение того, что с применением комбинированных аэростатических аппаратов новые задачи могут быть решены более просто, надежно, быстро и экономично по сравнению с использованием классических дирижаблей или традиционных видов транспорта.
Начиная с середины 60-х годов в разных странах разрабатываются многочисленные проекты аэростатических летательных аппаратов. Во многих случаях схемы этих аппаратов существенно отличаются от классической схемы дирижабля с обтекаемой сигарообразной оболочкой. Отличия эти заключаются не только в появлении конструкций треугольной, шарообразной, чечевицеобразной и других форм, а также в том, что во многих аппаратах в той или иной пропорции сочетаются аэростатический и аэродинамический способы создания подъемной силы.
Анализ причин возрождения интереса к аэростатическим видам транспорта, и в частности к комбинированным аэростатическим летательным аппаратам, приведен в гл. XI. Здесь же рассмотрены лишь особенности конструкции этих аппаратов.
Все комбинированные аэростатические летательные аппараты нового поколения можно разделить на две большие группы: аппараты укороченного взлета и посадки (УВП); аппараты вертикального взлета и посадки (ВВП).
Аппараты укороченного взлета и посадки. Проект аппарата «Megaiifter» разработан американской фирмой «Мегалифтэ» в 1973 г. «Megalifter» (рис. 70) имеет компоновку обычного самолета со средним расположением крыла и двухкилевым вертикальным оперением. Кили на двух третях высоты соединены прямым горизонтальным стабилизатором. Фюзеляж длиной 198 м имеет в поперечном сечении форму эллипса, вертикальный и горизонтальный размеры которого по миделю составляют соответственно 35 и 54 м. Фюзеляж представляет собой каркас с обшивкой из многослойных стеклонластиковых панелей. Основным продольным силовым элементом является встроенный грузовой отсек размерами 90X12X12 м,
119
Рис. 70. Проект комбинированного аэростатического летательного аппарата УВП «Megalifter», США.
к которому крепятся крыло размахом 162 м, хвостовое оперение и кабина экипажа. Большая часть объема фюзеляжа заполнена гелием (210 000 м3). На пилонах под крылом установлены четыре маршевых двухконтурных газотурбинных двигателя TF-39 GE-1 со взлетной тягой 186 кН каждый. Вблизи законцовок под крылом установлены еще два двигателя с изменяемым направлением вектора тяги, предназначенные для повышения эффективности управления по крену и путевого, а также для парирования моментов, возникающих при отказе одного из маршевых двигателей. Аппарат имеет четырехстоечное шасси. Стойки могут поворачиваться в обе стороны на угол 90 °. С целью удешевления изготовления многие элементы заимствованы у тяжелого транспортного самолета С-5А. К ним в первую очередь относятся кабина экипажа, маршевые двигатели, шасси, радионавигационное оборудование.
Основное назначение аппарата — транспортировка тяжелых и крупногабаритных грузов. Масса пустого аппарата равна 112 т, а подъемная сила на уровне моря — около 2100 кН. При полезной нагрузке более 104 т «Megalifter» становится аппаратом «тяжелее
120
Рис 71. Проект комбинированного аэростатического летательного аппарата УВП «Аегеоп-340», США.
воздуха» и его взлет выполняется как взлет самолета. Скорость отрыва при максимальной взлетной массе 450 т составляет 120 км/ч, при этом на аэростатическую подъемную силу приходится лишь 48 % общей подъемной силы аппарата. Остальные 52 % — это динамическая сила крыла площадью 1300 м2 и фюзеляжа. Крейсерская скорость аппарата составляет 330 км/ч, а максимальная — 380 км/ч, потолок — около 7000 м, дальность — 16 000 км.
Американская фирма «Аэреон корпорэйшн» с середины 60-х годов занимается разработкой проектов комбинированных аэростатических аппаратов различной грузоподъемности по программе «Дайнершип». Все эти проекты объединяет единая концепция корпуса, представляющего собой несущее тело треугольной формы в плане, большая часть объема которого заполнена гелием. Однако аэростатическая подъемная сила недостаточна для взлета загруженного аппарата, и он взлетает, как самолет, но на значительно меньшей скорости отрыва. Преимущество аппаратов этого типа фирма видит прежде всего в их гораздо меньших габаритах (при одинаковой грузоподъемности) по сравнению с габаритами дирижаблей классической сигарообразной формы. Максимальная грузоподъемность аппаратов этого семейства составляет 1000 т. Одна-
121
Рис. 72. Проект комбинированного аэростатического летательного аппарата УВП фирмы «Арктик хелифлоут», Канада.
ко наиболее известен проект аппарата «Аегеоп-340» (рис. 71) грузоподъемностью 125 т. Он имеет длину 103 м и ширину 78 м. Силовая установка состоит из расположенных в кормовой части четырех газотурбинных двигателей «Тупе» мощностью 4045 кВт каждый фирмы «Ролле Ройс». Аэростатическая подъемная сила уравновешивает конструкцию самого аппарата. Полезная нагрузка уравновешивается динамической подъемной силой несущего корпуса. Для взлета достаточно взлетно-посадочной полосы длиной 900 м. Для такого аппарата, возможно, не потребуется система балластировки, необходимая для компенсации массы израсходованного в полете топлива. Выдерживание высоты полета и балансировка аппарата будут обеспечиваться изменением аэродинамической подъемной силы корпуса. С максимальной нагрузкой «Аегеоп-340» сможет выполнять полет со скоростью 240 км/ч, дальность при этом составит 4000 км.
Проведены летные испытания уменьшенного аппарата подобной схемы «Аегеоп-26» длиной 8,2 м, показавшие его хорошие устойчивость и управляемость.
Канадская фирма «Арктик хелифлоут» разработала проект, являющийся примером сочетания в едином аппарате элементов дирижабля, самолета и вертолета (рис. 72). Аппарат состоит из четырех газонаполненных фюзеляжей, соединенных тремя несущими поверхностями, на каждой из которых установлено по три пары движителей — роторов вертолетного типа. Длина аппарата составляет 366 м, размах — 244 м. Максимальный диаметр внешних фюзеляжей равен 45 м, диаметр центральных роторов — 24,4 м,
122
боковых — 18,3 м. Проведенные оценки показали, что взлетно-посадочные скорости будут находиться в диапазоне 80-110 км/ч, что позволит эксплуатировать аппарат со взлетно-посадочных полос относительно небольшой длины.
Основное назначение аппарата — транспортировка жидкого топлива, однако он может быть использован и для перевозки тяжелых крупногабаритных грузов. Максимальная платная нагрузка — 2700 т, крейсерская скорость — 200—300 км/ч, дальность — 4800 км.
Французский проект «Dinosaure» разработан ОНЕРА совместно с фирмой «Зодиак-Эспас». Аппарат состоит из двух газовых баллонов, разделенных продольными перегородками на три секции каждый и соединенных надувной перемычкой. Образованная таким образом оболочка представляет собой крыло большой относительной толщины. В кормовой части имеются два стабилизатора, рули высоты и два киля с рулями направления. Снизу под оболочкой расположена мотогондола с двумя поршневыми двигателями мощностью НО кВт каждый с тянущим и толкающим винтами.
Внутренний объем баллонов заполнен гелием, а пространство между их внутренней и наружной обшивками — воздухом, от-
Рис. 73. Комбинированный аэростатический летательный аппарат УВП «Dino-З», Франция.
123
Рис, 74. Проект комбинированного аэростатического летательного аппарата ВВП «Heli-Stat», США.
бираемым от компрессора. Шасси на воздушной подушке, выполненное в виде двух платформ, позволяет аппарату маневрировать на земле и совершать мягкую посадку. Для швартовки под платформами создают разрежение, при этом аппарат плотно прижимается к земле. Объем аппарата составляет 3350 м3, длина — 31 м, ширина — 26 м, высота — 8 м. Масса пустого аппарата равна 2150 кг, масса полезной нагрузки — 400—2000 кг (в зависимости от высоты полета), скорость — до 108 км/ч, динамический потолок — 3000 м, продолжительность полета — 10 ч. Аппарат может взлетать с коротким разбегом с площадки длиной 200 м при высоте препятствия 15 м.
Кроме основного назначения — изучения характеристик атмосферы — «Dinosaure» может быть использован для контроля за движением автомобильного и водного транспорта, измерения загрязнения окружающей среды, наблюдения за лесами и пр. Аппарат разрабатывался как в пилотируемом, так и в беспилотном варианте. Проведены испытания его модели — аппарата «Dino-З», выполненной в масштабе 1:3 (рис. 73).
Аппараты вертикального взлета и посадки. Одним из первых проектов комбинированных аэростатических летательных аппаратов ВВП нового поколения является проект «Heli-Stat», разработанный американской фирмой «Пясецки эркрафт». Аппарат (рис. 74) представляет собой сочетание мягкой оболочки дирижабля ZPG-2 с четырьмя серийно выпускаемыми вертолетами SH-34J1. Вертолеты установлены на консолях двух поперечных балок ферменной конструкции, смонтированных под оболочкой. Аэростатическая подъем
1 В Советском Союзе аппараты подобного типа получили название «вер-тостаты».
124
ная сила оболочки уравновешивает массу конструкции и незначительную часть полезной нагрузки (около 2%). Основная часть полезной нагрузки уравновешивается тягой несущих винтов. Горизонтальное перемещение аппарата обеспечивается соответствующими составляющими векторов тяги винтов. Все вертолеты имеют единую тросовую систему управления. В левом заднем вертолете находится пилот, а в остальных трех вертолетах — бортинженеры, контролирующие работу системы. Специалисты полагают, что путем изменения векторов тяги несущих винтов, разнесенных достаточно' далеко друг от друга, можно создать требуемые управляющие моменты и обеспечить управление аппаратом в режиме висения, в том числе в условиях сильного ветра, с такой же эффективностью, как для обычного вертолета.
Основное назначение аппарата — проведение работ, связанных с заготовкой и транспортировкой леса в труднодоступных районах. Аппарат имеет следующие летно-технические характеристики: объем оболочки — 28 317 м3, длина — 104,5 м, высота — 34,4 м,. ширина (с учетом несущих винтов) — 57,3 м, общая мощность силовой установки — 4485 кВт, масса пустого аппарата — 24 895 кг, масса полезной нагрузки — 23 660 кг, максимальная скорость — 130 км/ч, статический потолок — 915 м, дальность — 265 км.
Проведенные фирмой исследования показали, что в режиме висения система управления аппарата позволит с точностью ±15 см удерживать центр грузоподъемного устройства над заданной точкой земной поверхности при ветре до 15 м/с. Успешно проведены также летные испытания четырех вертолетов в одной связке. В декабре 1983 г. завершены статические испытания ферменной конструкции аппарата.
Фирмой разработан ряд проектов более мощных аппаратов подобной схемы (вертостатов). Один из них «Heli-Stat II» с оболочкой объемом около 40 000 м3 рассчитан на перевозку грузов, массой до 35 т со скоростью 130 км/ч. Статический потолок аппарата составляет 3600 м, перегоночная дальность — около 2400 км. Основное назначение — транспортировка и установка опор линий электропередачи в горных районах, погрузочно-разгрузочные
Рис. 75. Проект аэростатического летательного аппарата ВВП фирмы «Гудиер», США.
125
операции на судах, борьба с пожарами, обработка полей химикатами.
Аппарат «Heti-Stat III» с оболочкой объемом 101 000 м3 спроектирован на базе четырех вертолетов CH-53D, каждый из которых оборудован двумя турбовинтовыми двигателями мощностью по 2375 кВт. С платной нагрузкой 68 т крейсерская скорость аппарата составляет 160 км/ч, дальность — 260 км.
Еще более мощный вертостат «Gargantua» разработан па основе дирижабля ZRS-4 жесткой системы и четырех вертолетов СН-53Е. Объем оболочки составляет 161 000 м3, длина — 235 м.
Разработкой вертостатов грузоподъемностью 25—150 т занимается также американская фирма «Гудиер». Подобно большинству гелистатов зти аппараты (рис. 75) имеют мягкую газонаполненную оболочку с подвешенными к ней кабиной экипажа и развитой •ферменной конструкцией, к которой в четырех разнесенных точках крепятся по два газотурбинных двигателя с несущими винтами и •шасси.
Принципиальным отличием этих аппаратов является наличие четырех толкающих винтов, обеспечивающих горизонтальное перемещение. Наиболее известен проект аппарата грузоподъемностью 75 т.
Проект вертостата «Helipsoid» с оболочкой эллипсоидного л?ипа, оснащенного газотурбинными двигателями с воздушными
Рис. 76. Проект грузового комбинированного аэростатического летательного аппарата ВВП фирмы «Кавасаки хеви индастриз», Япония.
Рис. 77. Проект пассажирского комбинированного аэростатического летательного аппарата ВВП фирмы «Кавасаки хеви индастриз», Япония.
1426
Рис. 78. Проект комбинированного аэростатического летательного аппарата ВВП LS-6O, США.
винтами с изменяемым углом наклона оси вращения, разработала американская фирма «Боинг вертол».
Проект западногерманского вертостата представляет собой жесткую оболочку объемом 47 000 м3, оборудованную четырьмя несущими винтами, установленными по два с обеих ее сторон, и соосными толкающими винтами в кормовой части. Мощность силовой установки для привода несущих винтов составляет 5150 кВт, для привода толкающих винтов— 1225 кВт. Аэростатическая подъемная сила оболочки равна 451 кН, суммарная тяга несущих винтов —• 221 кН, крейсерская скорость аппарата — 150 км/ч.
Разработкой вертостатов занимается также японская фирма «Кавасаки хеви индастриз». Грузовой вертостат (рис. 76) рассчитан на транспортировку грузов массой до 30 т. Аппарат состоит из мягкой оболочки, к которой подвешена развитая ферменная силовая платформа с двумя поперечными балками. На концах этих балок в гондолах установлены попарно восемь двигателей мощностью 1015 кВт каждый, приводящие в движение восемь несущих винтов. Снизу к платформе крепятся четыре стойки шасси. Длина аппарата составлят 90 м, ширина — 60,5 м, высота — 32 м, взлетная масса — 68 т, крейсерская скорость — 100 км/ч, дальность полета — 330 км.
Пассажирский вертостат (рис. 77), проект которого разработан той же фирмой, рассчитан на перевозку 120 пассажиров и имеет взлетную массу 32 т. К мягкой оболочке снизу подвешена длинная гондола. В центральной части гондолы установлены восемь двигателей мощностью 442 кВт каждый. В двух поперечных ферменных балках расположены трансмиссионные валы, с помощью которых через редукторы приводятся в движение четыре несущих винта. Длина аппарата — 80 м, ширина — 32 м, высота — 30,5 м, крейсерская скорость — 150 км/ч, дальность полета — 700 км.
127
Проект аппарата LS-60 («Lightspeed») разработан американской фирмой «Лайтспид» (рис. 78). Оболочка состоит из ряда изолированных отсеков с гелием, окруженных кольцевыми отсеками, заполняемыми воздухом, которые играют роль баллонетов. Объем оболочки составляет 62 690 м3, длина — 144,1 м, максимальный диаметр — 29,8 м. Суммарный объем газовых отсеков равен 59 308 м3. Четыре двигателя приводят в движение четыре поворотных винта диаметром 7,6 м, расположенных по два с каждой стороны аппарата. Винты обеспечивают вертикальный взлет и посадку LS-60. Еще один двигатель расположен в кормовой части. Он приводит в движение
Рис. 79. Проект комбинированного аэростатического летательного аппарата ВВП «Helicostat», Франция.
хвостовой толкающий винт диаметром 10,7 м, обеспечивающий горизонтальное перемещение аппарата. Расположенная под оболочкой гондола имеет модульную конструкцию, что позволяет помимо размещения в ней экипажа реализовать четыре различных варианта перевозки грузов и пассажиров (до 200 человек). Объем грузового отсека равен 780 м3.
Основное назначение LS-60 — выполнение погрузочно-разгрузочных операций на судах в море, проведение геологических и метеорологических исследований, транспортировка грузов и пассажиров. Максимальная взлетная масса аппарата составляет 74,4 т. С максимальной полезной нагрузкой 44,9 т он может на высоте 900 м развивать скорость до 137 км/ч при дальности 3440 км.
Аппарат «Helicostat» разработан французской фирмой «Аэрос-пасьяль» совместно с техническим центром лесной и деревообрабатывающей промышленности. «Helicostat» (рис. 79) содержит два газовых баллона объемом по 1500 м3, длиной 26 м, которые крепятся на концах 10-метровой ферменной конструкции. Два поршневых двигателя мощностью 265 кВт каждый приводят в движение несущий винт диаметром 11,68 м, установленный в центральной части фермы, и два винта диаметром 3 м изменяемого шага, обеспечивающие создание тяги и путевое управление. Кабина экипажа рассчитана на одного пилота. При стоянке аппарат устанавливается на четырех пневматических опорах, расположенных под газовыми баллонами. Основное назначение аппарата — транспортировка леса из труднодоступных районов. Максимальная взлетная масса составляет 5400 кг, максимальная грузоподъемность — 3000 кг, скорость — 90 км/ч.
Фирма «Аэроспасьяль» разработала также проект аппарата
128
«Helicostat II». Схема аппарата основана на объединении в единое целое аэростатического аппарата цолужесткой системы с двумя вертолетными несущими винтами. Оболочка объемом 3000 м3, высотой 14,25 м разделена продольными диафрагмами на три отсека. Диафрагмы усилены стальными тросами, соединяющимися на осевой трубчатой балке. Наружная обшивка оболочки выполнена из высокопрочного материала, но не является герметичной. В каждом из трех отсеков оболочки размещено по одному гелиевому баллону. В пространство между гелиевыми баллонами и наружной обшивкой от компрессора непрерывно подается воздух. Этим обеспечивается поддержание неизменяемости формы оболочки. К двум нижним диафрагмам подвешена поперечная балка ферменного типа длиной 25 м. По центру балки размещены грузоподъемные устройства, а на концах — по турбовинтовому двигателю мощностью 478 кВт, которые приводят в движение два несущих винта диаметром 3 м. Большое внимание уделено повышению безопасности полета. Редукторы обоих двигателей соединены синхронизирующим валом длиной около 23 м. С его помощью осуществляется привод обоих несущих винтов при отказе одного из двигателей, что при переводе работающего двигателя на режим максимальной мощности позволяет сохранить балансировку аппарата и обеспечить безопасную скорость снижения с грузом. В случае отказа обоих двигателей при полете с максимальным грузом при авторотирующих винтах скорость снижения составляет 15 м/с. Однако с момента касания земли грузом, подвешенным на 30-метровом тросе, скорость снижения резко уменьшается. Это обусловлено тем, что аэростатическая подъемная сила гелиевых баллонов почти полностью уравновешивает конструкцию аппарата.
Аппарат «Helicostat II» имеет длину 34,5 м, ширину 35,7 м. Он может поднимать груз массой 3 т на высоту 2000 м и выполнять горизонтальный полет на этой высоте со скоростью 72 км/ч.
Аппарат «Aerostat» (рис. 80) разработан той же фирмой. Он состоит из газонаполненного баллона объемом 30 000 м3 и попе-1 речной фермы, на которой размещена силовая установка из четырех двигателей, обеспечивающих привод двух несущих винтов диаметром 10,7 м и двух тянущих винтов диаметром 4 м. При малой нагрузке на несущие винты горизонтальное перемещение аппарата обеспечивается как тягой тянущих винтов, так и горизонтальными составляющими векторов тяги несущих винтов. При большой нагрузке на несущие винты горизонтальное перемещение производится только посредством тянущих винтов. Путевое управление и управление по крену обеспечиваются соответствующим изменением шага тянущих и несущих винтов. Длина аппарата составляет 71м, ширина — 40 м, высота — 33,5 м, платная нагрузка — 18,5 т.
Наиболее грузоподъемный из аппаратов этой схемы имеет, как и «Aerostat», газовый баллон объемом 30 000 м3, длиной 71 м. Он оборудован четырьмя несущими винтами диаметром 15,6 м, приводимыми в движение восемью двигателями мощностью 1325 кВт каждый. На-
5 5-313
129
Рис. 80. Проект комбинированного аэростатического летательного аппарата ВВП «Aerostat», Франция.
значение аппарата — обслуживание морских портов. С его помощью можно будет транспортировать судовые контейнеры длиной до 12 м. Масса снаряженного аппарата — 20,5 т, взлетная масса — 54 т, максимальная скорость — 125 км/ч, дальность — около 300 км.
Проект аппарата «Thermoskyship» разработан английской фирмой «Термоскайшип». Аппарат имеет оболочку чечевицеобразной формы диаметром 65 м с жестким каркасом из композиционного материала. В развитой кормовой части оболочки расположен руль высоты. Несущим газом является гелий. Кроме того, в центральной части корпуса предусмотрен отсек, в котором содержится нагретый воздух. Изменяя температуру этого воздуха, можно регулировать аэростатическую подъемную силу аппарата. В центральной части корпуса расположен также грузовой отсек.
В горизонтальном полете управление в вертикальной плоскости осуществляется рулем высоты. На режимах взлета и посадки для управления по вертйкали используется изменение направления вектора тяги четырех поворотных реактивных двигателей. После взлета по мере роста скорости полета и соответствующего возрастания аэродинамической подъемной силы корпуса двигатели постепенно переводятся из вертикального в горизонтальное положение.
Основное назначение аппарата — пассажирские перевозки между Лондоном и Парижем. Силовая установка мощностью около 4415 кВт обеспечит аппарату при перевозке 100 пассажиров или 10 т груза крейсерскую скорость 165 км/ч.
130
Рис. 81. Проект комбинированного аэростатического летательного аппарата ВВП «Аегосгапе», США.
Построена летающая модель аппарата диаметром Юме двумя поворотными винтами.
Проект аппарата «Аегосгапе» разработан американской фирмой «Ол америкэн энжиниринг». Аппарат (рис. 81) состоит из сферической газонаполненной оболочки диаметром 57 м и соединенных с ней четырех крыльев-лопастей размером 42X7,5 м, на каждом из которых установлен турбовинтовой двигатель мощностью 2280 кВт. Сила тяги работающих винтов обеспечивает вращение всего аппарата вокруг вертикальной оси с частотой 8,6 об/мин (гондола для экипажа и груз на наружной подвеске не вращаются), что приводит к созданию на крыльях аэродинамической подъемной силы. При этом 60 % полезной нагрузки, составляющей 82 т, уравновешивается аэродинамической подъемной силой и 40 % — аэростатической подъемной силой оболочки. Управление аппаратом осуществляется соответствующим изменением шага винтов. Скорость полета аппарата составляет 76 км/ч.
Проведены испытания летающей модели аппарата с оболочкой диаметром 5,5 м. В испытаниях исследовались характеристики устойчивости и управляемости. При массе конструкции 80 кг грузоподъемность модели составила 46 кг.
Аппараты подобной схемы разрабатывает также японская фирма «Мицубиси хеви индастриз». Рассматриваются два варианта аппарата грузоподъемностью 30 и 70 т.
5*
131
Рис. 82. Проект комбинированного аэростатического летательного аппарата «Дельфин», ГДР.
В ГДР У. Квеком и В. Шмидтом предложен проект комбинированного аэростатического летательного аппарата «Дельфин» с волновым движителем. Корпус аппарата (рис. 82) представляет собой несущее крыло, установленное между тремя вертикальными фюзеляжами-перегородками, служащими для уменьшения аэродинамического сопротивления аппарата и улучшения его характери-
132
Рис. 84. Проект комбинированного аэростатического летательного аппарата «Helitruck», США, ФРГ.
стик устойчивости. В носовой и кормовой частях этих фюзеляжей размещены рули направления. В кормовой части аппарата предусмотрен стабилизатор с рулями высоты.
Перед корпусом и непосредственно за ним установлены волновые движители. Принципиальной особенностью этого аппарата является использование тяги, возникающей при обтекании корпуса волновым потоком. Этот поток создается при вращении лопастей переднего и заднего волновых движителей, приводимых в движение турбореактивными двигателями. Путем изменения направления вектора тяги волновых движителей можно создавать подъемную силу, тягу вперед или назад и боковую силу.
Назначение аппарата — транспортировка грузов массой до 500 т и перевозка пассажиров (пассажирские каюты расположены во внешних фюзеляжах). Вариант аппарата грузоподъемностью 100 т имеет длину и ширину по 90,5 м, высоту 28,5. Проведены успешные испытания крупномасштабной модели «Дельфина».
Канадская фирма «Ван Дазн дивелэпмент» разработала проект аппарата, в котором для создания динамической подъемной силы используется эффект Магнуса. Согласно этому эффекту при обтекании сферической газонаполненной оболочки, вращающейся вокруг своей горизонтальной оси, должна возникать дополнительная аэродинамическая подъемная сила. Объем оболочки составляет 61 500 м3. Аппарат оборудован двумя поворотными турбовинтовыми двигателями, обеспечивающими ему скорость 90 км/ч. Частота вращения оболочки увеличивается по мере возрастания части тяги винтов, используемой для горизонтального перемещения. Суммарная подъемная сила примерно 755 кН, из них 132 кН создается посредством использования эффекта Магнуса. Разрабатывается также аппарат
133
подобной схемы, суммарная подъемная снла которого составит 49 кН. Завершены испытания модели аппарата с оболочкой диаметром 6 м.
Американская фирма «Аэролифт» предложила проект аппарата («Giclocrane», представляющего собой сочетание газонаполненной оболочки полужесткого типа с четырьмя специально спрофилированными Т-образными лопастями, на концах которых установлены поршневые двигатели мощностью по 110 кВт с четырехлопастными винтами. По горизонтальной оси аппарата вдоль всей его длины на расчалках и тросах из кевлара укреплена металлическая труба, являющаяся основным несущим элементом конструкции. В кормовой части имеется трехплоскостное Д -образное оперение. Объем оболочки составляет 9 500 м3, длина — 46 м, максимальный диаметр — 20 м. Мягкую обшивку предполагается изготовить из дакрона, пропитанного полиуретаном. Заправка оболочки гелием должна производиться один раз в год. Оценено, что годовая утечка газа не превысит 4—5 % его первоначального объема.
Груз и гондола подвешиваются на тросах в шарнирных узлах, расположенных на выступающих из оболочки законцовках продольной осевой трубы. При этом гондола расположена над грузом. Рассмотрен также вариант размещения гондолы в передней законцовке осевой трубы. При работе двигателей оболочка вместе с лопастями вращается вокруг продольной оси с частотой 14 об/мин. Груз и гондола остаются неподвижными. Горизонтальное и вертикальное перемещения аппарата обеспечиваются соответствующим поворотом лопастей. Аэростатическая подъемная сила уравновешивает массу аппарата и 50 % массы груза. Остальные 50 % массы груза уравновешиваются динамической подъемной силой лопастей. Грузоподъемность аппарата —2 т, скорость — 80 км/ч. Изготовлена летающая модель аппарата (рис. 83). Рассматриваются варианты аппарата грузоподъемностью 16 и 50 т.
Американская фирма «Ансвэс транспорт интернэшнл» совместно с организацией ГТЗ из ФРГ разработала проект комбинированного аэростатического аппарата, названного «Helitransport» или «Helitruck» (рис. 84), имеющего наполненную гелием оболочку длиной 32,9 м и четыре несущих винта, установленные на концах четырех крыльев, укрепленных в нижней части оболочки. В отличие от аппаратов типа «Heli-Stat» с мягкой оболочкой «Helitruck» имеет жесткий корпус с алюминиевым каркасом. Платная нагрузка аппарата, 5 т. Разрабатываются также пассажирский вариант аппарата, рассчитанный на перевозку 94 человек, и грузовой — грузоподъемностью до 75 т.
В рассмотренных современных дирижаблях и проектах аэростатических летательных аппаратов нового поколения, таких, как AD-500, «Skyship-500», «Skyship-600», «Skyship», R-150, «Titan», «Obelix», RS-1, и ряде других на режимах взлета и посадки используется аэродинамическая подъемная сила поворотных или несущих винтов и поворотных сопел, что позволяет, с определенными оговорками, также отнести их к семейству комбинированных аэростатических летательных аппаратов.
Глава Vll
ОТЕЧЕСТВЕННОЕ ДИРИЖАБЛЕСТРОЕНИЕ
1.	Дирижаблестроение в России
Вопросами управляемого воздухоплавания в России начали заниматься в самом начале XIX в. Так, в 1812 г. механик Франц Леппих предложил русскому правительству построить управляемый аэростат для военного применения. В июле того же года под Москвой началась сборка аппарата. Аэростат имел необычную конструкцию (рис. 85). Его мягкая рыбообразной формы оболочка выполнялась из тафты и по периметру в горизонтальной плоскости была опоясана жестким обручем. К этому обручу крепилась сеть, охватывавшая верхнюю часть оболочки. Самым необычным элементом конструкции являлся жесткий киль, укрепленный на обруче на некотором расстоянии от оболочки с помощью ряда подкосов, расположенных вокруг нижней части оболочки. Киль выполнял одновременно и функцию гондолы. В кормовой части оболочки к обручу был присоединен стабилизатор. По обеим сторонам аппарата к каркасу шарнирно крепились два крыла. Посредством взмахов этих крыльев предполагалось перемещать аэростат. Все элементы жесткого каркаса были выполнены из дерева.
По ориентировочным оценкам объем оболочки аппарата составлял 8000 м3, длина — 57 м, а максимальный диаметр — 16 м. Постройка этого необычного аэростата невиданных по своему времени размеров так и не была завершена. Оболочка, заполнявшаяся водородом, не держала газ, а с помощью крыльев-движителей перемещать аппарат было практически невозможно. Для управляемого перемещения такого крупного аэростата нужен был воздушный винт, приводимый в движение достаточно легким двигателем мощностью в несколько десятков киловатт. Создание такого двигателя являлось в то время неразрешимой задачей.
Тем не менее нельзя не отметить оригинальность конструкции этого аппарата, явившегося практически первым прообразом управляемых аэростатов полужесткого типа.
В середине XIX в. ряд проектов управляемых аэростатов предлагают А. Снегирев (1841 г.), Н. Архангельский (1847 г.), М. И. Иванин (1850 г.), Д. Черносвитов (1857 г.). В 1849 г. оригинальный проект выдвинул военный инженер Третесский. Дирижабль должен был передвигаться посредством реактивной силы струи
135
Рис. 85. Проект управляемого аэростата Ф. Леппиха.
газа, вытекавшего из отверствия в кормовой части оболочки. Для повышения надежности оболочка выполнялась секционированной.
В 1856 г. проект управляемого аэростата разработал капитан первого ранга Н. М. Соковнин. Длина, ширина и высота этого аппа-рата составляли соответственно 50, 25 и 42 м, расчетная подъемная сила оценивалась в 25 000 Н. С целью повышения безопасности оболочку предполагалось наполнять негорючим аммиаком. Для передвижения аэростата Соковнин спроектировал своего рода реактивный двигатель. Воздух, находившийся в баллонах под большим давлением, подавался в специальные трубы, из которых истекал наружу. Трубы предлагалось выполнить поворотными, что позволило бы, по утверждению автора, управлять аппаратом без помощи аэродинамических рулей. По сути, Соковнин впервые предложил струйную систему управления дирижаблем.
Однако наиболее законченный проект был предложен в 1880 г. капитаном О. С. Костовичем. Его управляемый аэростат, названный «Россия», дорабатывался в течение нескольких лет. В окончательном варианте его основой служил жесткий цилиндрический каркас с коническими законцовками, выполненный из легкого и достаточно прочного материала «арборита» (типа фанеры), технология изготовления которого была разработана самим Костовичем. Каркас обтягивался шелковой материей, пропитанной для уменьшения газопроницаемости специальным составом. По бокам аэростата имелись несущие поверхности. По его оси проходила горизонтальная балка, в кормовой части которой был установлен четырехло* пастный воздушный винт. Спереди к балке крепился руль направления. Для управления дирижаблем в вертикальной плоскости служил подвешенный снизу подвижный груз. В миделевом сечении оболочки размещалась вертикальная труба, к нижней части которой была присоединена гондола. Объем оболочки составлял около 5 000 м3, длина — около 60 м, а максимальный диаметр — 12 м.
Для своего дирижабля Костович разработал удивительно легкий для того времени восьмицилиндровый двигатель внутреннего
136
сгорания. При мощности 59 кВт его масса составляла лишь 240 кг.
В 1889 г. практически все детали аэростата, в том числе и двигатель, были изготовлены. Однако из-за отсутствия субсидий со стороны правительства его так и не удалось собрать. И все же этот проект дирижабля жесткой системы был серьезным шагом вперед на пути развития управляемого воздухоплавания, сделанным почти на два десятилетия раньше появления аппаратов Шварца и Цеппелина.
Следует отметить также работы доктора медицины К. Данилевского из Харькова, построившего в 1897—1898 гг. несколько небольших аэростатов, снабженных специальной системой поворотных плоскостей. Передвижение аппаратов в вертикальной плоскости осуществлялось посредством горизонтально расположенных винтов, приводившихся в движение мускульной силой человека с помощью педалей. Горизонтальное перемещение обеспечивалось в процессе подъема и спуска поворотом плоскостей в ту или иную сторону. Реального применения такие аппараты найти не могли, однако техническая идея управления полетом была оригинальной.
Таким образом, к концу XIX в. в России управляемый аэростат так и не был построен. Основными причинами этого являлись техническая отсталость страны и незаинтересованность правительства в работах отечественных специалистов.
Однако развернувшееся в начале XX в. широкое строительство управляемых аэростатов за рубежом, в частности в Германии, Франции и Италии, и значительные по тому времени достижения этих дирижаблей, которые могли играть немаловажную роль при проведении боевых действий, заставили русское военное министерство серьезно заняться вопросом снабжения армии управляемыми аэростатами.
Первая попытка создания своими силами дирижабля была сделана в Учебном воздухоплавательном парке в 1908 г. Аэростат, названный «Учебный», строился по проекту капитана А. И. Шаб-ского. Постройка аппарата была закончена в сентябре 1908 г. Оболочка его имела объем около 1200 м3 и была выполнена из двух змейковых аэростатов системы Парсеваля. Длина ее составляла 40 м, а максимальный диаметр — 6,55 м. В деревянной гондоле был установлен двигатель мощностью 11,8 кВт, который приводил в движение два воздушных винта. Винты располагались по обе стороны гондолы в передней ее части. «Учебный» брал на борт три человека, мог подниматься на высоту 800 м и развивать скорость около 22 км/ч. Наибольшая продолжительность полета составляла около 3 ч.
Характеристики дирижаблей России приведены в табл. 8.
В 1909 г. дирижабль «Учебный» был модернизирован. Объем оболочки увеличили до 1500 м3, установили более мощный двигатель (18,4 кВт), заменили винты, перестроили гондолу. Однако дальнейшие полеты больших успехов не принесли, и аппарат в конце года был демонтирован.
137
Таблица Я. Дирижабли России (1908—1916 гг.)
Наименование	Тип	I од постройки (прнобрете-ни я)	Объем. м3	Длина, м	Максимальный диаметр, м	
«Учебный»	Мягкий	1908	1200	40	6,55	
«Лебедь»	Полужесткий	1909	3700	61,4	’ М	
«Кречет»	»	1909	6000	70	11,4	
«Беркут»	Мягкий	1910	3500	56,2	10,6	
«Голубь»		1910	2270	42	9,8	
«Ястреб»		1910	2700	46	10	
«Коршун»		1910	2140	47	9	
«Чайка»		1910	2140	47	9	
«Г риф»	»	1910	7300	70	14	
«Киев»	»	1911	1000	35,5	7	
«Кобчик»	Полужесткий	1912	2400	48	9,5	
«Сокол»	Мягкий	1912	2500	50	Ю	
«Альбатрос»	»	1913	9600	77	14,8	
«Астра»		1913	10000	78	15	
«Кондор»	»	1913	9600	88	16	
«Буревестник»	»	1913	9 600	86	16	
«Гигант»	Полужесткий	1915	20 500	114	17	
«Черномор-1»	Мягкий	1916	4500	—	17	
«Черномор-2»	»	1916	4500	—			
«Черномор-3»	»	1916	4500	—	—	
В том же 1909 г. русское военное министерство закупило во Франции на заводе «Лебоди» полужесткий дирижабль, получивший в России наименование «Лебедь». Одновременно с этим специальная комиссия инженерного ведомства под руководством профессора Н. Л. Кирпичева вела разработку и постройку первого отечественного военного дирижабля. Этот полужесткий дирижабль, названный «Кречет», был построен в июле 1909 г. В разработке аппарата большое участие принимали инженеры С. А. Немченко и Антонов. По сравнению с его прототипом — французским дирижаблем «Patrie», в «Кречет» были внесены значительные усовершенствования. На «Кречете» отсутствовали матерчатый передний ветрорез и нижний опорный пилон гондолы, оперение с жестким каркасом было заменено двумя каплевидными горизонтальными стабилизаторами из прорезиненной ткани, сообщавшимися с основной газовой оболочкой. Кроме того, были увеличены размеры гондолы и выше расположены винты. Все это позволило существенно улучшить управляемость дирижабля и разгрузить его кормовую часть.
В процессе постройки в конструкцию был внесен ряд изменений. В частности, установлены двигатели, значительно более мощные (по 63 кВт), чем предполагалось вначале (37 кВт), и, естественно, более тяжелые. Объем дирижабля также был увеличен с 4073 до 6000 м3.
Первый полет «Кречета» состоялся 30 июля 1910 г., т. е. через год после постройки. После проведения испытательных полетов,
138
	Число и мощность двигателей, кВт	Винты число/ дна* метр, м	Число п объем баллонетов, м8	Полезная нагрузка, кг	Максимальная скорость, км/ч	Потолок, м	Максимальная продолжительность полета, ч
	1X11,8 1X51	21—	но	250	21,6	800	3
		2/2,65	1x800	920	36	2000	10
	2x63	2/4	2X500	2000	43	1500	10
	1X77	1/5	1Х1Ю0	800	54	3100	10
	1X55	2/—	1X500	800	50	2000	4
	1X47	2/3	1x360 1X335	1170	47	2400 1500	6
	1 Х44	1/3,5	2x175	400	47		4
	1x44	1/3.5	2x175	400	47	1500	4
	2x81	2/4,2	2x900	3700	59	2300	20
	1X37	1/—	1X150	180	40	1400	—
	2x37	2/—	1	400	50	—	4
	1X59	2/—	1X500	800	54	1800	4
	2хП8	2/4,75	2x1200	3530	68	2400	20
	2X14?	1/5,5	2X1750	5400	59	3500	15
	2x132	2/3,4 2/6,3	2X1500	3200	55	3000	20
	2x132	2/—	2X1350	3200	67	2700	20
	4x158	4/—	3X1800	9000		58	2500	20
	2x129	2/—	4	—	80	—	1U
	2X129 2X129	2/— 2/—	4 4	—	ои 80	—	10
в которых была достигнута скорость 43 км/ч и продемонстрирована хорошая управляемость дирижабля как в вертикальной, так и в горизонтальной плоскости, «Кречет» передали в армию.
В том же 1910 г. началась эксплуатация «Лебедя». Осенью 1910 г. были построены еще два русских военных дирижабля мягкой системы «Голубь» и «Ястреб» («Дуке»), первый на Ижорском заводе в Колпино под Петроградом, а второй Акционерным обществом «Дуке» в Москве. «Голубь» строился по проекту профессоров Боклевского, Ван-дер-Флита и инженера В. Ф. Найденова при участии капитана Б. В. Голубова, автором «Ястреба» был А. И. Шабский.
В 1910 г. Россия приобрела за границей еще четыре дирижабля: три во Франции — «Clement Bayard», названный «Беркут», «Zodiac VII» и «Zodiac IX» («Коршун» и «Чайка») —и один в Германии — «Parseval VII», получивший название «Гриф».
Итак, к началу 1911 г. Россия имела девять управляемых аэростатов, из них четыре отечественной постройки, и занимала по числу дирижаблей третье место в мире после Германии и Франции. При сравнении характеристик управляемых аэростатов, построенных в России и приобретенных за границей, видно, что отечественные дирижабли практически не уступали зарубежным аппаратам. Однако при этом не следует забывать, что за рубежом приобретались далеко не лучшие дирижабли. Что же касается жестких
139
Рис. 86. Дирижабль «Альбатрос», 1913 г., Россия.
дирижаблей Германии того времени, имевших объем до 19 300 м3, скорость до 60 км/ч и дальность полета около 1600 км, то отечественные управляемые аэростаты конкурировать с ними не могли.
В 1912 г. в Петрограде по проекту С. А. Немченко построили небольшой полужесткий дирижабль «Кобчик» объемом 2400 м3 и на Ижорском заводе — «Сокол» по типу «Голубя». «Сокол» по сравнению со своими предшественниками имел лучшие обводы, более развитые рули высоты и был оборудован более мощным двигателем (59 кВт), приводившим посредством цепной передачи два воздушных винта.
Удачные полеты «Голубя» и «Сокола», показавшие соответствие их летно-технических характеристик расчетам, явились основанием для закладки в 1911 г. на Ижорском заводе крупного дирижабля объемом 9600 м3, названного «Альбатрос» (рис. 86). Его постройка была закончена осенью 1913 г. Это был наиболее совершенный дирижабль из всех построенных на русских заводах. Он имел длину 77 м, высоту 22 м и ширину 15,5 м, развивал скорость до 68 км/ч. Максимальная высота подъема достигала 2400 м, а продолжительность полета — 20 ч. В оболочке было предусмотрено два баллонета, каждый объемом 1200 м3.
Силовая установка состояла из двух двигателей мощностью по 118 кВт. Авторами проекта «Альбатроса» были Б. В. Голубов и Д. С. Сухоржевский.
140
Рис. 87. Схема дирижабля «Киев» конструкции Ф. Ф. Андерса, 1911 г., Россия.
6 августа 1911 г. в Киеве состоялся первый полет дирижабля «Киев» мягкой системы (рис. 87), первого управляемого аэростата, созданного на Украине. Дирижабль был разработан и построен инженером Ф. Ф. Андерсом. Объем «Киева» составлял 1000 м3, длина — 35,5 м, максимальный диаметр — 7 м. В оболочке имелся баллонет объемом 150 м3. Двигатель мощностью 37 кВт позволял дирижаблю с тремя пассажирами на борту развивать скорость до 40 км/ч.
В 1913 г. за рубежом приобретаются еще три дирижабля большого объема: «Astra Torres» (10 000 м3), «Clement Bayard» (9600 м3) во Франции и «Parseval XIV» (9600 м3) в Германии. Они получили в России названия соответственно «Астра», «Кондор» и «Буревестник». Наилучшими характеристиками обладал «Буревестник», развивавший скорость до 67 км/ч.
В 1914 г. были заказаны крупные дирижабли объемом примерно 20 000 м3 трем заводам — Ижорскому, Балтийскому и «Клеман Баяр» во Франции.
Таким образом, в России к началу первой мировой войны имелось 14 дирижаблей, но из них лишь четыре — «Альбатрос», «Астра», «Кондор» и «Буревестник» — по своим летно-техническим характеристикам могли с определенными оговорками считаться пригодными для участия в боевых действиях. В результате этого русские управляемые аэростаты в боевых операциях практически не применялись. «Кондор» решили не использовать вследствие малой скорости полета, «Буревестник» был наполнен газом в первой половине ноября 1914 г. и выполнил несколько полетов, после чего его признали непригодным к работе в боевой обстановке и в марте 1915 г. демонтировали. Лишь дирижабль «Астра» в мае — июне 1915 г. выполнил три ночных полета с бомбометанием в расположение германских войск. В этих полетах дирижабль получил много повреждений и в дальнейшем почти пе эксплуатировался. Во второй половине июня 1915 г. «Астру» демонтировали.
141
Рис 88. Крупнейший русский дирижабль «Гигант», 1915 г.
К 1 января 1915 г. на Балтийском заводе была закончена постройка одного из трех крупных заказанных управляемых аэростатов— полужесткого дирижабля «Гигант» (рис. 88), конструкции П. Н. Сыромятникова и А. И. Шабского. Он имел объем 20 500 м3, длину 114 м и максимальный диаметр 17 м, был оборудован четырьмя двигателями мощностью 158 кВт каждый. В оболочке дирижабля, выполненной из шелковой прорезиненной материи, имелись три баллонета. Воздух в них нагнетался вентиляторами, приводимыми в движение специальными бензиновыми двигателями. Жесткая килевая ферма была изготовлена из цельнотянутых стальных труб и располагалась в нижней части оболочки. С килевой фермой жестко соединялась длинная гондола, также изготовленная из стальных труб. По расчетам «Гигант» должен был иметь максимальную скорость 58 км/ч, потолок 2500 м и продолжительность полета 20 ч. Однако в первом же полете под Гатчиной дирижабль потерпел аварию '. Его начали перестраивать, но работы так и не были завершены.
Не была закончена постройка и большого дирижабля на Ижорском заводе. Этот управляемый аэростат строился по типу «Альбатроса». Его оболочка объемом 33 000 м3 была разделена на семь отсеков. Предполагалось, что максимальная скорость дирижабля при восьми двигателях мощностью 184 кВт каждый достигнет 108 км/ч. Расчетная высота полета составляла 4000 м, продолжительность полета — около 30 ч, радиус действия — 1500 км.
Дирижабли, заказанные во Франции на заводе «Клеман Баяр» в 1914 г. и на заводе «Астра» в 1915 г., в Россию доставлены не были.
В 1916 г. для Черноморского флота в Англии были заказаны четыре мягких дирижабля типа «Coastal» объемом по 4500 м3, получившие в России название «Черномор». Эти дирижабли были оборудованы двумя двигателями мощностью по 129 кВт, позволявшими развивать скорость полета до 80 км/ч, и предназначались для борьбы с подводными лодками. Однако им не пришлось нести боевую службу. Первые два «Черномора» потерпели аварии в пробных полетах, а «Черномор-3» погиб от взрыва в эллинге. Четвертый дирижабль вообще не был собран.
1 Причины аварии «Гиганта» рассмотрены в гл. X.
142
Неудачи русского управляемого воздухоплавания в период первой мировой войны объясняются отсутствием в то время в стране дирижаблей с необходимыми летно-техническими характеристиками, что, в свою очередь, было обусловлено рядом объективных причин. К ним относятся недоверие правительства к отечественным разработкам и связанное с этим слишком малое финансирование, а также отсутствие достаточного количества квалифицированных кадров, знакомых с устройством дирижабля, его свойствами и особенностями эксплуатации. Немаловажную роль сыграло также то, что ни на одном из отечественных заводов не выпускались мощные надежные двигатели с массовыми характеристиками, удовлетворявшими требованиям установки их на дирижабли. Двигатели приходилось также приобретать за рубежом. Если в 1911 г. отечественные дирижабли были в состоянии конкурировать с отдельными заграничными управляемыми аэростатами, то через три года они уже значительно уступали зарубежным. Например, построенный в 1913 г. «Альбатрос» не превосходил по своим характеристикам французские дирижабли своего класса, появившиеся еще в 1910 г. Кроме того, как уже отмечалось, за рубежом приобретались не лучшие, а иногда даже выходившие из употребления аппараты. Так, купленный «ParsevaJ XIV» значительно уступал построенному в Германии для своей армии дирижаблю «Parseval XVI». Тем не менее в проектах и конструкциях дирижаблей отечественной постройки того времени было немало оригинальных технических решений, предложенных и реализованных намного раньше, чем на зарубежных управляемых аэростатах, и получивших широкое распространение на дальнейших этапах развития дирижаблестроения.
2.	Дирижаблестроение в СССР
К осени 1917 г. управляемое воздухоплавание в нашей стране практически было сведено к нулю. На складах хранились лишь разрозненные агрегаты и элементы конструкции ряда дирижаблей и не было ни одного пригодного к эксплуатации аппарата. Только в армии существовали отдельные воздухоплавательные отряды, обслуживавшие привязные аэростаты, да в Петрограде продолжала свою работу единственная воздухоплавательная школа по подготовке военных воздухоплавателей.
Первая попытка возродить управляемое воздухоплавание в Советской стране была предпринята в 1920 г. Анализ доставшегося в наследство от царской России оборудования и частей старых дирижаблей показал, что в наилучшем состоянии находилась оболочка дирижабля «Астра». Было принято решение о восстановлении «Астры». После изготовления новой подвески и отдельных элементов механической части осенью 1920 г. в деревне Сализи (под Петроградом) воздухоплавательный отряд приступил к сборке дири-жабля, переименованного в «Красную звезду». Сборка была закон-
143
Таблица 9. Дирижабли СССР (1920—1947 гг.)
Наименование	Тип	Год постройки	Дата первого полета	Объем, м3	Длина, м
«Красная звезда»*	Мягкий	1920	3.1 1921	10 000	78,0
«VI Октябрь»		1923	27. XI 1923	1700	39,2
«Московский хи-	»	1924	16.VI 1925	2458	45,4
мик-резинщик»					
«Комсомольская—		1930	29.VIII 1930	2500	46,5
правда»**					
СССР В-1	Мягкий	1932	11.IV 1932	2200	45,0
СССР В-2	»	1932	Апрель 1932	5000	58,1
СССР В-3	»	1932	Апрель 1932	6500	63,5
СССР В-5***	Полужест-	1933	27. IV 1933	2340	47,5
	кий				
СССР В-6	>	1934	5. XI 1934	18 500	104,5
СССР В-7	»	1934	16. VII 1934	9500	78,0
СССР В-7 бис		1935	24. X 1935	9500	78,0
СССР В-8	»	1936	20. VII 1936	10 000		
СССР В-10	Мягкий	1937	14.1 1938	3600	48,3
СССР В-12	»	1942	17.V 1942	2940	47,0
«Победа»		1944	1.II 1945	5000	54,3
СССР В-12 бис	»	1947	8.VIII 1947	3400	47,0
* Перестроен из дирижабля «Астра».
*• После перестройки в 1932 г. переименован в СССР В-4. Первый полет 6.IX 1932 г
*** Впоследствии на Дирижабле был установлен двигатель мощностью 74 кВт.
чена в середине ноября, 23 ноября начали наполнение газом, а 3 января 1921 г. состоялся первый полет. Под управлением командира дирижабля В. Л. Нижевского «Красная звезда» выполнила шесть полетов суммарной продолжительностью около 16 ч.
Характеристики советских дирижаблей приведены в табл. 9.
Второй советский дирижабль «VI Октябрь» был построен в 1923 г. силами слушателей высшей воздухоплавательной школы в Петрограде. Дирижабль строился по типу английских морских разведчиков из подручных материалов. Так, оболочка его объемом 1700 м3 была сшита из оболочек старых привязных аэростатов. Длина ее составляла 39,2 м, а диаметр по миделевому сечению — 8,2 м. Двигатель имел мощность 77 кВт.
27 ноября 1923 г. состоялся первый полет дирижабля, длившийся около получаса, а 29 ноября — второй продолжительностью 1 ч 20 мин, в котором была достигнута высота 900 м. После этого полеты были прекращены вследствие чрезмерно высокой газопроницаемости оболочки.
В 1923 г. при Обществе друзей воздушного флота СССР организовался Воздухцентр, в функции которого входило содействие
144
	Максимальный диаметр. м	Число и мощность двигателей, кВт	Число и объем баллонетов. м9	Полезная нагрузка, кг	Максимальная скорость, км/ч	Потолок, м	Примечание
	15,0	2 X 147	2 X 1750	3530	59	3500	
	8,2	1 X 77	—	500	60			
	10,3	1 X 77	—	900	62	—	МХР
	10,3	1 X 136	2 X 315	1034	80	2400	
	10,0	2 X 55	1 X 600	780	95	2600	
	12,9	2 X 169	1 X 1680	1842	100	3300	«Смольный»
	14,1	2 X 177	1 X 2185	3008	100	3300	«Красная звезда»
	9,3	1 X 55	1X115 1 X 345	867	80	1800	
	18,8	3 X 199	—	8500	ИЗ	4500	«Осоавиа-хи м»
	15,4	2 X 268	—	4270	100	—	«Челюскинец»
	15,4	2 X 268	— 1	4270	100		
	—	2 X 257	—	—	—	—	
	12,5	2 X 74	——	1400	97,5			
	12,3	2 X 55	—	1100	71	2000	
	13,4	2 X 177	—	2108	102	3400	
	11,8	2 X ПО	—	1280	90	3000	«Патриот»
развитию советского дирижаблестроения. В дальнейшем Воздух-центр был реорганизован в воздухсекцию Осоавиахима СССР.
Осенью 1924 г. была завершена постройка еще одного мягкого дирижабля «Московский химик-резинщик» (МХР). Название дирижабля подчеркивало, что он был построен на средства рабочих химической промышленности Москвы и Московской губ. Автором проекта был инженер Н. В. Фомин. Дирижабль имел оболочку объемом 2458 м3, длиной 45,4 м и максимальным диаметром 10,3 м. Двигатель имел мощность 77 кВт. Скорость полета составляла 62 км/ч, полезная нагрузка — 900 кг.
Первый полет продолжительностью 2 ч 5 мин состоялся 16 июня 1925 г. под управлением командира дирижабля В. Л. Нижевского. Дирижабль находился в эксплуатации до осени 1928 г., при этом его несколько раз перестраивали. Всего на МХР был выполнен 21 полет общей продолжительностью 43 ч 29 мин.
Поскольку с прекращением эксплуатации МХР практически остановилась вся учебно-летная работа, в стране по призыву газеты «Комсомольская правда» был начат сбор средств на постройку нового дирижабля. Работа по созданию дирижабля, названного «Комсомольская правда», проводилась силами студентов Высшего аэро-
145
Рис. 89. Советский дирижабль «Комсомольская правда», 1930 г.
механического училища под руководством Н. В. Фомина. С целью ускорения постройки было решено не разрабатывать новый проект, а максимально использовать проект МХР, внеся в него лишь ряд изменений. Раскрой оболочки и гондола остались практически теми же, что и у МХР. По старым чертежам изготавливалось и оперение. Однако веревочная подвеска гондолы была заменена тросовой. Были предусмотрены устройства для натяжения строп. Вместо двигателя «Fiat» был установлен двигатель BMW мощностью 136 кВт.
По форме оболочка «Комсомольской правды» (рис. 89) представляла собой сочетание двух полузллипсоидов вращения, в кормовой части имелась коническая законцовка. Для изготовления оболочки использовался материал змейковых аэростатов типа «Парсеваль», представлявший собой прорезиненный перкаль, покрытый снаружи алюминиевой краской. Масса 1 м2 этого материала составляла около 340 г.
В оболочке имелись два баллонета объемом 315 м3 каждый, которые можно было использовать для изменения угла наклона оси дирижабля к горизонту. Оперение состояло из двух горизонтальных стабилизаторов с рулями высоты и одного вертикального с рулем направления. Площадь горизонтального стабилизатора составляла 10,62 м2, вертикального — 17,35 м2, руля высоты — 5,23 м2, руля направления — 5,42 м2. Управление рулями осуществлялось с помощью тросов, проведенных к штурвалам, расположенным в гондоле.
Гондола, имевшая длину 6,3 м, ширину 1,35 м и высоту 1,4 м, была выполнена из кольчугалюминия и представляла собой жесткий каркас, покрытый гофрированной обшивкой. В гондоле могли разместиться 12 человек.
25 июля 1930 г. дирижабль наполнили газом, а 29 августа состоялся первый полет. Командиром дирижабля был Е. М. Опман. 31 августа дирижабль «Комсомольская правда» выполнил первый полет над Москвой. Всего в 1930 г. было выполнено 30 полетов,
148
Рис. 90. Советский дирижабль В-3, 1932 г.
в 1931 — 25 полетов. Эти учебно-агитационные полеты сыграли важную роль в воспитании кадров воздухоплавания и накоплении опыта эксплуатации.
В конце 1931 г. при ГУ ГВФ создается специализированная организация «Дирижаблестрой». Она должна была объединить усилия различных групп специалистов в области дирижаблестроения, обеспечить плановое развертывание работ по проектированию и постройке советских дирижаблей, усовершенствованию приемов их эксплуатации, проведению научных исследований по воздухоплавательной тематике.
Уже к маю 1932 г. из цехов «Дирижаблестроя» вышли три мягких дирижабля — СССР В-1, СССР В-2 («Смольный») и СССР В-3 («Красная звезда») (рис. 90), предназначенные в основном для выполнения учебно-агитационных полетов и накопления опыта применения дирижаблей в народном хозяйстве. Минимальный объем имел В-1 — 2200 м3. Дирижабли В-2 и В-3 отличались объемами оболочек (соответственно 5000 и 6500 м3) и двигателями, но имели однотипную конструкцию. Оболочка была выполнена из трехслойной прорезиненной материи и имела внутри перегородку, делившую объем на две равные части. Перегородка обеспечивала уменьшение переливания газа вдоль оболочки при дифференте дирижабля. С целью уравновешивания давления в отсеках в перегородке были предусмотрены отверстия.
Для обеспечения маневрирования путем выпуска газа в оболочке имелись четыре газовых клапана тарельчатого типа диаметром 0,4 м каждый. Два клапана были установлены с каждой стороны
147
миделевого сечения по экватору, два других — под кормовой частью. В оболочке также имелся двухсекционный баллонет, выполненный из двухслойной прорезиненной материи, причем каждая из секций подобно самой оболочке имела перегородки с отверстиями. Для выпуска воздуха в баллонете были предусмотрены четыре клапана. Наполнение баллонетов осуществлялось воздухом, отбрасываемым винтами, с помощью воздухоулавливающего трубопровода.
В передней части оболочки имелось носовое усиление из 20 реек, выполненных из кольчугалюминия. В хвостовой части были расположены два горизонтальных стабилизатора с рулями высоты и два вертикальных. Руль направления имелся лишь на нижнем киле. Проводка управления была тросовой.
Гондола, выполненная из кольчугалюминия, подвешивалась к оболочке посредством системы стальных тросов диаметром 8 мм. Силовая установка состояла из двух звездообразных двигателей воздушного охлаждения, установленных в задней части гондолы. Каждый двигатель приводил в движение один винт.
На борту имелись водяной балласт общей массой 350 кг, содержавшийся в трех прорезиненных брезентовых мешках, и гайдроп длиной около 100 м.
На этих дирижаблях был выполнен ряд удачных полетов по таким маршрутам, как Москва — Горький — Москва, Ленинград — Москва — Ленинград, Москва — Харьков и др. 7 ноября 1932 г. над Красной площадью в кильватерной колонне прошли все четыре советских дирижабля — В-1, В-2, В-3 и В-4.
По своим характеристикам дирижабли В-2 и В-3 практически не уступали зарубежным аппаратам подобного класса. Все это позволяет сделать вывод, что, несмотря на отсутствие достаточного количества квалифицированных специалистов и небольшой опыт, Советский Союз к 1933 г. полностью овладел техникой проектирования, постройки и эксплуатации мягких дирижаблей.
Перед «Дирижаблестроем» была поставлена новая задача — освоение производства дирижаблей полужесткого типа, которые по сравнению с мягкими аппаратами в значительно большей мере отвечали требованиям конкретного применения в различных отраслях народного хозяйства. С целью ускорения решения этой задачи в 1932 г. для технического руководства новым направлением отечественного дирижаблестроения был приглашен У. Нобиле.
В конце февраля 1933 г. был построен первый советский полужесткий дирижабль СССР В-5 (рис. 91). Его первый полет продолжительностью 1 ч 15 мин состоялся 27 апреля 1933 г. Дирижабль имел небольшой объем, всего 2340 м3. Малые размеры В-5 объяснялись тем, что он был задуман как опытный образец полужесткого1 дирижабля, предназначенный для практического ознакомления советских специалистов с итальянской полужесткой системой и выявления трудностей, которые могли встретиться при постройке дирижабля значительно большей кубатуры. На нем также предполагалось проводить обучение пилотов и наземного персонала для приобретения опыта эксплуатации и обслуживания полужесткого дирижабля.
148
Рис. 91. Первый советский полужесткий дирижабль В-5, 1933 г.
В мае того же года после успешного завершения государственных приемных испытаний, в которых было подтверждено, что дирижабль удовлетворяет всем техническим требованиям, оговоренным в техническом задании на проектирование, В-5 был принят на эксплуатацию в гражданский воздушный флот. По конструкции В-5 во многом был схож с хорошо себя зарекомендовавшими итальянскими полужесткими дирижаблями. Неизменяемость формы мягкой оболочки, выполненной из двухслойной прорезиненной ткани и разделенной двумя поперечными перегородками на три отсека, обеспечивалась помимо перепада давления газа, поддерживаемого баллонетами, жесткой килевой фермой. Ферма была расположена под оболочкой, имела в поперечном сечении форму равнобедренного треугольника, обращенного вершиной вниз, и представляла собой набор жестких поперечных шпангоутов, соединенных по вершинам продольными стрингерами. К килевой ферме крепились носовое усиление, кормовое развитие с горизонтальными стабилизаторами и рулями высоты и нижний вертикальный стабилизатор с рулем направления. Верхний вертикальный стабилизатор был присоединен непосредственно к мягкой оболочке посредством матерчатых поясов и расчаливался по обе стороны тремя парами тросов. Гондола удобообтекаемой каплеобразной формы была подвешена к килевой ферме с помощью пяти пар тросов. На борту имелся водяной балласт, помещавшийся в двух баках емкостью 0,09 м3 каждый.
В 1933 г. было выполнено более 100 полетов, показавших, что дирижабль В-5 обладал хорошими характеристиками устойчивости и управляемости во всем диапазоне встреченных метеорологических условий. В целом дирижабль выполнил поставленные перед ним задачи. Опыт его постройки и эксплуатации явился основой для строительства крупнейшего советского дирижабля СССР В-6 («Осо-авиахим»).
149
Рис. 92. Крутейший советский дирижабль В-6, 1934 г.
В основу конструкции В-6 (рис. 92) был положен итальянский тип N-4, в который внесли ряд усовершенствований. Объем корабля составлял 18 500 м3, длина — 104,5 м, максимальный диаметр — 18,8 м. Сборка дирижабля была выполнена за Змее, вместо запланированных 3,5 мес. Для сравнения можно отметить, что в Италии на более оборудованных дирижаблестроительных базах сборка дирижаблей подобных размеров занимала 5—6 мес.
Первый полет В-6 состоялся 5 ноября 1934 г. под управлением Нобиле. Продолжительность полета составила 1 ч 45 мин. Последующие испытания показали, что дирижабль обладал хорошими характеристиками устойчивости и управляемости. Высокие летнотехнические характеристики: полезная нагрузка — 8500 кг, пассажировместимость — 20 человек, максимальная скорость полета — 113 км/ч, дальность полета с максимальной полезной нагрузкой — 2000 км, позволяли рассматривать В-6 как первый отечественный дирижабль, способный выполнять конкретные народнохозяйственные задачи. Так, с использованием В-6 планировалось открыть первые в стране пассажирские воздушные линии большой протяженности.
Ряд успешных длительных перелетов дирижабля, в том числе установление мирового рекорда продолжительности полета (130 ч 27 мин), были убедительным доказательством пригодности В-6 для выполнения регулярных дальних пассажирских перевозок.
Одновременно с В-6 строился полужесткий дирижабль СССР В-7 («Челюскинец») объемом 9500 м3. Его первый полет состоялся 16 июля 1934 г.
Отличительными особенностями конструкции этого дирижабля были расположение килевой фермы треугольного поперечного сечения вершиной вверх и применение трехпоясной системы внут
150
ренней подвески, что позволило значительно приблизить поперечное сечение оболочки к кругу. В сочетании с удачной компоновкой аппарата, позволившей значительно сократить количество и размеры отдельных элементов конструкции, выступавших за обводы оболочки, это обусловило относительно небольшую величину коэффициента лобового сопротивления дирижабля.
В 1935 г. был построен аналогичный дирижабль СССР В-7 бис, а в 1936 г. — СССР В-8 объемом 10 000 м3.
В «Дирижаблестрое» велись работы по проектированию полу-жесткого дирижабля объемом 55 000 м3 со следующими параметрами: длина— 152 м, диаметр миделя — 29 м, высота — 31 м, радиус действия — до 7000 км, крейсерская скорость — 100 км/ч. Кроме того, планировалась постройка двух высотных пблужестких дирижаблей с объемами 29 000 и 100 000 м3 соответственно. Последний аппарат должен был летать на высотах около И 000 м. Однако после В-8 ни один полужесткий дирижабль так и не был создан.
В 1937 г. был построен небольшой мягкий дирижабль СССР В-10 объемом 3600 м3, предназначенный для обучения и тренировки летного состава. Первый полет, длившийся около 2 ч, состоялся 14 января 1938 г. под управлением командира дирижабля В. А. Устиновича.
В 1942 г. начались полеты мягкого дирижабля СССР В-12 объемом 2940 м3, а в 1945 г. — дирижабля «Победа» объемом 5000 м3. Последним советским дирижаблем был СССР В-12 бис («Патриот») мягкой системы объемом 3400 м3, построенный в 1947 г.
3.	Роль отечественных ученых и инженеров в развитии дирижаблестроения
В развитии дирижаблестроения важную роль сыграли теоретические исследования и конструкторские разработки многих отечественных ученых и инженеров. В параграфе 1 настоящей главы рассмотрен ряд проектов управляемых аэростатов конца XIX — начала XX в., в которых их авторы Н. М. Соковнин, О. С. Костович, К. Данилевский, А. И. Шабский, Б. В. Голубов и др. предложили немало интересных и оригинальных технических решений как отдельных элементов конструкции, так и дирижабля в целом.
Большое внимание вопросам воздухоплавания, и в частности обоснованию возможности эффективного управления аэростатом, уделял выдающийся русский ученый Д. И. Менделеев. В письме в Военное министерство в 1878 г. он писал: «...я думаю и хорошо убежден, что большим аэростатом управлять возможно в такой же мере, как кораблем». В 1875 г. ученый предложил свой проект дирижабля с необходимыми расчетами.
В 1878 г. Менделеев уехал на год за границу, где он предполагал ознакомиться с зарубежным опытом в области воздухоплавания и заказать двигатель для большого управляемого аэростата, проект которого он собирался разработать. Но вследствие недо-
151
статочных средств, выделенных на эти цели, двигатель заказать не удалось. Однако были проведены многие экспериментальные исследования с рядом моделей и воздухоплавательных приборов.
В 1880 г. Менделеев опубликовал замечательную монографию «О сопротивлении жидкостей в воздухоплавании», в которой впервые обосновал зависимость сопротивления движению тела в жидкости от ее физических свойств. Наряду с важными теоретическими исследованиями Менделеев занимался и такими прикладными вопросами, как совершенствование способов добычи водорода и наполнение им оболочек аэростатов.
Огромное влияние на развитие дирижаблестроения оказали труды К. Э. Циолковского. Вопросам
Рис. 93. Образцы моделей оболочек теории и конструкции управляе-цельнометаллического дирижабля мого аэростата он посвятил более К. Э. Циолковского.	50 раб0Т- Его первая большая тео-
ретическая работа «Теория аэростата» была написана в 1886 г. В ней Циолковский впервые, задолго до работ Шварца обосновал целесообразность изготовления дирижабля целиком из металла, рассмотрел условия, которым должен удовлетворять управляемый аэростат, проанализировал безбалластные способы управления подъемной силой. В 1892 г. была опубликована работа «Аэростат металлический управляемый», в которой подробно описана конструкция дирижабля с оболочкой, целиком выполненной из гофрированных стальных листов. В поперечном сечении оболочка представляла собой прямоугольник. Более узкие верхнее и нижнее ее основания имели продольный гофр, а широкие боковины — поперечный. Посредством специальной системы полиспастов и тросов основания можно было подтягивать одно к другому. При этом боковины прогибались наружу и сечение из прямоугольного приобретало округлую форму. Таким способом без применения баллонетов Циолковский предлагал изменять газовый объем оболочки, что позволяло сохранять в полете постоянство подъемной силы дирижабля или изменять ее до необходимой из условия равновесия величины при изменении температуры и давления окружающего воздуха. Наличие гофров обеспечивало надежность работы этой системы. Образцы моделей таких оболочек представлены на рис. 93.
Вторым оригинальным техническим решением было устройство для подогрева газа в оболочке, основанное на использовании теп
152
лоты выхлопных газов двигателей. С помощью специального регулятора температуры с управляемой заслонкой выхлопные газы либо полностью сбрасывались за борт, либо в нужном количестве направлялись в длинную трубу, проложенную в нижней части оболочки. Проходя по трубе, выхлопные газы нагревали окружавший трубу водород. Таким образом обеспечивалось управление дирижаблем в вертикальной плоскости. Сам Циолковский так оценивал свою идею: «Подогревание внутренности оболочки продуктами горения и естественное ее охлаждение избавляют нас от балласта и потери газа. Подъемная сила дирижабля благодаря этому изменяется по желанию» [86]. Этот принципиально новый способ управления подъемной силой можно было реализовать в дирижабле Циолковского именно вследствие наличия безопасной в пожарном отношении и герметичной металлической оболочки.
На первых управляемых аэростатах с мягкой оболочкой, обладавшей большой газопроницаемостью, постоянная утечка водорода сама по себе представляла значительную пожарную опасность. Естественно, что подогрев водорода в такой оболочке, которая к тому же не была достаточно огнестойкой, неизбежно привел бы к повышению этой опасности.
Циолковский предложил два отличавшихся габаритами дирижабля, больший из которых имел объем 58 500 м3, был оборудован двигателем мощностью 93 кВт и мог перевозить 100 человек со скоростью 43 км/ч.
Проектом цельнометаллического дирижабля Циолковский намного опередил свое время. В разных странах предпринимались лишь первые попытки управляемого полета на аэростатах, а он уже поставил перед собой сложную задачу разработки безопасного, экономичного, надежного и простого в эксплуатации дирижабля.
С позиций создания экономичного дирижабля Циолковский подчеркивал важность разработки аэродинамической формы оболочки. Он считал, что дирижабль «...должен иметь в горизонтальном направлении удлиненную и заостренную с обоих концов форму, дабы представлять ничтожное сопротивление ветру при стоянках «на якоре» и при самостоятельном движении в воздухе» [86].
Среди других представляющих большой практический интерес технических решений Циолковского следует отметить предложение о взаимном расположении рулей и воздушных винтов. Смысл его заключается в следующем: «Рули всегда, если можно, надо ставить позади пропеллеров. Тогда их действие сильнее от возбуждаемого винтом воздушного потока. Особенно полезен такой руль при начале поступательного движения дирижабля, когда он еще не приобрел большой скорости и, следовательно, от встречного воздушного потока почти не работает» [86].
Перспективным также является предложение об использовании в качестве топлива газа, наполняющего оболочку аэростата, в сочетании с его подогревом: «Для работы моторов может быть употреблен газ, наполняющий аэронат... По мере истребления газа в оболочке внутренность ее должна подогреваться...» [86].
153
Рис. 94. Схема дирижабля Андерса.
Наряду с теоретическим обоснованием реальности своих технических предложений Циолковский всегда подтверждал их путем экспериментов на моделях. Так, оценив теоретически изменение формы металлической оболочки и соответствующее распределение деформаций в ней, он провел детальную проверку своих расчетов на ряде моделей и доказал экспериментально возможность плавного изменения формы оболочки — от плоского тела прямоугольного сечения до тела вращения.
Только после Великой Октябрьской социалистической революции труды Циолковского получили полное признание. В «Дирижабле-строе» велись проектирование и постройка моделей оболочек его цельнометаллического дирижабля. Были построены оболочки объемом 1, 13 и 1000 м3. Активное участие в этих работах принимал сам ученый.
В трудах, написанных в советский период, Циолковский много внимания уделял усовершенствованию своего металлического дирижабля и вопросам экономичности воздухоплавательного транспорта. В одной из последних работ «Поезд дирижаблей», написанной в 1935 г., он выдвинул интересную идею создания экономичного аэростатического транспортного средства, обладающего относительно невысоким коэффициентом лобового сопротивления,— поезда, составленного из отдельных дирижаблей.
Идею Циолковского об управлении подъемной силой цельнометаллического дирижабля путем механического изменения формы его оболочки применил в своем проекте управляемого аэростата Ф. Ф. Андерс. В 1924 г. он получил патент на жесткий металлический складывающийся каркас для дирижабля.
Оболочка цельнометаллического дирижабля Андерса (рис. 94) представляла собой дюралюминиевый каркас, состоявший из имевших в поперечном сечении форму правильного 24-угольника шпангоутов, соединенных по вершинам продольными стрингерами, который был покрыт снаружи дюралюминиевой обшивкой толщиной 0,2 мм. Клетки, образованные соединением шпангоутов и стрингеров, подкреплялись по диагоналям специальными лентами. Оболочка
<54
состояла из трех частей: конической носовой, средней в форме усеченного конуса с большим основанием спереди и конической кормовой. Длина этих частей составляла соответственно 30, 81 и 35 м, диаметр миделевого сечения — 25 м. В средней части через каждые 13,5 м были расположены главные шпангоуты, между которыми на расстоянии 2,25 м друг от друга находились вспомогательные. Вспомогательные шпангоуты имелись также в носовой и кормовой частях оболочки.
Через четыре диаметрально противоположные точки, расположенные под углом 90° в вершинах каждого из шпангоутов, проходили продольные трубы, являвшиеся осями шарниров. Четыре жестких сектора, на которые в продольном направлении была разделена вся оболочка, могли поворачиваться относительно этих шарниров. Секторы стягивались посредством лебедок, установленных на нижней продольной трубе, которые с помощью тросов передавали нагрузки на главные шпангоуты. Тросы наматывались на барабаны лебедок, причем каждый трос одним концом крепился на главных шпангоутах за верхнюю продольную трубу. Лебедки приводились в движение электромоторами, получавшими энергию от генератора.
В отличие от управляемого аэростата Циолковского, в котором несущий газ размещался непосредственно в самой металлической оболочке, в дирижабле Андерса водород находился в восьми изолированных газовых баллонах, окруженных защитной сеткой во избежание трения их о детали корпуса. В стянутом виде оболочка приобретала форму сплюснутого удобообтекаемого тела, при этом газ в баллонах сжимался. На случай нерасчетного повышения давления водорода в оболочке предусматривались автоматические предохранительные клапаны для его выпуска.
Максимальное изменение (уменьшение) объема оболочки от его наибольшей величины 43 700 м3 составляло около 40 %, причем на это требовалось всего 3,5—5 мин. Изменение объема в таких широких пределах обеспечивало возможность поддержания заданной высоты полета при изменении условий окружающей среды и полетной массы, а также маневрирование без расхода газа и балласта.
В передней части корпуса были расположены гондола экипажа, сообщавшаяся с главной гондолой внутренним коридором, и силовая установка, состоявшая из трех двигателей общей мощностью 588 кВт.
Двигатели приводили в движение три тянущих винта, расположенные друг над другом, и генератор. Путем изменения наклона оси вращения среднего винта достигалось изменение направления вектора его тяги. Это позволило Андерсу отказаться от устройства рулей высоты и направления. Кроме того, средний винт мог использоваться и как подъемный, что позволяет отнести дирижабль Андерса к своего рода микстам.
Главная гондола располагалась в кормовой части. В ней размещались рубка командира, основное бортовое оборудование, помещения для экипажа и пассажиров, кухня и другие подсобные помещения.
155
Еще одним оригинальным техническим решением была система конденсации водяных паров из выхлопных газов двигателей. Вода собиралась в специальные резервуары и использовалась как дополнительное средство обеспечения равновесия дирижабля.
Предполагалось, что полезная нагрузка дирижабля составит 18 000 кг, скорость полета — 128—149 км/ч, потолок — 2500 м. Запаса горючего должно было хватить на 68 ч полета.
Успехи советского дирижаблестроения в значительной мере были связаны с теоретическими и экспериментальными исследованиями, а также с конструкторскими разработками многих советских ученых и инженеров. Среди них следует отметить работы профессоров Н. В. Фомина, А. Г. Воробьева, В. А. Семенова (механика свободного и управляемого аэростатов), К. К. Федяевского (аэродинамический расчет дирижаблей), П. Т. Калиновского (вопросы строительной механики и прочности дирижабля), В. Г. Гараканидзе, Б. А. Гарфа, А. М. Вахминцева, В. В. Катанского, Н. В. Лебедева, Н. Г. Стобровского, Г. Б. Харабковского (проектирование и анализ конструкций дирижаблей). Эти успехи были также результатами большой и целенаправленной работы, проводимой в стране по подготовке научных и инженерных кадров, летного и обслуживающего персонала. Важную роль в ней сыграл Дирижаблестроительный учебный комбинат (ДУК), организованный в Москве в 1933 г. Пропаганде и распространению знаний в области дирижаблестроения способствовал выпуск ряда специализированных периодических журналов и сборников, таких, как «Воздухоплавание», «Аэро», «Авиация и воздухоплавание», «Аэростат», «Дирижабль», «Технический бюллетень Дирижаблестроя», «Сборник научно-технических работ по дирижаблестроению и воздухоплаванию» и др.
Высокое мастерство в летной работе демонстрировали советские пилоты и бортинженеры Н. С. Гудованцев, С. В. Демин, В. Л. Ни-жевский, Е. М. Опман, И. В. Паньков, Ф. Ф. Ассберг, В. А. Устинович и др., первые советские женщины-пилоты Л. В. Иванова (Эйхенвальд) и В. Ф. Демина, которая первой в мире стала командиром дирижабля (полет состоялся 7 апреля 1937 г. на дирижабле В-1).
Все это свидетельствует о том, что только после Великой Октябрьской социалистической революции в стране были созданы все условия для привлечения широких масс трудящихся к свободной и плодотворной научно-технической деятельности, позволившие поднять отечественное дирижаблестроение на высокий уровень.
4.	Работы по возрождению воздухоплавания в СССР
В начале 60-х годов в нашей стране, как и в большинстве других промышленно развитых стран, значительно возрос интерес к аэростатическим средствам транспорта, и в частности к дирижаблям. В различных городах — Москве, Ленинграде, Киеве, Новосибирске, Нижнем Тагиле, Саратове, Сыктывкаре — создаются
156
общественные конструкторские бюро по дирижаблестроению и воздухоплаванию.
С целью объединения усилий энтузиастов возрождения дирижаблестроения и привлечения внимания государственных организаций к проблеме аэростатического транспорта в марте 1965 г. в Новосибирске была проведена Первая всесоюзная конференция по дирижаблестроению и применению дирижаблей в народном хозяйстве СССР. В решении конференции было отмечено, что «возрождение отечественного дирижаблестроения на современной научно-технической основе является актуальной задачей в выполнении плана развития производительных сил нашей страны, намеченного Программой Коммунистической партии Советского Союза» [69].
В общественных конструкторских бюро проводилась большая работа по проектированию дирижаблей, отвечающих новым требованиям, предъявляемым к современным средствам воздушного транспорта, и обоснованию экономической целесообразности их применения в различных отраслях народного хозяйства.
В Ленинградском общественном конструкторском бюро воздухоплавания им. К. Э. Циолковского было выполнено «Технико-экономическое обоснование целесообразности строительства и использования дирижаблей в народном хозяйстве СССР» и разработан ряд технических предложений по жестким дирижаблям. Среди них можно отметить многоцелевой дирижабль СССР Л-100С (грузоподъемность 100 т), двухкорпусный СССР Л-200, предназначенный для сельскохозяйственных работ (грузоподъемность 200 т), трехкорпусный СССР Л-300 (грузоподъемность 1000 т).
Целью разработок общественных конструкторских бюро был поиск новых, более эффективных и экономичных путей решения важнейших народнохозяйственных задач. Так, в Новосибирском общественном конструкторском бюро был разработан проект дирижабля, предназначенного для транспортировки 100 000 м3 природного газа. Оболочка этого мягкого дирижабля длиной 150 м и максимальным диаметром 50 м представляет собой набор изогнутых в продольном направлении пневмобалок большого диаметра, расположенных по периферии окружности и соединенных по концам с носовым и кормовым газовыми баллонами. В пневмобалках и баллонах находится гелий под повышенным давлением, что обеспечивает поддержание формы оболочки. Практически все остальное внутреннее пространство оболочки заполнено природным газом. Уравновешивание избыточной подъемной силы природного газа осуществляется с помощью балласта, которым может служить жидкое топливо (нефть, метанол и др.). В проекте реализована идея К. Э. Циолковского об использовании в качестве топлива для маршевых двигателей несущего газа. В данном случае это транспортируемый природный газ.
Наиболее широкий круг вопросов, касающихся различных сторон конструкции и применения аэростатических видов транспорта, рассмотрен в работах Киевского общественного конструкторского бюро по воздухоплаванию (ОКБВ). Проекты этого коллектива отличаются
157
Рис. 95. Схема конструктивно-технологического членения дирижабля Д-1 разработки Киевского ОКБВ.
всесторонней проработкой в сочетании с оригинальными техническими решениями. Высокий научно-технический уровень разработок явился естественным следствием удачного союза представителей различных отраслей науки и авиационной техники. Коллектив, объединивший в своих рядах большую группу авиационных инженеров и научных работников АН УССР, был создан в 1961 г. по инициативе талантливого авиационного инженера Р. А. Гохмана (1924—1978), который являлся бессменным руководителем ОКБВ до последних дней жизни.
В середине 60-х годов Киевским ОКБВ разрабатывается проект жесткокорпусного многоцелевого дирижабля Д-1. Корпус Д-1 объемом 27 500 м3 по форме является эллипсоидом вращения с полуосями 42 и 12,5 м и представляет собой нолумонококовую конструкцию (рис. 95). Жесткая обшивка, выполненная из трехслойных стеклопластиковых панелей, подкреплена силовым набором, состоящим из четырех продольных лонжеронов и девяти шпангоутов коробчатого типа. Силовой набор также изготовлен из стеклопластика. В центральной части корпуса, между шпангоутами № 3 и 5 нижний лонжерон разветвляется. Образовавшийся проем служит для устройства грузового отсека размером 15X6,2x3,3 м. В грузо
158
вом отсеке располагается грузовая платформа, на которой могут быть установлены грузы или два пассажирских салона, рассчитанные на 40 человек каждый. Комплекс бортовых грузоподъемных устройств позволяет опускать платформу на землю в режиме висения дирижабля. Перед грузовым отсеком расположена герметичная кабина экипажа, рассчитанная на шесть человек (основной и сменный экипажи).
На Д-1 предусмотрено трехстоечное убирающееся шасси, позволяющее осуществлять взлет и посадку как вертикально, так и с небольшим разбегом или пробегом.
Симметричная форма корпуса Д-1 небольшого удлинения (X — =3,36) была выбрана на основании результатов экспериментальных исследований моделей в аэродинамической трубе. Корпус такой формы обладает малым коэффициентом лобового сопротивления, к тому же вследствие уменьшения типоразмеров панелей он технологичен в изготовлении. Следует, однако, отметить, что в этом случае несколько усложняется решение вопросов, связанных с устойчивостью и управляемостью дирижабля. С целью обеспечения приемлемых характеристик устойчивости и управляемости оперение на Д-1 выполнено по Т-образной схеме. Эффективность такого оперения обеспечивается выносом вертикального и горизонтального стабилизаторов в зону невозмущенного потока и увеличением плеча оперения, обусловленным самой его конструкцией. На стабилизаторах предусмотрены рули высоты и направления.
Несущий газ — гелий — находится в газовом баллоне, расположенном внутри жесткой оболочки. Баллон изготовлен из полиэтилентерефталатной пленки и с целью повышения живучести разделен герметическими перегородками на 21 отсек.
Для эффективного управления дирижаблем на малых скоростях, в частности меньших критической инверсионной скорости, а также на режиме висения наряду с традиционной системой управления посредством аэродинамических рулевых поверхностей предусмотрена система газодинамического управления, основанная на изменении направления вектора тяги струи высоконапорного воздуха.
Силовая установка состоит из маршевого турбовинтового двигателя АИ-24 с толкающим винтом, расположенного в корме по оси оболочки, и вспомогательной силовой установки (ВСУ) — турбореактивного двигателя АИ-25 в носовой части корпуса. ВСУ обслуживает системы газодинамического управления, балластировки, кондиционирования воздуха, электроснабжения, комплекс грузоподъемных устройств.
Основные летно-технические данные Д-1: полезная нагрузка — 14 т, максимальная скорость — 200 км/ч, крейсерская скорость — 170 км/ч, потолок — 6000 м, дальность полета с грузом массой 11 т— 1000 км.
Была изготовлена технологическая модель корпуса дирижабля в масштабе 1 : 10 (рис. 96).
Проект Д-1 послужил основой для разработки технического предложения жесткокорпусного дирижабля Д-4. Ниже приведены основ-
159
Рис. 96. Технологическая модель оболочки дирижабля Д-1 (М 1:10).
иые летно-технические характеристики этого дирижабля: объем — 220 000 м3, длина — 168 м, максимальный диаметр — 50 м, полезная нагрузка — 120 т, максимальная скорость — 200 км/ч, крейсерская скорость — 170 км/ч, дальность полета с грузом массой 80 т — 5000 км.
Одной из наиболее интересных и масштабных работ Киевского ОКБВ является проект системы аэростатической транспортировки топлива (САТТ). Проект был разработан в 1975 г. Целью его было решение проблемы транспортировки больших количеств газообразного и жидкого топлива на дальние расстояния с наименьшими энергетическими затратами, относительно невысокими капиталовложениями и возможностью ввода в действие системы транспортировки в короткий срок.
Основная идея САТТ заключается в использовании подъемной силы транспортируемого природного газа. Газ закачивается в буксируемые аэростаты-топливовозы (БАТ), которые шарнирно соединяются друг с другом и двумя дирижаблями типа Д-1 (спереди и сзади), образуя таким образом аэростатический топливный поезд (АТП), состоящий из двух дирижаблей и цепочки БАТ между ними. Задний дирижабль выполняет функцию стабилизатора. Для уравновешивания БАТ в них предусмотрены емкости для закачки жидкого топлива. В БАТ имеются также баллонетная система регулирования аэростатической подъемной силы и система нейтрального газа. Под наружной оболочкой БАТ на некотором расстоянии от нее расположена внутренняя оболочка, а пространство между ними заполнено нейтральным газом — азотом. Наличие этого слоя газа, покрывающего транспортируемое топливо, сводит к минимуму пожарную опасность при эксплуатации АТП. Разработаны также оригинальные
160
системы причаливания АТП, закачки в него газа и опорожнения БАТ.
В проекте предлагается несколько вариантов АТП, отличающихся массой перевозимого топлива. Характеристики одного пз них приведены ниже: объем БАТ — 380 000 м3, длина — 202 м, максимальный диаметр — 60 м, число БАТ в АТП — 7, объем загружаемого в поезд газа — 1,9 млн. нм3, масса загружаемого жидкого топлива — 1029 т, скорость транспортировки — 100 км/ч. Проект САТТ был представлен совместно АН УССР и Киевским ОКБВ на рассмотрение Государственной экспертной комиссии Госплана СССР, которая отметила, что «отечественный и зарубежный опыт создания дирижаблей, современный уровень науки и техники подтверждают возможность практического осуществления способа транспортировки газообразного и жидкого топлива», и рекомендовала «приступить к широким исследовательским работам в области аэростатических поездов и дирижаблей, начать разработку проектов первых опытных поездов и кораблей» [14].
Еще одной большой работой Киевского ОКБВ является проект комбинированного аэростатического летательного аппарата грузоподъемностью 20 т (в перегрузочном варианте 30 т), предназначенного для выполнения транспортно-монтажных операций. Аппарат выполнен по полужесткой схеме и представляет собой соединение мягкой газонаполненной оболочки с жесткой килевой фермой и несущими винтами большого диаметра (рис. 97).
Килевая ферма предназначена для поддержания формы мягкой оболочки в продольном направлении, восприятия аэродинамических,
Рис. 97. Модель комбинированного аэростатического летательного аппарата разработки Киевского ОКБВ.
6 5-313	161
аэростатических и массовых нагрузок, а также для размещения и крепления всех жестких элементов аппарата. Одним из ее основных элементов является подмоторная ферма, на которой установлены вертолетные силовые установки.
В передней части килевая ферма соединена с носовым усилением, предназначенным для восприятия аэродинамических нагрузок от набегающего потока. В кормовой части к ферме крепятся нижний вертикальный и горизонтальные стабилизаторы, а снизу — кабина экипажа и шасси.
Килевая ферма имеет развитую пространственную конструкцию. Продольные пояса и поперечные стойки выполнены в виде фермочек из трубчатых элементов. Клетки килевой фермы подкреплены тросовыми расчалками. Верхняя часть килевой фермы в зоне расположения винтов имеет в поперечном сечении форму перевернутой трапеции, которая в носовой и кормовой частях трансформируется в равносторонний треугольник, обращенный вершиной вниз. Подмоторная ферма имеет в поперечном сечении форму прямоугольника.
Конструкция килевой фермы вместе с расположением несущих винтов на расстоянии 7 м от оболочки обеспечивает удовлетворительное притекание воздуха к винтам.
На горизонтальном стабилизаторе предусмотрены рули высоты, а на нижнем вертикальном стабилизаторе — руль направления. Верхний вертикальный стабилизатор выполнен мягким и крепится непосредственно к мягкой оболочке.
Несущим газом является гелий. Оболочка изготовлена из материала, имеющего малую газопроницаемость по гелию (0,2 л/(м2-сутки)). Посредством мягкой продольной диафрагмы, расположенной в нижней части оболочки, последняя разделена на газовместилище и. воздушный баллонет. Газовместилище и баллонет делятся семью поперечными диафрагмами на восемь отсеков. Отбор воздуха для наполнения баллонетов производится от компрессоров маршевых двигателей. В оболочке предусмотрена система автоматического регулирования давления.
Крепление мягкой оболочки к килевой ферме осуществляется посредством тросов и катенарий по типу полужестких дирижаблей конструкции Нобиле.
Силовая установка состоит из четырех двигателей ТВ2-117А, приводящих два несущих винта, турбовинтового двигателя АИ-24 с тянущим винтом, расположенного в передней части аппарата, и ВСУ. ВСУ используется для запуска двигателей, а также для обеспечения бортового оборудования аппарата сжатым воздухом и электроэнергией.
Управление аппаратом в крейсерском полете осуществляется посредством аэродинамических рулей. На малых' скоростях и в режиме висения управление во всех плоскостях обеспечивается путем изменения направления векторов тяги несущих винтов.
В подмоторной ферме расположен комплекс грузоподъемных устройств и имеется кабина оператора с блистером для наблюдения 162
за погрузочно-разгрузочными и монтажными работами. В кабине экипажа предусмотрен отсек для отдыха членов экипажа. Кабины оборудованы системой кондиционирования воздуха.
Шасси аппарата четырехстоечное. Оно предназначено для транспортировки аппарата по земле и стоянки в пришвартованном состоянии при проведении технического обслуживания и ремонтных работ. Предусмотрена также стоянка аппарата на причальной мачте, для чего в передней части килевой фермы установлено причальное приспособление.
В кабине экипажа имеется люк для выхода в коридор, ведущий к переднему маршевому двигателю и на трап причальной мачты. В подмоторной ферме вдоль всей ее длины предусмотрен коридор для прохода к передней и задней вертолетным силовым установкам и находящемуся там оборудованию. За кабиной экипажа расположена лестница, ведущая из подмоторной фермы в верхнюю часть килевой фермы, где имеется коридор для подхода к оборудованию и системам, установленным в этой части фермы и в корме аппарата. Аппарат оборудован современными системами управления, навигации и связи, обеспечивающими его надежную эксплуатацию в ожидаемых условиях.
Перемещение аппарата осуществляется Цосредством горизонтальной составляющей векторов тяги несущих винтов или тяги винта турбовинтового маршевого двигателя. В каждом конкретном полете может быть определен оптимальный с точки зрения расхода топлива вариант работы двигателей.
Аэростатическая подъемная сила несущего газа, заключенного в оболочке, уравновешивает сам аппарат, а транспортируемый груз уравновешивается вертикальной составляющей тяги несущих винтов. Таким образом, разработанный аппарат представляет собой безбал-ластный летающий кран, с помощью которого можно осуществлять погрузочно-разгрузочпые и монтажные операции даже над неподготовленной площадкой. Транспортировка грузов осуществляется на внешней подвеске. Аппарат является базовым. Он может служить основой для разработки более мощных летающих кранов грузоподъемностью 60, 100 т и более.
Проект разработан по принципу использования лишь тех агрегатов и материалов, которые сегодня серийно выпускаются отечественной промышленностью. Это дает возможность построить опытный образец и провести его всесторонние испытания в кратчайшие сроки.
Основные летно-технические данные аппарата: объем оболочки — 65 000 м3, длина — 115 м, скорость—100 км/ч, потолок — 2000 м, дальность полета с грузом массой 20 т — 1000 км.
Киевским ОКБВ также были разработаны проекты тропопаузной ветроэлектростанции (ТВЭС) мощностью 2000 кВт и аэростатической ретрансляционной станции (АРС). Основой ТВЭС и АРС является наполненная несущим газом жесткая оболочка с ветроколесом, поднимаемая на высоту 10—12 км в зону устойчивых и постоянных по скорости (около 25 м/с) воздушных течений. Электроэнергия с ь»
163
ТВЭС на землю передается по трос-кабелю, удерживающему станцию. Радиус действия АРС — 700 км.
Результатом многолетних работ, проводимых общественными конструкторскими бюро, явилось определение рациональной схемы современного аэростатического летательного аппарата и конструкции его отдельных элементов. Кроме того, эти работы в значительной мере способствовали изменению общественного мнения как в части перспектив применения дирижаблей и комбинированных аэростатических летательных аппаратов в народном хозяйстве, так и относительно самой технической возможности создания аэростатических аппаратов, удовлетворяющих современным требованиям надежности и безопасности эксплуатации.
Глава VIII
ХАРАКТЕРИСТИКИ ДИРИЖАБЛЕЙ ПЕРВОГО ПОКОЛЕНИЯ
1. Массовые, летные и геометрические характеристики
Одним из основных показателей совершенства дирижабля является его массовая отдача, которая характеризуется отношением К полезной подъемной силы Упол, уравновешивающей полезную нагрузку, к полной подъемной силе У. На рис. 98 показано изменение этого отношения в зависимости от увеличения газового объема для дирижаблей различных систем. Рассмотрены лишь дирижабли, обладавшие наиболее высокими показателями массовой отдачи для конкретных диапазонов газовых объемов. Это позволяет сделать некоторые общие выводы несмотря на то, что проанализированы характеристики ограниченного числа дирижаблей.
В рассмотренных диапазонах газовых объемов значения отношения полезной подъемной силы к полной подъемной силе и абсолютные значения полезной подъемной силы возрастают с ростом объема для всех типов дирижаблей. При этом следует отметить, что для дирижаблей, имевших объемы, превышавшие рассмотренные, наблюдалось снижение значения этого отношения. Так, для наиболее крупных дирижаблей мягкой и жесткой систем ZPG-3W и LZ-129 значения К соответственно равны 0,4 и 0,56, тогда как максимальные его значения в рассмотренных диапазонах газовых объемов составляют соответственно 0,54 и 0,7. Однако абсолютные значения полезной подъемной силы продолжают возрастать с увеличением газовоге объема дирижаблей.
Для каждого типа дирижаблей может быть выделен определенный диапазон значений газового объема, в котором значение К будет близко к максимальному.
Для дирижаблей первого поколения абсолютное максимальное! значение отношения полезной подъемной силы к полной подъемной силе составляло A = 0,7(LZ-102).
При одинаковых газовых объемах наибольшую массовую отдачу имели дирижабли мягкой системы, а наименьшую — жесткой.
Рост и улучшение летных, массовых и геометрических характеристик дирижаблей первого поколения наиболее наглядно можно проследить по развитию семейства цеппелинов, а также американских и английских дирижаблей жесткой системы. С 1900 по 1938 г., в период строительства этих дирижаблей, их характеристики
165
Рис. 98. Характеристики массовой отдачи дирижаблей:
1 — «Пони-Блимп» (США); 2 — Тип В (США); 3 — 1-1 (США); 4 — СССР В-3: 5 — «Гриф»; 6 — АТ-18; 7 — «Лоррен» (Франция); 8— «Астра»; 9 — PL-27; 10 — SCA; 11 — «Republlque»; 1г — тип О (Италия); 13— N-2; 14 — СССР В-7; 15 — тип М (Италия); И-Р-5 (Италия); 17 — F-7 (Италия) 18— Т-34; 19 — LZ-2; го — LZ-5. 21 — LZ-7; 22 — LZ-14; 23 — LZ-26; 24 - LZ-41; 25 — LZ-100; 26 — LZ-102.
изменились в следующих пределах: скорость полета возросла с 28 до 135 км/ч, дальность — практически от нуля до 17 500 км, потолок — с 400 до 8200 м, полезная нагрузка — с 1,4 до 120 т, газовый объем— с 11300 до 200 000 м2 3, длина корпуса — со 128 до 247,8 м, максимальный диаметр — с 11,65 до 41,2 м. Одним из основных факторов, обусловивших это улучшение характеристик дирижаблей, было возрастание мощности силовой установки (с 21,6 кВт на LZ-1 до 3296 кВт на ZRS-5). При этом удельная масса двигателей снизилась с 41,7 кг/кВт (LZ-1) до 2,6 кг/кВт (LZ-127).
Претерпел существенные изменения и такой параметр, как Удлинение корпуса. Если у LZ-1 он был равен 10,99, то у LZ-129— 6,01, у ZRS-5—5,9, у R-100—5,33, у ZMC-2—2,84. Переход к корпусам малого удлинения явился результатом исследований в аэродинамических трубах, направленных на поиск формы корпуса, обеспечивающей наименьшее аэродинамическое сопротивление дирижабля.
2. Особенности эксплуатации
Техническая эксплуатация дирижаблей представляет собой одну из наиболее сложных областей дирижаблестроения. Причаливание и стоянка, маневрирование на земле, наземное обслужива-
ло
ние, поиск и устранение неисправностей и повреждений на земле и в полете — все эти стороны технической эксплуатации имеют ряд особенностей, обусловленных наличием в дирижаблях газонаполненных оболочек больших размеров. Но поскольку всесторонне рассмотреть вопросы технической эксплуатации дирижаблей в ограниченной по объему главе не представляется возможным, в ней освещены только отдельные важные моменты, такие, как причаливание и стоянка дирижаблей, а также влияние на эксплуатацию метеорологических факторов.
Причаливание дирижабля представляет достаточно сложную в техническом отношении и ответственную операцию. Для ее выполнения использовались разнообразные причальные сооружения, в верхней части которых были установлены поворотные причальные устройства.
Известны различные виды причаливания. Здесь же рассматривается только наиболее совершенная из применявшихся методика механического причаливания к высокой причальной мачте. Йеред началом причаливания дирижабль уравновешивался на высоте 150—300 м и направлялся строго против ветра к причальной мачте, с вершины которой по ветру сбрасывался главный мачтовый трос длиной до 300 м. При подходе к свободному концу этого троса с носа дирижабля сбрасывался еще один трос. Члены наземной команды соединяли оба троса, в результате чего устанавливалась непосредственная связь дирижабля с причальной мачтой. Дирижабль на малой скорости продолжал двигаться вперед, в то время как лебедки причальной мачты выбирали трос. При этом для предотвращения чрезмерного нагружения носовой части дирижабля скорость выбирания троса к моменту его натяжения подбирали близкой к скорости дирижабля. После того как трос натягивался на дирижабле выключали двигатели и сбрасывали часть балласта, причем таким образом, чтобы дирижабль поднялся до высоты, когда трос составит с вертикалью угол примерно 30°. Такой запас высоты обеспечивает безопасность при подтягивании дирижабля. С помощью лебедок начинали подтягивать дирижабль к мачте. На высоте около 100 м с носовой части дирижабля сбрасывали два боковых троса, свободные концы которых соединяли на земле со вспомогательными тросами, расположенными в горизонтальной плоскости под углом 60° в обе стороны от направления ветра. Вспомогательные тросы были пропущены через блоки, установленные вокруг мачты, и соединены с двумя вспомогательными лебедками. Затем плавно выбирали все три троса до тех пор, пока длина боковых тросов не становилась равной расстоянию от вершины мачты до блоков. После этого путем выбирания главного мачтового троса подтягивали дирижабль вплотную к мачте, вводили конус носовой части дирижабля в причальную воронку мачты и закрепляли конус специальным замком. После закрепления дирижабля боковые тросы прослабляли, что обеспечивало возможность перемещения дирижабля на поворотном причальном устройстве вокруг мачты при изменении направления ветра.
167
Причальное сооружение обеспечивает не только безопасное причаливание дирижабля, по и его длительную стоянку. При этом производится предполетная подготовка дирижабля, в том числе заправка его газом и горючесмазочными материалами, погрузочно-разгрузочные операции, осмотр, а при необходимости и ремонт отдельных элементов конструкции. С этой целью на причальном сооружении предусматривается целый комплекс вспомогательных устройств и механизмов, а также соответствующие помещения.
Для предотвращения колебаний дирижабля в вертикальной плоскости, которые усложняют выполнение операций по его обслуживанию, причальное сооружение оборудуется механизмом подачи дирижабля к земле. Опущенный на землю дирижабль закрепляется (как правило, в кормовой части корпуса) на специальных тележках, имеющих свободу горизонтального перемещения вокруг оси причального сооружения и не позволяющих дирижаблю перемещаться •в вертикальной плоскости.
Естественно, что наилучшие условия для наземного обслуживания дирижаблей имеются в эллинге, который полностью защищает дирижабль от воздействия окружающей среды (ветер, осадки, изменение температуры). Однако эллинги являются дорогостоящими сооружениями, и обычно их строили лишь на крупных дирижабельных базах. Поэтому в большинстве случаев эксплуатации дирижаблей их стоянка производилась на причальных мачтах. Опыт эксплуатации дирижаблей первого поколения убедительно продемонстрировал, что они днями, неделями и даже месяцами могли стоять на причальных сооружениях, выдерживая значительные изменения условий окружающей среды. Так, жесткий дирижабль «Mayfly» при стоянке на мачте в течение двух суток успешно противостоял ветру, скорость которого в порывах достигала 25 м/с. Жесткий дирижабль ZR-1 при стоянке на мачте выдерживал ветер со скоростью более 30 м/с. Доказателен в этом отношении также случай стоянки на мачте американского дирижабля мягкой системы «Enterprise». 21 сентября 1938 г. дирижабль в течение нескольких часов находился в чрезвычайно тяжелых условиях воздействия внешней среды, когда скорость ветра достигала 24—28 м/с, а в порывах — до 31 м/с. Ветром были повалены деревья, повреждены линии электропередачи. Однако осмотр дирижабля, проведенный после окончания шторма, показал, что материальная часть его практически не получила повреждений. Следует отметить, что ветры такой силы вблизи поверхности земли — явление достаточно редкое. В случаях, когда все же возникает опасность повреждения причаленного дирижабля, он может сняться с мачты и переждать в воздухе тяжелые условия, подобно тому как снимаются с якоря и выходят в открытое море в штормовых условиях надводные суда. Находясь в воздухе, дирижабль с работающими двигателями может противостоять практически всем неблагоприятным воздействиям окружающей среды. Достаточно вспомнить, в каких сложных метеорологических условиях проходили первый этап перелета R-34. через Атлантику и этап
168
Токио — Лос-Анжелес кругосветного перелета LZ-127, или высокую регулярность выполнения пассажирских рейсов того же LZ-127.
О малой зависимости полетов дирижаблей от метеорологических условий, в том числе бурь и особенно туманов, свидетельствует также опыт эксплуатации английских дирижаблей в первую мировую войну. В период с 1 января по 30 ноября 1918 г. полеты на дирижаблях в Англии не состоялись только в течение 9 дней.
Успешно преодолевали дирижабли и условия обледенения. Во время одного из испытательных полетов по оценке возможности эксплуатации блимпов в различных погодных условиях, проводившихся в США в 1954 г., дирижабль ZPG-2 попадал на этапах набора высоты и снижения в тяжелые условия переохлажденного дождя. Суммарная масса льда, отложившегося на оболочке, составила 1361 кг. Тем не менее дирижабль благополучно завершил полет.
При попадании дирижаблей в зону активной грозовой деятельности они большей частью также выходили из нее без повреждений. Известно немало случаев, когда даже после прямого поражения молнией дирижабли не воспламенялись, а единственным результатом этого было частичное оплавление металлического каркаса в точке удара. В качестве иллюстрации можно сослаться на полет дирижабля LZ-92, состоявшийся 23—24 мая 1917 г. Возвращаясь на базу после налета на Лондон в составе эскадрильи, дирижабль попал в сильный град и грозу. При этом несмотря на то, что молния ударила в корпус дирижабля, он не получил повреждений и благополучно завершил полет.
Все это свидетельствует о том, что дирижабли первого поколения не только не являлись «транспортом хорошей погоды», а, наоборот, успешно эксплуатировались в самых тяжелых метеорологических условиях.
3. Преимущества и недостатки дирижаблей различных систем
Вопрос о выборе типа дирижабля при заданных грузоподъемности и назначении является достаточно сложным, поскольку каждый тип достиг высокой степени технического совершенства и представляет собой законченную конструкцию, в основу которой заложены такие определяющие принципы, как неизменяемость формы оболочки и равномерность распределения нагрузки по оболочке. Тем не менее каждый тип в силу присущих ему особенностей конструкции обладает рядом определенных преимуществ и недостатков, причем некоторые из них могут стать определяющими при выборе типа дирижабля в отдельных конкретных случаях.
Можно отметить такие преимущества мягких дирижаблей: наибольшая массовая отдача при одинаковых газовых объемах; относительная простота конструкции и соответственно меньшая стоимость; возможность быстрой разборки и удобство транспортировки; наиболее простое обеспечение технического обслуживания и длительной стоянки.
169
Недостатками мягких дирижаблей являются: сложность создания дирижаблей большой грузоподъемности (50 т и более), определяемая проблемами обеспечения неизменяемости формы мягких оболочек большого объема и равномерности распределения нагрузок по оболочке; ограничение скорости полета, связанное с деформацией мягкой оболочки при больших аэродинамических нагрузках, и высотности, обусловленное необходимостью устройства баллонетов больших объемов; размещение всех жестких элементов в гондоле, приводящее к понижению центра масс дирижабля и ухудшению его характеристик управляемости.
Преимущества дирижаблей жесткой системы (типа цеппелин) заключаются в следующем: обеспечение неизменяемости формы без необходимости постоянного поддержания повышенного давления несущего газа в газовместилище; практически неограниченные грузоподъемность, дальность и продолжительность полета; наиболее широкие возможности в части размещения оборудования, агрегатов и других жестких элементов, позволяющие создать равнонагружен-ную конструкцию, достичь хороших характеристик устойчивости и управляемости дирижабля и придать ему форму, обеспечивающую малое аэродинамическое сопротивление; наиболее высокая степень безопасности при повреждении газовместилища, обусловленная размещением газа в изолированных баллонах (большой жесткий дирижабль практически безболезненно может перенести опорожнение одного или даже нескольких газовых баллонов); доступность для осмотра и ремонта в полете элементов конструкции, в том числе газовых баллонов; прочная конструкция носовой части, позволяющая эксплуатировать дирижабль при высоких скоростях и обеспечивающая безопасную стоянку дирижабля на мачте; медленное истечение несущего газа при повреждении газовых баллонов, обусловленное небольшим перепадом давления на стенках баллонов; малое воздействие изменения температуры окружающего воздуха на несущий газ вследствие наличия протока воздуха в пространстве между газовыми баллонами и наружной обшивкой; наиболее широкий диапазон применения.
Недостатки дирижаблей жесткой системы такие: наиболее высокая сложность конструкции и стоимость; наиболее сложное обеспечение технического обслуживания и длительной стоянки; большая уязвимость при столкновении с препятствиями, а также в случае полета в зоне с большой турбулентностью.
Полужестким дирижаблям, являющимся промежуточным типом, в той или иной мере присущи преимущества и недостатки дирижаблей мягкой и жесткой систем. В некоторых отношениях эти дирижабли обладают преимуществами обеих систем (мягкой и жесткой) в большей степени, чем их недостатками. Так, в полужесткой системе Нобиле, обеспечивающей достаточную жесткость оболочки, конструкция имеет высокую степень податливости, что особенно важно, например, при грубой посадке.
Глава IX
ПРИМЕНЕНИЕ ДИРИЖАБЛЕЙ
ПЕРВОГО ПОКОЛЕНИЯ
1.	Пассажирские перевозки
Вся история развития человечества, многие его технические достижения, изобретения и открытия неразрывно связаны с поиском и усовершенствованием путей сообщения, стремлением создавать все более скоростные, надежные, экономичные и комфортабельные средства передвижения. Поэтому неудивительно, что появление первых управляемых аэростатов обусловило организацию воздушных пассажирских перевозок.
Начало регулярным воздушным пассажирским перевозкам было положено 14 июня 1910 г. в Швейцарии, где впервые с этой целью стал эксплуатироваться дирижабль мягкой системы «Город Люцерн» (рис. 99) объемом 7000 м3. Полеты на этом дирижабле проводились между Люцерном, расположенным на высоте 440 м над уровнем моря, и курортом на горе Риги-Кульм, находящимся на 975 м выше. Несмотря на значительный перепад высот, в течение двух летних сезонов 1910—1911 гг. без единой аварии было выполнено 247 полетов. В каждом полете на борту кроме трех членов экипажа находились пять-шесть пассажиров.
С июня 1910 г. по июнь 1912 г. было организовано регулярное воздушное пассажирское сообщение на мягком дирижабле «Stoll-werck» (PL-6) объемом 6800 м3. Полеты осуществлялись между Мюнхеном, Люцерном и Берлином. За 200 рейсов было перевезено более 2000 пассажиров. При этом дирижабль прошел расстояние 24 000 км.
Практически в то же время пассажирские перевозки по воздуху, хотя и в меньших масштабах, начались в России. 6 августа 1911 г. на борт взял первых пассажиров отечественный дирижабль «Киев». За 1911 г. было перевезено 198 пассажиров.
Хотя полезная нагрузка этих дирижаблей была невелика (на «Городе Люцерне» и «Киеве» она не превышала 15 % взлетной массы дирижаблей), их эксплуатация стала убедительным доказательством как реальности самой организации регулярных воздушных пассажирских перевозок, так и безопасности полета на дирижаблях.
К этому времени немецкие жесткие дирижабли уже имели достаточно высокие показатели грузоподъемности, массовой отдачи, скорости и дальности полета. К тому же во многих городах Германии
171
Рис. 99. Дирижабль «Город люцерн», на котором начались первые регулярные пассажирские перевозки, 1910 г.
имелись хорошо оборудованные эллинги и базы для приема и обслуживания дирижаблей. Все это явилось основой для создания Немецкого акционерного общества воздушных перевозок (ДЕЛАГ), занимавшегося пассажирскими перевозками на дирижаблях типа цеппелин. Всего для ДЕЛАГ было построено семь дирижаблей: LZ-6, LZ-7 («Deutschland»), LZ-8 («Е-Deutschland»), LZ-10 («Schwaben»), LZ-11 («Viktoria Luise»), LZ-13 («Hansa»), LZ-17 («Sachen»). В табл. 10 представлены итоги работы этих дирижаблей за период деятельности общества (1909—1914 гг.).
24 августа 1919 г. датируется начало второго этапа пассажирских перевозок на дирижаблях типа цеппелин в Германии. В этот день открылось регулярное воздушное пассажирское сообщение на дирижабле LZ-120 («Bodensee») между Берлином и Фридрихсга-феном (через Мюнхен). Протяженность этой линии составляла 600 км. В течение 98 суток работы рейсы проводились с регулярностью железнодорожных перевозок. При этом было выполнено 103 полета, из них 78 регулярных пассажирских рейсов и два перелета'' из Берлина в Стокгольм (протяженностью 800 км). Несмотря на сложные метеорологические условия (линия работала поздней осенью), не выполнено было лишь шесть рейсов.
Эти перевозки сразу же завоевали популярность. Желающих полететь было настолько много, что запись на билеты производилась за две недели вперед. Всего было перевезено 2379 пассажиров, 5000 кг почты и 30 т груза. В общей сложности за 531,5 ч полета дирижабль преодолел расстояние 51 258 км. Средняя скорость полета была близка к 100 км/ч, а максимальная достигала 127 км/ч.
Опыт эксплуатации этой дирижабельной пассажирской линии явился убедительным подтверждением перспективности использования дирижаблей для регулярного сообщения, продемонстрировал высокие эксплуатационные качества жесткого дирижабля и его малую зависимость от погодных условий.
Однако после трех месяцев успешной работы пассажирские полеты на LZ-120 были прекращены Антантой, и в соответствии
172
Таблица 10. Характеристики и итоги работы пассажирских дирижаблей общества ДЕЛАГ (1409—1913 гг.>
бщее прой-енное расстояние, км		3132	1035	2379	27 321	54 312	44 937	49 919	183 035
	3								
Число перевезенных пассажиров		1100	220	458	4354	9738	сч со 00	9837	34028
Общее число полетов		34		сч сч	212	489	399	419	1582
'Ь, км/ч	1	крейсерская	иО 00	52,5	45	58	55,5	СО ю	54	
о о. о о	максимальная	55,3	60,1	59,4	75,6	79,9	79,2	77,4	
Мощность двигателей, кВт		277	264	264 _ 	.	321	375	375	375	
Полезная нагрузка, кг		4370	6800	6500	6500	6500	6300	7400	
Объем, м”		16 000	006 61	19 300	О о 00	18 700	О о 00	19 550	
। 77 Дата первого полета		25.VIII 1909	>2 ° —1	30.111 1911	26. VI 1911	14.11 1912	30. VII 1912	03.V 1913 		Всего:
Наименование		LZ-6	LZ-7	LZ-8	LZ-10 		LZ-11	LZ-13	LZ-17	
173
с Версальским договором дирижабль передали Италии в качестве компенсации за уничтоженный немцами итальянский морской дирижабль. Здесь LZ-12O был переименован в «Esperio».
В Германии был построен еще один пассажирский дирижабль «Nordstern» (LZ-121). Однако его подобно LZ-120 передали по репарации Франции, где он именовался «Meditteranee».
G 1925 г. фирма «Гудиер» (США) начала строить блимпы для коммерческих целей. Было построено более 10 дирижаблей объемом 1500—5000 м3. Эта эскадра малых дирижаблей перевезла до середины 1940 г. 365 988 пассажиров. Общий налет эскадры составил 6 млн. км. При этом не было зарегистрировано ни одного несчастного случая.
Наибольшие успехи пассажирских дирижабельных перевозок связаны с дирижаблем LZ-127 «Graf Zeppelin». Уже через три недели после выхода из верфи он совершил перелет в Нью-Йорк. После этого он эксплуатировался на регулярных пассажирских линиях, связавших Европу с Северной и Южной Америкой. За 9 лет эксплуатации дирижабль выполнил 578 полетов, при этом 143 раза пересекал Атлантический океан и перевез 17 591 пассажира. Общее пройденное расстояние составило 1 660 000 км. Следует отметить высокую регулярность полетов LZ-127. Известно всего лишь несколько случаев задержки рейсов. Большим был и коэффициент использования дирижабля. Полагая среднюю скорость полета равной 100 км/ч, получаем значение этого коэффициента 0,27, тогда как у пассажирских самолетов того времени он не превышал 0,1. Даже
Рис. 100. Кают-компания дирижабля LZ-127. 174
Рис. 101. Общий вид столовой и боковой галереи дирижабля LZ-129.
для многих современных пассажирских и транспортных самолетов значение коэффициента использования не превышает уровень LZ-127. При этом не следует забывать широкую географию полетов дирижабля. Если бы он летал подобно пассажирским самолетам по одним и тем же изученным по рельефу местности и в метеорологическом отношении маршрутам, то показатели, видимо, были бы еще выше.
Что же касается комфортабельности, то в этом отношении LZ-127 мог конкурировать с океанскими лайнерами. Пассажиры размещались в двухместных оборудованных каютах со спальными местами. В передней части пассажирского отсека находилась просторная кают-компания площадью 25 м2, в которой одновременно могли разместиться 28 человек (рис. 100). Через наклонные окна кают и салона обеспечивались достаточно хороший обзор и освещение. Кухня была рассчитана на обслуживание 50 человек в течение нескольких суток. Кроме того, имелись буфет, почта, умывальные комнаты и пр.
Регулярные пассажирские перевозки из Европы в Америку и обратно выполнялись также на дирижабле LZ-129. По уровню комфорта он превосходил даже LZ-127. Пассажирское помещение было двухэтажным. На верхней палубе имелись 26 двухместных пассажирских кают размером 2,2 X 1,9 м каждая и просторная столовая размером 14,5X6 м. Вдоль обоих бортов были устроены прогулочные галереи с наклонными окнами (рис. 101). Кроме того, здесь же размещались салон, рабочий кабинет пассажиров и читальня. На нижней палубе находились помещение для экипажа, туалеты, ванная комната, офицерская столовая, кухня с лифтом в верхнюю столовую. Несмотря на то что несущим газом являлся пожароопасный водород, на дирижабле имелась даже специально оборудованная курительная комната.
175
Очень низким для летательных аппаратов был уровень шума в помещениях дирижабля. Даже при открытых окнах шум в салоне и столовой не превышал 61 дБ. Это было меньше, чем в аналогичных помещениях океанских лайнеров. В каютах шум был еще меньшим (40—50 дБ), причем это достигалось практически без, использования специальных шумопоглощающих устройств, только благодаря тому, что двигатели находились на расстоянии не мейее 30 м от пассажирских помещений.	/
Продольные отклонения дирижабля от исходного крейсерского положения не превышали в полете ±2°. Невелик был и уровень вибраций корпуса, которые, как и качка, не ощущались в пассажирских салонах.
Первый полет LZ-129 в США состоялся 6 мая 1936 г. с 52 пассажирами и 1100 кг почты на борту. Полет продолжался 61 ч 53 мин, скорость на отдельных участках достигала 149 км/ч.
За все время эксплуатации, с марта 1936 г. по день гибели (6 мая 1937 г), LZ-129 совершил 21 перелет через Северную Атлантику и 16 — через Южную, покрыл расстояние 332 626 км и перевез 3059 пассажиров.
В 30-е годы в США и Англии был разработан ряд крупномасштабных проектов организации межконтинентальных пассажирских перевозок на дирижаблях. Так, Англия планировала открыть регулярные пассажирские линии в Канаду, Индию и Австралию, которые должны были обслуживаться крупнейшими английскими дирижаблями R-100 и R-101, США — в Южную Америку. В 1938 г. намечалось начать пассажирское сообщение на дирижабле СССР В-6 на линиях Москва — Свердловск и Москва — Новосибирск. Однако по различным причинам все эти планы не были реализованы.
Анализ результатов работы дирижабельных пассажирских линий позволяет сделать вывод об успешном применении дирижаблей первого поколения как средства воздушного пассажирского транспорта. Общее расстояние, пройденное дирижаблями при пассажирских перевозках, составило около 8,25 млн. км. При этом было перевезено 426 600 пассажиров без единого случая гибели пассажиров в полете.
2.	Дирижабли в первой мировой войне
К началу первой мировой войны дирижаблестроение во многих странах сделало значительный шаг вперед. Появились управляемые аэростаты, которые могли применяться для выполнения конкретных задач. Наиболее серьезных успехов в области дирижаблестроения к 1914 г. достигла Германия. Опа располагала наибольшим количеством дирижаблей (15), из которых 11 были жесткой системы. Число дирижаблей в разных странах к началу первой мировой войны приведено в табл. И.
176
Таблица 1L Число дирижаблей в разных странах к началу первой мировой войны
Странк	Мягкие	Полужесткие	Жесткие	Всего
Германия	3	1	11	15
Россия	'(	14	—	—	14
Италия	1	3	7	—	10
Англия	[	7	——	——	7
Франция	5	-—	—	5
США	4			4
Германия начала использовать дирижабли для бомбардировок с самого начала войны. Первый бомбардировочный налет был выполнен 5 августа 1914 г. на французский город Льеж. Затем состоялись бомбардировки Антверпена, Кале, Нанси, Белостока. Однако уже эти первые налеты показали, что потолок дирижаблей недостаточен.
Представляя собой крупные цели, передвигавшиеся с относительно невысокой скоростью, они нередко поражались средствами наземной противовоздушной обороны. Это явилось стимулом для дальнейшего ускоренного развития управляемых аэростатов, роста их высотности, грузоподъемности, дальности и скорости полета.
В табл. 12 показан прогресс цеппелинов за годы войны. Для отражения атак самолетов дирижабли стали оборудовать мощными пулеметными установками.
Таблица 12. Улучшение характеристик цеппелинов за годы первой мировой войны
Характеристика	Год				
	1914	1915	1916	1917	1918
Объем, м3	22470	35800	55200	68500	62200
Полезная нагрузка, т	9,2	17,9	32,5	52,1	44,5
Потолок, м	2000	3200	4100	8200	7000
Максимальная скорость, км/ч	80,6	95,4	103,3	103	131,4
Дальность полета, км	2200	4900	7400	16000	12 000
21 марта 1915 г. сразу три немецких дирижабля совершили первый бомбардировочный налет на Париж, а 31 мая только что построенный дирижабль LZ-38 объемом 31 900 м3 выполнил первый налет на Лондон, при котором было сброшено 1400 кг бомб. Большинство бомбардировок было проведено над территорией Англии и Франции. Эти бомбардировки приносили определенный ущерб районам, подвергавшимся нападению, но главное заключалось в серьезном моральном воздействии этих воздушных атак. Ведь нападению подвергались районы, находившиеся иногда за тысячи
177
километров от линии фронта. Противовоздушная оборона этих районов держалась в постоянном напряжении.
Основной объем боевых действий немецких дирижабле^ приходился на морские цеппелины. Помимо бомбардировки они вели большую разведывательную работу. Характерным примером этой работы явилось обнаружение дирижаблем в августе 191^ г. передвижения английского флота, после чего англичане" отказались от намеченной операции. Особенно хорошо морские цеппелины проявили себя в борьбе с подводными лодками. С дирижабля лодки обнаруживались визуально даже в тех случаях, кот)да они находились на глубине 20 м и более. Дирижабли 44 ра^а вступали в бой с подводными лодками, при этом четыре лодки; были уничтожены.
Большую помощь оказывали немецкие дирижабли у своим подводным лодкам, нередко выводя их на обнаруженные транспорты противника. Морские цеппелины широко применялись также для обнаружения мин, хорошо просматривавшихся с воздуха, и для охраны тральщиков от нападения подводных лодок. Имели место случаи, когда дирижабли вступали в бой с самолетами. Так, в декабре 1914 г. два цеппелина не дали девяти английским гидросамолетам бомбардировать Куксгафен, причем в бою три самолета были сбиты, остальные вынуждены были уйти. Известен также случай, когда немецкий дирижабль LZ-64 был атакован шестью самолетами, но успешно отбил атаку.
Необычная операция была проведена 3 апреля 1917 г. дирижаблем L-23, когда он в 90 км от побережья задержал норвежское трехмачтовое судно с военным грузом. Дирижабль выполнил посадку на воду рядом с судном и высадил на него команду, которая привела задержанный корабль в Гамбург.
В целом за период войны немецкие морские дирижабли выполнили 1348 полетов (1148 разведывательных и 200 бомбардировочных), из которых 95 % пришлось на цеппелины. Сухопутные цеппелины выполнили 317 полетов (85 полетов с целью разведки, остальные — бомбардировочные). Из них 204 (64,4 %) признаны удачными.
Из 60 применявшихся в боевых действиях за годы войны морских цеппелинов авиацией и противовоздушными средствами противника было уничтожено 23(38,3 %), а из 31 сухопутного — 17 (54,8%). По сравнению с потерями авиации, которые в процентном отношении были в два-три раза выше, потери немецких дирижаблей можно считать небольшими, особенно учитывая тот большой объем работы, который был ими проделан.
Широко применяли дирижабли и воевавшие с Германией страны. Если в Англии в 1914 г. было только семь небольших мягких управляемых аэростатов, из которых лишь один, и то с определенными ограничениями, мог быть признан годным к боевой работе, то за годы войны здесь было построено 213 морских дирижаблей. Они налетали 89 000 ч и преодолели при этом расстояние свыше 4 млн. км. Только за последние 17 мес. войны 56 английских дирижаблей 178
выполнили свыше 9000 разведок и 2210 конвоирований морских транспортов. Насколько эффективной была охрана морских судов с воздуха, можно судить по тому, что практически все транспорты ходили караванами под конвоем дирижаблей. При этом лишь один раэ имела место атака каравана подводными лодками, когда дирижабль отклонился далеко в сторону от охраняемых судов.
Франпузские морские дирижабли в 1917—1918 гг. выполнили 3329 полетов общей продолжительностью 16 297 ч, пройдя при этом 850 000 км. Они обнаружили и атаковали 60 подводных лодок, уничтожили более 100 мин.
Италия1! также широко применяла дирижабли в военных операциях. Шес^гь сухопутных дирижаблей выполнили 258 бомбардировок, налетали 1400 ч и прошли расстояние 75 880 км. 22 итальянских морских дирижабля только за 1918 г. совершили 650 боевых полетов общей продолжительностью 2200 ч. Пройденное расстояние составило 140 000 км.
В целом представление о широте применения дирижаблей в первой мировой войне можно получить, проанализировав данные об их выпуске в этот период. Сведения о числе дирижаблей, построенных в разных странах с 1914 по 1918 г., приведены в табл. 13.
Таблица 13. Число дирижаблей, построенных в разных странах в период первой мировой войны
Страна	Жесткие		11олужестки*-		Мягкие		Всего		
	сухопутные	морские	сухопутные	морские	сухопутные	морские	сухопутные	морские	общее число
Германия	47	73	1	___	2	—	50	73	123
Англия	—	10					—	203	—	213	213
Франция	1	—	—	—	14	37	15	37	52
США*	—	—-	—	—	—	50	——	50	50
Итали я	—	—	6	6	—	16	6	22	28
Всего	48	83	7	6	16	306	71	395	466
* Американские дирижабли в боевых действиях участия не принимали.
Высок был и темп выпуска дирижаблей. Рекордных сроков постройки достигли в Германии, где период сборки одного жесткого дирижабля был доведен до шести недель.
3.	Полеты в Арктике
Идея полетов в Арктику, и в частности достижения Северного полюса по воздуху, родилась задолго до появления первых управляемых аэростатов. Еще в начале XVIII в. Бартоломео-Лоренцо говорил о возможности открытия северных земель с помощью предложенного им воздухоплавательного аппарата.
В середине XIX в. был разработан ряд проектов достижения Северного полюса на аэростатах — Дюпуи-Делькур (1845 г.), Маре-
17»
Рис. 102 Полет 1897 г.
том, в который
аэростата «Огпеп».
шаль (1863 г.), Гюстав Ламберт (1870 г.), Триду и Зильберманы (1871 г.) и др. Среди них можно отметить как наиболее продуманный с технической стороны проект / Майселя (1866 г.), основу которого составляли наполненный светильным газом аэростат) объемом 22 500 м3 и баллон) с теплым воздухом. Регулирование высоты полета с целью поиска благоприятных воздушных течений предлагалось осуществлять путем нагрева воздуха в баллоне. Интересным с точки зрения предложенных технических решений был также проект французского воздухоплавателя Си-веля (1872 г.), в котором предусматривался ряд устройств для поддержания заданной высоты полета. Наполненный водородом аэростат объемом 18 000 м3 был • окружен по периметру кольцеобразным воздушным баллоне-
Для
специальным вентилятором нагнетался воздух.
защиты от воздействия солнечных лучей вся эта система была по-
крыта предохранительной оболочкой.
В 1878 г. конструкцию аэростатического аппарата для полета в Арктику предложил англичанин Чейн. Аппарат состоял из трех аэростатов объемом 900 м3 каждый. Передвижение к полюсу предполагалось осуществлять на собачьих упряжках, при этом один из аэростатов использовался для выбора с воздуха наиболее удобного направления. Труднопроходимые участки должны были преодоле
ваться по воздуху с помощью всех трех аэростатов.
Известны также проекты англичанина Коксуэла (1880 г.) и французов Безансона и Гюстава Эрмита (1890 г.).
Первая попытка достигнуть Северный полюс по воздуху была предпринята в 1897 г. шведами Солоном-Августом Андрэ, Нильсом Стриндбергом и Кнутом Френкелем на аэростате «Огпеп» объемом 4500 м3 (рис. 102). В конструкции большое внимание было уделено обеспечению безопасности полета. Три газовых клапана, один из которых был автоматическим, установили в местах, защищенных от попадания снега. Посредством трех гайдропов и парусов предполагалось изменять направление полета аэростата и поддерживать высоту около 250 м. Закрытая гондола при необходимости передвижения по воде или снегу легко могла быть переоборудована в лодку или сани.
180
«Огреп» стартовал 11 июля с острова Датского, расположенного у северо-западного побережья Шпицбергена. Планировалось пройти над Северным полюсом и произвести посадку в Северной Америке, затратив на весь полет шесть суток. Однако из единственного сообщения, полученного более чем через месяц с почтовым голубем, узнали, \что через двое суток после старта «Огпеп» находился в точке я координатами 82°2' с. ш. и 15°5' в. д. На поиски аэростата были посланы три спасательные экспедиции, но они не принесли успеха. И лишь через 33 года норвежская экспедиция Гуннара Горна обнаружила на Белом острове, находящемся почти в 100 км восточнее Северо-Восточной Земли, следы лагеря Андрэ. Было установлено, что уже 14 июля аэростат совершил вынужденную посадку на лед к Северо-востоку от Шпицбергена в точке с координатами 82°56' с. щ. и 29°52' в. д. Воздухоплаватели погибли впоследствии от холода и истощения.
Полет экспедиции Андрэ явился убедительным подтверждением того, что неуправляемый аэростат, даже самый совершенный, абсолютно не пригоден для дальних перелетов в заранее намеченный район, тем более для полетов в Арктику. Решать такие задачи можно было только с помощью дирижаблей.
Летом 1907 г. американец В. Уелман предпринял первую попытку полета к полюсу на дирижабле «America», но она окончилась неудачей сразу же после старта. Еще через 2 года Уелман повторил попытку, на этот раз на усовершенствованном дирижабле «America II», но и она не принесла успеха *.
В 1910 г. поездку на Шпицберген с целью установления возможности исследования полярных областей с помощью жестких дирижаблей совершил Цеппелин. На острове в течение двух лет действовала специальная метеостанция. Однако начавшаяся мировая война помешала осуществлению намеченных планов.
Впервые Северный полюс был достигнут на дирижабле полу-жесткой системы. По инициативе известного норвежского полярного исследователя Руала Амундсена, совершившего несколько неудачных попыток достижения Северного полюса на самолете, Норвегией для этой цели был приобретен итальянский полужесткий дирижабль N-1. Там его переименовали в «Norge» (рис. 103).
«Norge» стартовал из Кингсбея на Шпицбергене 11 мая 1926 г. в 8 ч 50 мин по Гринвичу. В состав экспедиции входили Амундсен, Нобиле, Элсуорт и еще 12 человек. На дирижабле имелись четыре гондолы. В двух боковых и кормовой были установлены двигатели, здесь же размещались шесть механиков. Остальные члены экспедиции располагались в большой носовой гондоле, в переднем отделении которой находился командир и были размещены основные органы управления.
Полет «Norge» проходил на высоте 450 м со скоростью 80 км/ч. За 88-й параллелью дирижабль вошел в зону густого тумана, в ко-
1 Причины неудач полетов Уелмана рассмотрены в гл. X.
181
'/ /
Рис. 103. Дирижабль N-1, 1923 г., Италия.
торой шел около 2 ч. 12 мая в 1 ч 30 мин «Norge» был над полюсом. Здесь в течение 2,5 ч проводились различные измерения. Затем полет продолжался над ранее никем не посещавшейся территорией Арктики. Дирижабль прошел над «полюсом недоступности» (88° с. ш. и 157° з. д.), который считали наиболее труднодостижимым местом в полярном бассейне. Здесь «Norge» попал в зону интенсивного обледенения, заметно утяжелился и начал снижаться. Куски льда, сбрасываемого с лопастей винтов, повредили в нескольких местах оболочку. Необходимый ремонт был сделан в полете, и через 70 ч 30 мин после старта была произведена посадка вблизи селения Теллер на Аляске. По оценке Нобиле, общее пройденное расстояние составило около 5500 км.
Полет «Norge» стал знаменательным событием в истории дирижаблестроения. Кроме того, он имел большое научное значение. Впервые был открыт северный проход из Атлантического океана в Тихий, при этом во всей обследованной зоне не было обнаружено пи одного участка земли. Удалось выполнить значительный объем представлявших очень большой, практический интерес магнитных, а также метеорологических наблюдений, установить, что на огромном расстоянии в 10° по одному меридиану (от 84° с. ш. перед полюсом до 86° с. ш. за ним) в Арктике отсутствуют признаки жизни.
Арктический перелет «Norge» стал самым продолжительным из всех полетов, когда-либо проведенных вдоль одного меридиана. Перелет наглядно показал, что дирижабли даже таких относительно небольших размеров, как N-1, обладают огромными потенциальными возможностями и являются незаменимым средством воздушного транспорта при проведении географических исследований.
182
В мае 1928 г. три полета в Арктике выполнил еще один италь' янский полужесткий дирижабль N-4 «Italia». Первый полет (11 мая) длился чуть больше 8 ч и проходил в условиях сильного ветра и тумана. Второй полет (15 мая) продолжался 68 ч. Вследствие плохих погодных условий дирижабль не достиг цели полета — Северной Земли. Но все же были исследованы обширная полярная область между Шпицбергеном и Землей Франца-Иосифа, район Северной Земли, зоца к северо-востоку ет Новой Земли. Всего было пройдено около 400р км, из них 1340 км над ранее неисследованными участками полярного бассейна. Во время полета было проведено большое количество метеорологических, гляциологических и геомагнитных наблюдений !.
Анализ результатов полетов на дирижаблях к Северному полюсу позволил сделать еще один важный вывод — для успешной и безопасной работы в Арктике необходимы дирижабли в несколько раз большего объема, чем N-1 и N-4. Поэтому для дальнейших исследований в Арктике был выбран дирижабль LZ-127. Выбор был сделан Международным обществом по исследованию Арктики при помощи воздухоплавательных аппаратов «Аэроарктик». Общество было основано в 1925 г. Руководящую роль в нем играл известный полярный исследователь Ф. Нансен.
В связи с предстоявшим длительным полетом в сложных метеорологических условиях и запланированной посадкой на воду на LZ-127 выполнили ряд доработок, в первую очередь касавшихся облегчения конструкции, повышения водонепроницаемости нижних элементов корпуса и установки дополнительного навигационного оборудования. Были сняты перегородки между смежными каютами, часть бытового оборудования. Дно гондолы управления сделали водонепроницаемым, а под ней и кормовой моторной гондолой установили поплавки. Кроме того, на случай жесткой посадки кормовая мотогондола была усилена двумя дюралюминиевыми балками V-образной формы. В носовой части нижнего хода сообщения установили радиопеленгатор, а в пассажирских каютах — приборы для исследования земного магнетизма и аппараты для вертикальной и наклонной аэрофотосъемок. В нижней части носовой гондолы смонтировали устройство для швартовки к мачте в Ленинграде.
Основными задачами экспедиции LZ-127 являлись аэрофотосъемка полярных земель, аэрологические и метеорологические наблюдения, гляциологические исследования, изучение земного магнетизма, а также отработка опыта эксплуатации большого дирижабля в условиях Арктики вне оборудованных баз и при отсутствии всякой помощи извне.
На борту LZ-127 находились 46 человек, представлявших четыре страны — СССР, Германию, США и Швецию. Командиром дирижабля был X. Эккенер, научным руководителем экспедиции являлся советский ученый Р. Л. Самойлович. В состав экспедиции входили
1 Закончившийся катастрофой третий полет N-4 рассмотрен в гл. X.
183
еще три советских представителя — аэролог профессор П. А. Молчанов, инженер Ф. Ф. Ассберг и радист Э. А. Кренкель.
Началом полета являлся Ленинград, куда LZ-127 прибыл 25 июля 1931 г. Старт состоялся на следующий день в 8 ч 5 мин. Первый этап проходил по маршруту Ленинград — Архангельск — Баренцево море — Земля Франца-Иосифа. Одной из задач этого этапа были отыскание советского ледокола «Малыгин», находившегося, как было установлено по радиосвязи, в бухте Тихой/ у острова Гукера на Земле Франца-Иосифа, посадка дирижабля ра воду и обмен с ледоколом почтой. Несмотря на то что дирижабль длительное время шел в густом тумане, он точно вышел на ледокол. Посадка на воду проводилась по следующей схеме.
LZ-127 динамически подошел к водной поверхности, после чего уравновесился посредством выпуска части газа. Затем из носовой части были выброшены два водяных якоря, представлявшие собой полые матерчатые конусы. После заполнения конусов водой дирижабль подтянулся к ним и плавно опустил передний поплавок на воду. Вслед за этим поплавок кормовой моторной гондолы также коснулся воды и из средней части дирижабля выпустили водоприемный шланг, через который пополнили запас водяного балласта. Посадка была произведена 27 июля в 18 ч 30 мин, т. е. всего через 34 ч 25 мин после отплытия из Ленинграда.
После обмена почтой с подошедшей шлюпкой дирижабль набрал высоту 1000 м. Была проведена аэрофотосъемка Земли Франца-Иосифа. Далее полет проходил по маршруту Земля Франца-Иосифа — Северная Земля — Таймыр — Новая Земля — Архангельск — Ленинград — Берлин. Во время второго этапа была проведена аэрофотосъемка огромных участков полярного бассейна, проведены многочисленные геомагнитные, аэрологические и метеорологические наблюдения, радиозондирование стратосферы. Кроме того, проводились наблюдения географического плана и наблюдения за состоянием плавучих льдов. Следует отметить, что большинство исследований было проведено практически впервые над совершенно неизученными районами Арктики.
Подводя итоги полета, Р. Л. Самойлович отметил, что «за 106 ч арктического полета дирижабль проделал такую работу, которую при нормальных экспедициях на ледоколах можно выполнить лишь в 2—3 года упорной, настойчивой работы» [8].
Еще одним важным результатом этого полета общей протяженностью 13 200 км было безусловное доказательство того, что большие дирижабли являются мощным техническим средством для изучения и освоения труднодоступных, удаленных и малоизученных районов нашей страны, в том числе таких суровых в метеорологическом отношении, как Арктика. В натурных условиях были продемонстрированы посадка на воду без посторонней помощи, обмен грузом, высадка людей.
184
Рекордные полеты
Первых заметных успехов дирижаблестроение достигло в самом начале XX в. 19 октября 1901 г. Сантос-Дюмон на дирижабле № 6 собственной конструкции завоевал приз Дейча в 100 000 франков, установленный для конструктора, который на своем управляемом аэростате совершит замкнутый полет из пригородного парка Сен-Клу в Париж и обратно. При этом нужно было выполнить облет Эйфелевой башни и затратить на весь путь не более 30 мин. В этом полете Сантос-Дюмон пролетел 11 750 м. Для правильной оценки этого, на первый взгляд, небольшого достижения необходимо вспомнить, что оно было установлено более чем за два года до первого полета самолета братьев У. и О. Райт (17 декабря 1903 г.), в котором за 17 с было пройдено расстояние 32 м.
К концу первого десятилетия XX в. на дирижаблях были установлены следующие рекорды. 1—2 июня 1909 г. дирижабль LZ-5 за 38 ч 20 мин прошел расстояние около 1000 км. 9 июня 1910 г. в полете по 700-километровому маршруту дирижабль LZ-7 развил среднюю скорость 77,8 км/ч. В полете 20 марта 1909 г. на борту LZ-5 находились 26 пассажиров. LZ-3 достиг высоты 1850 м над уровнем моря (1910 г.). Аналогичные характеристики самолетов того времени были значительно ниже: 4 ч 18 мин, 234,2 км, 77 км/ч, 1 пассажир, 475 м.
В 1917 г. был построен дирижабль LZ-102 (L-57) объемом 68 500 м3, имевший полезную нагрузку 52,1 т. В том же году на нем был установлен мировой рекорд высоты полета — 8200 м. В 1917 г. L-59 с грузом 15 т выполнил выдающийся перелет из Германии через Болгарию в Африку и обратно продолжительностью 95 ч. В сложных метеорологических условиях дирижабль прошел 6757 км, причем после посадки у него на борту имелся еще запас горючего на 30 ч полета. В 1918 г. дирижабль LZ-112 развил скорость около 131,4 км/ч.
2—6 июля 1919 г. английский жесткий дирижабль R-34 впервые преодолел по воздуху Атлантический океан '. Несмотря на неблагоприятные метеорологические условия этого перелета из Англии в США (низкая облачность, непрерывный дождь, ураган вблизи американского побережья), R-34 через 108 ч 12 мин после старта благополучно завершил полет. Для перелета в обратном направлении (10—13 июля) дирижаблю потребовалось всего 74 ч 3 мин.
В 1923 г. на дирижабле LZ-114 («Dixmude») был установлен мировой рекорд продолжительности полета — 118 ч 40 мин, а в 1924 г. на LZ-126 — мировой рекорд дальности—11118 км. В 1926 г. на дирижабле N-1 выполняется перелет Шпицберген — Северный полюс — Америка.
Для сравнения отметим, что к концу 20-х годов мировые рекорды продолжительности, дальности, высоты и скорости полета на
1 На самолете первый перелет через Атлантический океан состоялся лишь 8 лет спустя, в 1927 г.
185
сухопутных самолетах соответственно составляли: 52 и 23 мин, 6295 км, 11 727 м и 448,2 км/ч.
Ряд значительных достижений и рекордов для дирижаблей принадлежал LZ-127. Полезная нагрузка этого дирижабля достигала 65 т. В 1929 г. LZ-127 за 54 ч выполнил перелет из Лейкхерста (США) во Фридрихсгафен (Германия). В том же году дирижабль совершил кругосветный перелет. Первый этап перелета, Фридрихсгафен — Токио начался 15 августа. Маршрут пролегал через Вологду, Якутск, Николаевск-на-Амуре. За 101 ч 49 мин было пройдено расстояние 11 744 км, что являлось новым рекордом дальности полета. На отдельных участках благодаря попутным ветрам скорость полета достигала 170 км/ч. С целью экономии горючего дирижабль шел все время лишь на трех-четырех двигателях (из пяти). В результате этого в момент посадки в Токио на борту оставался запас горючего еще на 60 ч полета, достаточный для продолжения полета в Америку без дозаправки в Японии.
23 августа начался второй этап — Токио — Лос-Анжелес. Через 4 ч после вылета дирижабль попал в зону интенсивной грозовой деятельности, из которой ему удалось благополучно выйти. Метеорологические условия на второй части этапа также были неблагоприятными. В течение 40 ч, почти до самого американского побережья, LZ-127 шел в сплошном тумане. Расстояние 9653 км было покрыто за 79 ч 54 мин. Средняя скорость полета превысила 120 км/ч, а максимальная достигала 175 км/ч. Следует также отметить, что на этом этапе впервые по воздуху был преодолен Тихий океан.
Старт третьего этапа — Лос-Анжелес — Нью-Йорк — протяженностью 4737 км был дан 27 августа. Летное время составило 51 ч 13 мин.
При прохождении четвертого этапа — Нью-Йорк — Фридрихсгафен, начавшегося 1 сентября, дирижабль над Бискайским заливом попал в очень сложные условия — чрезвычайно нагретый воздушный поток, двигавшийся со стороны Испании. Вследствие внезапно возникшей разницы в 11 °C между температурой окружающего воздуха и температурой несущего газа подъемная сила дирижабля уменьшилась почти на 4 т. LZ-127 снизился с 500 до 200 м. Через некоторое время температура газа и воздуха выравнялась, к тому же температура за бортом понизилась. Дирижабль опять набрал высоту 560 м. 4 сентября, через 68 ч 35 мин после старта LZ-127 благополучно приземлился во Фридрихсгафене. Пройденное расстояние составило 9000 км.
Весь кругосветный перелет протяженностью более 35 000 км потребовал чуть более 20 суток. Летное время составило около 12,5 суток, средняя скорость — около 117 км/ч. Перелет еще раз продемонстрировал огромные возможности крупных жестких дирижаблей как надежного средства регулярного воздушного сообщения на межконтинентальных трассах практически любой протяженности.
В 1937 г. мировой рекорд продолжительности полета — 130 ч 27 мин — был установлен советским дирижаблем СССР В-6. Рекорд-186
ный полет начался 29 сентября в 6 ч 48 мин. На борту находилась команда в составе 16 человек во главе с командиром дирижабля И. В. Паньковым и его помощником С. В. Деминым. Запас горючего составлял 5700 кг. Дирижабль шел по кольцевому маршруту Москва — Новгород — Белозерск — Вологда — Калинин — Вязьма — Курск — Воронеж — Пенза — Москва. Отдельные участки приходилось преодолевать в сложных метеорологических условиях — сильный встречный ветер, туман, дождь. С целью экономии горючего дирижабль шел около 40 ч на двух двигателях, остальное время — на одном. В этом полете В-6 прошел расстояние свыше 4800 км.
В 1946 г. рекорд В-6 был улучшен американским полумягким дирижаблем PN-1 (170 ч 17 мин), а в мае 1954 г. он был доведен другим американским дирижаблем полумягкой системы ZP2N сначала до 177 ч, а затем до 200,4 ч.
Полезная нагрузка дирижабля ZRS-4 достигала 82 т (полет 23 сентября 1931 г.), а на дирижабле LZ-129 она составляла около 120 т.
Анализ рекордных полетов дирижаблей первого поколения показывает, что, несмотря на бурное развитие авиации, к концу 30-х годов по таким показателям, как полезная нагрузка, дальность и продолжительность полета, дирижабли намного превосходили лучшие самолеты. По дальности и полезной нагрузке даже современные самолеты, кроме наиболее крупных (В-747, С-5 А и др.), не могут конкурировать с лучшими дирижаблями первого поколения, а дирижабельные рекорды по продолжительности полета практически недостижимы для динамических летательных аппаратов.
5. Эксплуатация дирижаблей в 40—50-х годах
К началу второй мировой войны полеты дирижаблей проводились только в США. Там в это время эксплуатировались 13 небольших полумягких дирижаблей, причем 8 из них находились на службе в военно-морском флоте. К моменту нападения Японии на американскую военно-морскую базу Пирл Харбор (декабрь 1941 г.) на флоте насчитывалось 10 дирижаблей, но из них только 6 могли выполнять длительные полеты над морем. К тому же все эти дирижабли базировались в Лейкхерсте, что также ограничивало возможность их применения.
С начала 1942 г. Германия начала активную подводную войну против США, регулярно нападая на американские военные и торговые суда. Поскольку американский флот нес большие потери, на борьбу с подводными лодками были направлены все имевшиеся в то время средства — противолодочные суда, самолеты и дирижабли. Наиболее эффективными в этой борьбе оказались дирижабли. Возможность полета на малых высотах с небольшой скоростью и хороший обзор давали дирижаблям существенное преимущество по сравнению с самолетами и противолодочными судами. Наряду с современным пилотажно-навигационным оборудованием и сред-
187
ствами обнаружения, позволявшими проводить поиск подводных лодок в любое время суток и практически в любых метеорологических условиях, дирижабли имели мощное пулеметное и бомбардировочное вооружение. После обнаружения подводной лодки с дирижабля проводилась атака ее глубинными бомбами, а если они не достигали цели, то к месту залегания подводной лодки сбрасывался буй и вызывались противолодочные суда.
В условиях дальнейшего расширения подводной войны эффективная работа имевшихся дирижаблей, успешное применение английских дирижаблей, использовавшихся для охраны судов в первой мировой войне, в сочетании с большим опытом по созданию блимпов в США послужили основой для принятия решения о разворачивании в 1942 г. программы строительства 200 полумягких дирижаблей.
Серийный выпуск дирижаблей осуществляла фирма «Гудиер». О темпах выполнения программы можно судить по следующим цифрам. Если первый серийный дирижабль был выпущен в апреле 1942 г., то через полгода на флоте эксплуатировались уже 48 дирижаблей. К середине 1943 г. в месяц выпускалось до 14 дирижаблей, а к концу года их общее число достигло 120.
Рост численности дирижаблей заметно сказался на их общей эффективности в борьбе с подводными лодками. Если в 1942 г. немецкие лодки потопили 454 американских судна, то в 1943 г. потери уменьшились почти в семь раз (65 судов), а в 1944 г. они сократились до 8 судов.
Широко применялись американские дирижабли для поиска и уничтожения мин. Еще одной задачей была охрана Гибралтарского пролива. С 1 июня 1944 г., когда эскадрилья из шести дирижаблей начала вести непрерывное наблюдение за Гибралтарским проливом и прилегающими участками Атлантического океана и Средиземного моря, ни одна немецкая подводная лодка не прошла через пролив.
Помимо охраны судов у своего побережья дирижабли выполняли такую важную работу, как конвоирование транспортов, шедших в Южную Америку и Европу. За время войны с этой целью было выполнено 55 900 полетов общей продолжительностью более 550 000 ч. Всего было эскортировано 89 000 судов, причем ни одно из них не было потеряно. Кроме того, американские дирижабли принимали участие в различного рода спасательных работах. Только в 1944 г. они выполнили более 200 спасательных операций с посадками на суше и на море.
Быстрый рост числа дирижаблей (в начале 1945 г. их насчитывалось уже более 150) потребовал развития сети дирижабельных баз. К концу войны на Атлантическом и Тихоокеанском побережьях США насчитывалось уже 15 таких баз, однако основной оставалась база в Лейкхерсте.
Все американские дирижабли наполнялись гелием. Основным был полумягкий дирижабль типа К. Всего таких дирижаблей было построено 134. Для стоянки на базах широко применялись пере-188
двпжпые причальные мачты телескопического типа, обеспечивавшие надежную швартовку, а также маневрирование на летном поле.
В Советском Союзе во время Великой Отечественной войны дирижабли использовались для снабжения газом воздухоплавательных частей, обслуживавших привязные аэростаты, транспортировки грузов и тренировки десантников. На дирижабле В-12 было выполнено 1280 полетов общей продолжительностью 1549 ч. Только за последний год войны он перевез более 240 000 м3 водорода и 308 т грузов. После окончания войны В-12 успешно использовался для таксации лесов в северных районах страны. Летное время этого периода безэллинговой эксплуатации дирижабля составило 200 ч.
Обслуживание воздухоплавательных частей проводилось в 1945 г. и на дирижабле «Победа». После войны он использовался для отыскания мин и затонувших судов на Черном море. Этот дирижабль также эксплуатировался с открытых стоянок при ветре до 20 м/с.
В послевоенное время число дирижаблей в США было значительно сокращено. Однако оставшаяся часть продолжала широко эксплуатироваться как внутри страны, так и за ее пределами, в частности для проведения геологических изысканий в Африке.
В 1950 г. фирма «Гудиер» возобновила строительство дирижаблей прежних типов для флота. В 1951 г. был построен первый дирижабль нового типа N-1 (ZPN-1) объемом 24 500 м3, а через два года — его усовершенствованный вариант ZP2N-1 объемом 27 600 м3, который был запущен в серийное производство. В том же 1953 г. вместо дирижабля типа К начали выпускать новый дирижабль-разведчик ZP4K-1 объемом 14 900 м3, развивавший скорость до 120 км/ч. В 1954 г. выпускается первый дирижабль типа XZP5K-1, предназначенный для работы на севере. Оба последних дирижабля были оборудованы специальными радиолокационными и гидроакустическими установками для обнаружения подводных лодок. Кроме того, с целью обеспечения длительного полета над морем они были снабжены устройствами для пополнения запаса горючего с надводных судов и для забора в полете воды, использовавшейся как водяной балласт. Особенностью дирижабля типа XZP5K-1 было трехплановое оперение в виде перевернутой буквы Y, конструкция которого не допускала скопления снега на стабилизаторах.
В 1954 г. для флота был построен дирижабль ZP2N-1W, являвшийся усовершенствованной модификацией ZP2N-1. В дальнейшем он получил обозначение ZPG-2W1. Дирижабль был оборудован двумя
1 В 1954 г. в США была введена новая система обозначения дирижаблей военно-морского флота, позволявшая классифицировать их по конструкции и назначению. Символом Z обозначались аэростатические аппараты, G — дирижабли фирмы «Гудиер», Р — патрульные дирижабли, предназначенные в основном для обнаружения подводных лодок, S — дирижабли, предназначенные для обнаружения мин и подводных лодок, W — патрульные дирижабли, используемые для оповещения о налете авиации, а также для обнаружения подводных лодок.
189
радарными установками: верхняя предназначалась для обнаружения воздушных целей, нижняя — морских. Кроме того, он был приспособлен для посадки на палубу корабля. ZPG-2W прошел комплекс специальных испытаний, показавших, что он может взлетать при ветре до 20 м/с, совершать посадку при высоте нижней кромки облачности 60 м, выполнять длительный полет в условиях обледенения, атмосферных осадков, сильного ветра. В одном из испытательных полетов была зарегистрирована рекордная продолжительность — 264 ч, при этом пройденное расстояние составило около 15 000 км. В 50-е годы дирижабли этого типа широко использовались для патрулирования американского побережья.
В 1958—1960 гг. были построены четыре крупнейших блимпа ZPG-3W, которые вплоть до 1963 г. выполняли роль летающих пунктов радиолокационного дозора. Эксплуатацией этих дирижаблей завершился более чем 50-летний период многообразного применения дирижаблей первого поколения.
Глава X
АВАРИИ И КАТАСТРОФЫ ДИРИЖАБЛЕЙ И ИХ ПРИЧИНЫ
1. Аварии и катастрофы
История развития практически любого направления в науке и технике — это цепь на первый взгляд случайно чередующихся, а по сути взаимообусловленных и закономерных достижений и неудач, открытий и ошибок. Не является в этом смысле исключением и развитие дирижаблестроения, проходившее с самого начала под знаком борьбы за увеличение скорости полета, дальности, потолка и грузоподъемности. Но за ошибки здесь приходилось расплачиваться тяжелыми авариями, а иногда и катастрофами, унесшими немало человеческих жизней.
Второй дирижабль Жиффара Полет выполнен в 1855 г. Жиф-фаром вместе с Габриэлем Ионом. Некоторое время дирижабль успешно противостоял небольшому встречному ветру. Однако при спуске оболочка сморщилась и газ собрался в одном ее конце. Вследствие этого сетка с прикрепленной к ней гондолой соскользнула с оболочки и устремилась к земле, а облегченная оболочка, поднявшись с большой скоростью, исчезла в облаках. Благодаря тому что авария произошла вблизи земли, находившиеся в гондоле аэронавты практически не пострадали.
Недостатком этого дирижабля Жиффара так же, как и предыдущего, было отсутствие баллонета, в результате чего при выпуске части газа и его сжатии сетка становилась слишком просторной для оболочки. Кроме того, способ подвески гондолы был менее надежным, чем на первом дирижабле, — гондола подвешивалась непосредственно к сетке.
Основные причины аварии — отсутствие баллонета и недостатки конструкции подвески гондолы.
Дирижабль Баумгартена. Полет был осуществлен в 1880 г. Дирижабль имел три гондолы, в одной из которых находился Баумгартен. Во время полета дирижабль неожиданно потерял равновесие и занял почти вертикальное положение. Газ скопился в верхней части оболочки. Она не выдержала чрезмерного внутреннего давления и лопнула. Аэронавт, упавший на землю вместе с обломками дирижабля, остался жив.
1 Построен в 1855 г. Объем оболочки — 3200 м3, длина — 70 м, максимальный диаметр — 10 м.
191
Авария произошла вследствие неустойчивости дирижабля и недостаточной прочности его оболочки, не имевшей поперечных перегородок для предотвращения протекания газа.
«Deutschland» Полет состоялся 31 мая 1897 г. вблизи Берлина. В гондоле находился Вельферт вместе со своим помощником Кнаб-бе. Вначале полет протекал нормально. Дирижабль хорошо противостоял небольшому ветру. Однако на этапе набора высоты наблюдавшие за полетом с земли заметили, что из гондолы к оболочке тянутся языки пламени. Раздался сильный треск, и охваченный пламенем дирижабль рухнул на землю. Оба аэронавта погибли..
Причиной катастрофы явилось воспламенение газа, выпускавшегося через газовые клапаны, который соприкасался с горячими элементами двигателя. Этому способствовало слишком близкое расположение двигателя относительно оболочки. Кроме того, в оболочке отсутствовал баллонет, так что при выпуске части газа она могла провиснуть и вплотную приблизиться к гондоле и двигателю.
Дирижабль Шварца. Полет состоялся 3 ноября 1897 г. Подъемная сила дирижабля была настолько мала, что подняться на нем мог только один человек. В гондоле находился механик Платц (Шварц к этому времени умер). Дирижабль поднялся на высоту 25 м, где был запущен двигатель. Ветер в момент старта имел скорость, не превышавшую 7 м/с, но дирижабль не мог противостоять и ему. К тому же вскоре соскочил со шкива один из передаточных ремней, посредством которых приводились в движение винты. Винты остановились, и ветер беспрепятственно погнал дирижабль. Платц решил спуститься, для чего открыл газовый клапан. Однако вследствие неопытности аэронавта и недостатков конструкции клапана из оболочки было выпущено слишком много газа. Непрерывная потеря газа в полете происходила также из-за низкой герметичности швов оболочки. Все это обусловило большую скорость снижения дирижабля. При ударе о землю металлическая оболочка полностью разрушилась. Аэронавт остался жив.
Причины аварии — чрезмерная потеря газа, недостатки конструкции газовых клапанов, низкая герметичность оболочки, ошибки пилотирования.
Дирижабль № 1 Сантос-Дюмона. 18 сентября 1898 г. при подъеме дирижабль зацепился за деревья и его оболочка получила повреждения. Аэронавт не пострадал. Причина аварии — ошибки пилотирования.
20 сентября того же года после ремонта оболочки Сантос-Дюмон выполнил еще один полет. Дирижабль поднялся на высоту 300 м. Однако при спуске водород в оболочке сжимался быстрее, чем маломощный вентилятор наполнял баллонет воздухом. В результате этого оболочка, удлинение которой было достаточно велико (7,1), перегнулась посередине и дирижабль начал быстро падать. В момент касания гайдропом земли он был подхвачен людьми, наблюдавшими
1 Построен в 1896 г. На нем был установлен бензиновый двигатель Дайм-
лера мощностью 5,9 кВт. Объем оболочки — 800 м1 * 3, длина — 28 м, максималь-
ный диаметр — 8,5 м.
192
Рис. 104. Авария дирижабля № 2 Сантос-Дюмона, 1899 г.
Рис. 105. Авария дирижабля № 5 Сантос-Дюмона, 1901 г.
ный динамической подъемной силой, замедлил свое падение. Аэронавт не пострадал.
Причина аварии — недостаточная производительность устройства подачи воздуха в баллонет.
Дирижабль № 2 Сантос-Дюмона *.11 мая 1899 г. в полете вследствие дождя произошло слишком быстрое охлаждение газа, в результате чего оболочка перегнулась и дирижабль упал (рис. 104). Аэронавт остался жив.
Причина аварии — недостаточная производительность устройства подачи воздуха в баллонет.
Дирижабль № 5 Сантос-Дюмона. 13 июля 1901 г. при спуске оболочка дирижабля зацепилась за деревья и получила повреждения. Причина аварии — ошибки пилотирования.
8 августа того же года во время полета пружины одного из автоматических газовых клапанов ослабли, в результате чего из оболочки вышло большое количество газа. Дирижабль при быстром снижении над высокими городскими зданиями зацепился за одну из крыш. Обломки его свалились в проем между строениями, а аэронавту удалось прыгнуть в небольшую нишу в стене здания (рис. 105).
Основная причина аварии — недостатки конструкции и низкая надежность газовых клапанов.
* Отличался от дирижабля № 1 несколько большим объемом (200 м3).
7 5-313
193
Отказ газового клапана в данном случае усугубился тем, что на дирижабле отсутствовал баллонет. В результате этого при быстром выпуске газа оболочка значительно деформировалась.
Дирижабль № 6 Сантос-Дюмона. 6 и 15 сентября 1901 г. дирижабль в полетах сталкивался при подъеме с препятствиями и терпел аварию. Основными причинами этих аварий были ошибки пилотирования. Аэронавт не пострадал.
14 февраля 1902 г. состоялся полет дирижабля над Средиземным морем. Степень выполнения оболочки была настолько низкой, что объем баллонета оказался недостаточным для поддержания ее формы. Оболочка деформировалась, газ скопился в ее передней части, в результате чего резко возрос положительный дифферент дирижабля. Проволочные стропы подвески передней части гондолы получили чрезмерную нагрузку и лопнули. При этом они намотались на винт. Двигатель остановился. Неуправляемый аэростат с едва державшейся гондолой был подхвачен ветром. Сантос-Дюмон был спасен подоспевшим катером.
Одной из основных причин аварии наряду с недостаточным заполнением оболочки несущим газом была неудачная прямая подвеска гондолы. Использование более надежного способа Дюпуи дев Лома, видимо, позволило бы значительно снизить напряжения, возникшие в элементах передней подвески при деформации оболочки.
«Рах». Полет состоялся 12 мая 1902 г. На борту находились конструктор Северо и инженер Саше. С земли было видно, что винты беспрестанно останавливались, в результате чего дирижабль раскачивало в различных направлениях. С этими колебаниями аэронавты пытались бороться посредством выброски балласта. Облегчавшийся дирижабль непрерывно набирал высоту. На пятнадцатой минуте полета, когда высота достигала уже 500 м, раздался сильный треск. Затем в нижней части оболочки показалось пламя, которое начало быстро распространяться по всему дирижаблю. За этим последовал взрыв. Оба аэронавта погибли.
При всей своей оригинальности конструкция этого дирижабля имела существенный недостаток — гондола с бензиновым двигателем была расположена слишком близко к оболочке, наполненной водородом. Первопричиной катастрофы явился отказ одного из двух газовых клапанов. В результате этого при быстром подъеме, обусловленном сбросом большого количества балласта, давление в оболочке превысило допустимый предел. Произошло местное разрушение оболочки, что и сопровождалось похожим на треск звуком. Водород устремился в образовавшуюся брешь, попал в зону двигателя и воспламенился.
Дирижабль Брадского *. Полет состоялся 13 октября 1902 г. в Париже. В гондоле находились Брадский и инженер Морэн. Ско
1 Для предотвращения перетекания газа оболочка была разделена двумя перегородками на три отсека. С целью уменьшения пожарной опасности двигатель был расположен на расстоянии 4,5 м от оболочки.
194
рость дирижабля была невелика, и ветер непрерывно сносил его. К тому же реактивный момент, создававшийся расположенным внизу подъемным винтом, приводил к вращательному движению дирижабля, которое не удавалось устранять с помощью рулей. Все это затрудняло выполнение полета в заданном направлении. Было принято решение совершить посадку. Однако при выпуске части газа оболочка начала деформироваться. Несмотря на наличие перегородок, ослаблявших эффект перетекания, в передней части оболочки скопилось значительное количество газа. Дирижабль получил большой положительный дифферент. При этом натяжение передних стальных проволочных элементов, посредством которых подвешивалась гондола, оказалось чрезмерным. Они разрушились, и гондола, оторвавшись от оболочки, с высоты 100 м упала на землю. Оба аэронавта погибли.
Причиной катастрофы было отсутствие в оболочке баллонета. Кроме того, гондола была подвешена к оболочке таким же неудачным прямым способом, как на дирижабле № 6 Сантос-Дюмона.
«Lebaudy». Дирижабль потерпел аварию 20 ноября 1903 г. после серии удачных полетов. При спуске дирижабль не был вовремя удержан наземной командой. Порыв ветра подхватил его и швырнул на деревья. Оболочка оказалась полностью разрушенной.
Причина аварии — отсутствие надежных средств швартовки. «Lebaudy II». Дирижабль потерпел аварию 28 августа 1904 г. при выполнении 13-го полета. В гондоле находились три человека. На первых этапах, несмотря на сильный ветер, полет протекал без осложнений. Однако поскольку ветер усиливался, было принято решение о прекращении полета. Пилот решил выполнить снижение на некотором расстоянии от эллинга, так как опасался, что и момент остановки двигателя дирижабль ветром может быть брошен на эллинг. Наземная команда не успела вовремя прибыть к месту спуска дирижабля, и он был пришвартован к двум деревьям. Но налетевший шквал сорвал привязные канаты, и дирижабль, из гондолы которого успели выпрыгнуть аэронавты, начал быстро набирать высоту. Автоматические газовые клапаны работали исправно, что предотвратило разрушение оболочки от чрезмерного давления газа в ней. Дирижабль упал в 70 км от места подъема. Во время спуска при ударе о большое дерево существенно пострадала платформа. Оболочка и гондола с двигателем практически не были повреждены.
После ремонта и увеличения габаритов оболочки дирижабль выполнил ряд удачных полетов. Но 6 июля 1905 г. при посадке порыв ветра вырвал привязные канаты из рук наземной команды. Дирижабль понесло сначала на телеграфные провода, затем на деревья. В результате оболочка, платформа и киль получили значительные повреждения. Гондола не пострадала. Жертв не было.
Причиной аварии этого дирижабля так же, как и «Lebaudy», было отсутствие надежных средств швартовки.
7*
195,
Дирижабль Бартона. Полет состоялся 22 июля 1905 г. В гондол ле находились пять человек. Поскольку скорость дирижабля оказалась недостаточной, чтобы бороться с ветром, Бартон решил совершить посадку. При спуске оболочка деформировалась и дирижабль был разрушен. В момент разрушения гондола находилась на небольшом расстоянии от земли, благодаря чему никто из находившихся на борту не пострадал.
Основная причина аварии — недостаточная производительность устройства подачи воздуха в баллонет.
LZ-2. 30 ноября 1905 г. при выводе из плавучего эллинга дирижабль упал носом в воду и получил значительные повреждения.
Причина аварии — отсутствие средств, обеспечивавших безопасное маневрирование дирижабля у эллинга.
17 января 1906 г. отремонтированный дирижабль стартовал с Боденского озера. Вследствие того что перед взлетом дирижабль был недостаточно хорошо уравновешен, он имел большую сплавную силу, обусловившую быстрый подъем до высоты около 450 м. Сильный ветер начал сносить дирижабль в сторону суши. Затем отказал передний руль направления, а за ним — один из двигателей. После этого Цеппелин решил спуститься. Посадка на суше прошла благополучно. Однако ввести LZ-2 в эллинг не удалось и он был ночью разрушен напором усилившегося ветра.
Причина аварии заключалась в отсутствии надежных средств швартовки.
Микст Сантос-Дюмона. В июне 1907 г. в первом полете микст потерпел аварию. Аппарат оказался неустойчивым, в результате чего при посадке было повреждено шасси.
«America». В самом начале полета к Северному полюсу (лето* 1907 г.) на дирижабле отказал руль. Затем сильный ветер начал сносить дирижабль к Шпицбергену. Спуск прошел неудачно. Дирижабль был поврежден, но никто не пострадал.
Причины аварии — отказ системы управления и недостаточная мощность двигателей.
«Nulli secundus» '. Дирижабль потерпел аварию в первом же полете, состоявшемся 10 сентября 1907 г. Скорость дирижабля была недостаточной, чтобы противостоять ветру. Спуск же, несмотря на сбрасывание балласта, проходил слишком быстро, и при посадке гондола дирижабля была повреждена. Экипаж не пострадал.
Причина аварии — ошибки пилотирования.
На отремонтированном дирижабле было выполнено несколько удачных полетов, после которых 7 октября 1907 г. он вылетел из Фарнборо в Лондон. Из-за сильного ветра обратный полет был невозможен, и дирижабль посадили на территории городского велотрека. В течение трех дней сильный ветер препятствовал вылету, а 10 октября налетевший шквал почти полностью уничтожил дирижабль.
1 Nulli secundus (лат.) — никому не уступающий.
196
Основная причина аварии — отсутствие надежных средств швартовки.
«Patrie». 29 ноября 1907 г. при выполнении очередного полета на дирижабле вследствие отказа магнето остановился двигатель. Было решено прекратить полет. Спуск прошел благополучно, и дирижабль был пришвартован тросами к деревьям. Попытки отремонтировать двигатель оказались безуспешными. В то же время ветер значительно усилился. Прибывшая наземная команда, насчитывавшая около 200 солдат, посменно сменявших друг друга, едва удерживала привязные тросы. Вечером 30 ноября дирижабль порывом ветра был повален на бок (рис. 106). Один из офицеров вошел в гондолу и попытался предотвратить аварию путем использования разрывного приспособления. Но в этот момент дирижабль бросило на другой бок, при этом было повреждено оперение. Выпустить газ из оболочки не удалось, так как запутались тросы разрывного приспособления. Следующий порыв ветра вышвырнул из гондолы каменный балласт, после чего облегченный дирижабль вместе с удерживавшей его наземной командой поволокло по земле. Во избежание гибели людей была отдана команда отпустить тросы. От внезапного толчка из гондолы выпал оставшийся балласт, и дирижабль быстро набрал высоту около 3000 м. На следующий день дирижабль с перегнутой посередине оболочкой видели над Англией. Упал он в Ирландии. При ударе о землю оторвались винты, после чего дирижабль был унесен в океан.
Причиной гибели дирижабля было отсутствие надежных средств швартовки,
I.Z-3. 15 декабря 1907 г. буря, бушевавшая на Боденском озере, разрушила понтоны, на которых был установлен плавучий эллинг. Эллинг оказался полузатопленным, а находившийся в нем дирижабль получил серьезные повреждения.
Причина аварии в данном случае заключалась в недостатках конструкции плавучего эллинга, не рассчитанного на восприятие
197
Рис. 107. Дирижабль «Morell», 1908 г., США.
имевших место ветровых нагрузок, и практически не была связана с конструкцией самого дирижабля.
Дирижабль Годе. В 1907 г. в Америке аварией закончился первый полет дирижабля объемом всего 240 м3, привезенного туда французом Годе. Причина аварии неизвестна.
«Morell». Дирижабль (рис. 107) был построен в США весной 1908 г. Он представлял собой мягкую оболочку длиной 150 м, диаметром 12 м. Баллонеты отсутствовали. К оболочке независимо друг от друга были подвешены шесть гондол, в каждой из которых находился двигатель мощностью 24,3 кВт, приводивший в движение два винта. В конструкции не были предусмотрены какие бы то ни было стабилизаторы или рули. Полет состоялся 24 мая 1908 г. На борту находились 17 человек. С самого начала полета обнаружилась полная несогласованность работы винтов. Вследствие деформации оболочки дирижабль получил большой положительный дифферент. Газ устремился в верхнюю часть оболочки. Она не выдержала возросшего давления и лопнула. Благодаря тому что падение дирижабля происходило с небольшой высоты, погибли только три человека. Остальные получили тяжелые ранения.
Катастрофа была обусловлена совершенно непродуманной конструкцией дирижабля, главными недостатками которой являлись отсутствие в оболочке вертикальных перегородок, предотвращающих перетекание газа из одной ее части в другую, отсутствие стабилизаторов, несогласованность работы движителей и слишком большое 198
удлинение оболочки, предопределившие неустойчивость дирижабля, а также недостаточной прочностью оболочки.
«Gross II». 1 июля 1908 г. после ряда удачных полетов дирижабль попал в мощное воздушное течение и с большой скоростью достиг высоты 1700 м. Затем начался быстрый спуск. Поскольку вентиляторы не успевали в достаточной мере нагнетать воздух в баллонеты, оболочка деформировалась. При этом ее нижняя часть провисла и накрыла собой руль. Дирижабль стал практически неуправляемым и упал на лесной массив.
Причина аварии — недостаточная производительность устройств подачи воздуха в баллонеты.
При выполнении полета И ноября 1908 г. дирижабль попал в зону действия сильного ветра, которому не мог противостоять. Ситуация еще больше осложнилась после отказа одного из двигателей. Практически неуправляемый дирижабль с большим трудом удалось посадить на один из островов Балтийского моря. Дирижабль получил значительные повреждения. Экипаж не пострадал.
Причины аварии — недостаточная мощность двигателей, отказ двигателя.
LZ-4. 4 августа 1908 г. дирижабль вылетел по маршруту Фрид-рихсгафен — Страсбург — Мангейм — Майнц с целью превышения дальности, достигнутой в состоявшемся месяц назад полете по Швейцарии. Вначале полет проходил благополучно, но затем вследствие отказа одного из двигателей была произведена посадка. После устранения неисправности дирижабль достиг конечного пункта перелета и лег на обратный курс. Сильный встречный ветер заставил экипаж отклониться от намеченного маршрута. Неблагоприятные погодные условия усугубились повторным отказом одного из двигателей. Поскольку противостоять ветру с одним работавшим двигателем оказалось невозможно, в 8 ч утра 5 августа была совершена посадка вблизи Эхтердингена.
Около 3 ч дня налетевший грозовой шквал ударил в дирижабль с такой силой, что швартовые якоря были вырваны из земли и дирижабль взмыл вверх. Два механика, находившиеся в это время в гондоле, попытались выполнить посадку путем открытия газовых клапанов. Однако подхваченный новым порывом ветра LZ-4 сделал прыжок длиной около километра, после чего один из якорей снова врылся в землю. Удерживаемый якорем дирижабль занял вертикальное положение носом вверх. В этот момент якорь снова был вырван. При новом рывке один из механиков был выброшен за борт и получил тяжелые ранения. В этот момент привязные канаты запутались в деревьях и появилась надежда, что дирижабль удастся надежно пришвартовать. Но внезапно под дирижаблем показалось пламя, быстро распространившееся по всей оболочке. Затем раздался взрыв, и LZ-4 рухнул на землю (рис. 108). В последний момент второму механику удалось выпрыгнуть из гондолы. Он остался жив, хотя и получил тяжелые ожоги.
Причиной гибели дирижабля было воспламенение водорода, выпущенного в большом количестве при открытии газовых клапанов.
199
Рис. 108. Каркас дирижабля LZ-4 после аварии, 1908 г.
Воспламенение, по-видимому, вызвала искра статического электричества, поскольку двигатели к этому моменту уже были холодные. Искра могла возникнуть при трении газовых мешков друг о друга или о каркас дирижабля. Кроме того, воздух в этот день был сильно наэлектризован, и вертикальное положение дирижабля могло способствовать возникновению искры между корпусом и землей. Причинами аварии были отказы двигателей и отсутствие надежных средств швартовки.
«Clement Bayard». В полете 23 августа 1908 г. дирижабль достиг высоты 1500 м, что являлось новым мировым рекордом для дирижаблей, и пробыл на ней около 2 ч. Одпако слишком долгое пребывание на рекордной высоте привело к тому, что запас бензина был израсходован до завершения полета. На этапе спуска двигатели остановились и дирижабль начало сносить в сторону Сены. Чтобы избежать падения в реку, экипаж использовал разрывное приспособление. Тем не менее дирижабль столкнулся с водой на небольшом расстоянии от берега. Дирижабль получил незначительные повреждения. Экипаж не пострадал.
Причина аварии — ошибки пилотирования.
«Torres Quevedo». Дирижабль потерпел аварию в августе 1908 г. Причина аварии неизвестна.
PL-2. Авария дирижабля произошла 15 сентября 1908 г. При полете в сильный ветер крепление одного из стабилизаторов не выдержало нагрузки. В результате этого была повреждена оболочка. Дирижабль упал (рис. 109). Благодаря тому что разрыв оболочки произошел на небольшой высоте, при ударе о землю значительные повреждения получила только гондола. Экипаж не пострадал.
200
Рис. 109. Авария дирижабля PL-2, 1908 г.
Причины аварии — повреждение оболочки, отсутствие ее секционирования.
22 октября 1908 г. на отремонтированном дирижабле была достигнута высота 1100 и. Однако при пробивании облачности на этапе спуска произошло быстрое охлаждение газа в оболочке. Вентилятор не справился с задачей наполнения баллонетов воздухом. В результате этого оболочка деформировалась и спуск проходил с большой скоростью. Это помешало правильно выбрать место посадки. Оболочка зацепилась за деревья и получила значительные повреждения.
Причина аварии — недостаточная производительность устройств подачи воздуха в баллонеты.
«Aeronef Matecot». В октябре 1908 г. буря разрушила стояночный эллинг. Находившийся в нем аппарат получил значительные повреждения.
201
«Ариель» Катастрофа произошла в 1908 г. в Калифорнии. Из 20 человек, находившихся на борту, трое погибли. Причина катастрофы неизвестна.
«Italia». 7 апреля 1909 г. при спуске дирижабль столкнулся с деревом и получил серьезные повреждения. Причина аварии — ошибки пилотирования.
LZ-5. 29 мая 1909 г. дирижабль вылетел из Фридрихсгафена в Берлин. На борту находились восемь человек. Запас бензина составлял 2500 кг. Однако до цели дирижабль не дошел, поскольку на одном из участков попал во встречное воздушное течение. После нескольких часов борьбы с ветром, который все время усиливался, было принято решение вернуться на базу. В воздухе дирижабль находился уже более полутора суток. Запас бензина подходил к концу. К тому же начал ощущаться недостаток подъемной силы, обусловленный естественной утечкой водорода из газовых баллонов. Для пополнения оболочки водородом и заправки топливом 31 мая была произведена незапланированная посадка вблизи Геппингена. При посадке дирижабль зацепился носовой частью за большое дерево, в результате чего были повреждены четыре передних газовых баллона (рис. 110). Причина аварии — ошибки пилотирования.
12 апреля 1910 г. после участия в военных маневрах дирижабль совершил вынужденную посадку под Лимбургом вследствие неблагоприятных погодных условий (сильный ветер, скорость которого достигала 18 м/с). Стальным тросом LZ-5 был пришвартован к закопанному в землю грузу. Кроме того, две роты солдат посменно удерживали дирижабль с помощью привязных канатов. Тем не менее порывом ветра швартовный трос был оборван, и LZ-5 взмыл вверх. Через полчаса дирижабль упал неподалеку от Виль-бурга, зацепился за деревья и был полностью разрушен (рис. 111).
Причина аварии — отсутствие надежных средств швартовки.
' Построен в 1908 г. в США воздухоплавательной компанией Мореля.
202
Рис. 111. Авария дирижабля LZ-5, ГЛи г.
«Leonardo da Vinci». Дирижабль потерпел аварию в первом полете, состоявшемся 22 июля 1909 г. Вследствие неисправности открылся один из газовых клапанов. Из-за большой потери газа дирижабль начал быстро снижаться и при посадке получил значительные повреждения.
Причина аварии — недостатки конструкции и низкая надежность газовых клапанов.
1 февраля 1910 г. при спуске дирижабль зацепился за дерево, в результате чего была повреждена оболочка.
Причина аварии — ошибки пилотирования.
PL-3. В середине 1909 г. во Франкфурте-на-Майне при выводе» из эллинга дирижабль был прижат сильным боковым ветром к боковой стойке передней фермы эллинга (рис. 112). При этом выступающие металлические элементы фермы значительно повредили его оболочку.
Причина аварии — отсутствие средств, обеспечивавших безопасное маневрирование дирижабля на земле.
«America II». На этом дирижабле летом 1909 г. Уелман предпринял со Шпицбергена вторую попытку достичь Северный полюс. Дирижабль имел объем около 10 000 м3. Одной из особенностей его было наличие кожаного гайдропа, волочившегося в полете по поверхности суши, воды или льда. С помощью гайдропа предполагалось регулировать высоту полета без выпуска газа и сброса балласта. В состав экспедиции кроме Уелмана и инженера Вани-мана, конструктора дирижабля, входил Н. Е. Попов, впоследствии ставший одним из первых русских летчиков.
После нескольких часов полета гайдроп оторвался и экипаж принял решение возвращаться. Однако достичь Шпицбергена не удалось. Плохо управляемый по высоте дирижабль упал в океан. Аэронавты были спасены промысловым судном.
201
Рис 112. Авария дирижабля PL-3, 1909 г.
f Причина аварии заключалась в том, что, полагаясь на надежность и эффективность гайдропа, участники экспедиции взяли на борт слишком малое количество балласта, которого не хватило даже на несколько часов полета.
«Republique». В полете 3 сентября 1909 г. произошел отказ насоса радиатора системы охлаждения двигателя. После этого двигатель выключили во избежание перегрева. К этому добавился отказ вентилятора, подававшего воздух в баллонет. В результате этого оболочка деформировалась. При посадке был поврежден правый винт.
Причины аварии — деформация оболочки, отказ устройств подачи воздуха в баллонет.
25 сентября 1909 г. дирижабль возвращался на базу после участия в военных маневрах. С автомоби
ля, следовавшего за дирижаблем, заметили, как внезапно от гондолы отделился какой-то блестящий предмет. Он ударил по оболочке, раздался треск, и оболочка разрушилась. Дирижабль упал на землю. Все четверо воздухоплавателей, находившиеся в гондоле, погибли.
При расследовании причин катастрофы установили, что блестящим предметом была оторвавшаяся стальная лопасть правого воздушного винта. Оказалось, что при ударе лопасть была отброшена от оболочки, не повредив последнюю. Однако при этом возникла газовая волна, которая привела к значительному разрыву оболочки на противоположном борту.
После аварии 3 сентября погнутый правый винт был отремонтирован, но поскольку при ремонте не были обнаружены какие-либо трещины или изломы, то винт не заменили. Видимо, нарушение структуры материала лопасти все же имело место, и именно оно стало причиной отрыва лопасти.
Если бы газовая оболочка дирижабля была секционирована, катастрофы возможно бы не произошло. Подтверждением этого может служить описанная ниже авария дирижабля LZ-6.
LZ-6. В полете 2 сентября 1909 г. оторвавшаяся лопасть воздушного винта врезалась в корпус. При этом был поврежден один из 17 газовых баллонов. Однако катастрофы не произошло, так как подъемная сила дирижабля снизилась не более чем на 5—6 %. Дирижабль благополучно вернулся на базу.
204
Дирижабль типа «Colonel Renard» \ 5 ноября 1909 г. после выполнения пятичасового полета дирижабль потерпел аварию. Вследствие поломки вала двигателя значительные повреждения получила гондола дирижабля.
«La Belgique». 28 апреля 1910 г. этот бельгийский дирижабль полужесткой системы совершил вынужденную посадку вследствие невозможности продолжения полета в условиях сильного ветра. При посадке были значительно повреждены гондола и оболочка.
Основные причины аварии — ошибки пилотирования и отсутствие надежных средств швартовки.
LZ-7. 28 июня 1910 г. дирижабль выполнял полет с 20 пассажирами на борту. Погодные условия не благоприятствовали полету — дул сильный ветер. К тому же отказал один из двигателей? После вынужденной посадки дирижабль был занесен ветром на деревья. Кормовая часть его полностью разрушилась. Значительные повреждения получила также задняя гондола. Жертв не было.
Причина аварии — отсутствие надежных средств швартовки.
«Erbsloeh»1 2. 13 июля 1910 г. в полете на высоте нескольких сот метров произошло разрушение оболочки. Дирижабль рухнул на землю. Пять человек, находившихся на борту, в том числе и конструктор дирижабля Оскар Эрбсле, погибли.
Причиной катастрофы явились конструктивные недостатки газового клапана. Площадь выпускного отверстия клапана оказалась недостаточной для выпуска за борт необходимого количества газа. В результате этого при расширении газа его давление в оболочке превысило допустимый предел.
Дирижабль Уелмаиа. 10 октября 1910 г. Уелман предпринял попытку перелететь Атлантический океан на своем полужестком дирижабле. На борту также находились конструктор дирижабля Ваниман и еще четверо аэронавтов. Полет предполагалось провести на высоте 60 м с использованием металлического гайдропа. Однако конструкция гайдропа оказалась неудачной. Он все время подпрыгивал над волнами, приводя к тряске и раскачиванию дирижабля. На вторые сутки полета начались отказы двигателей. Поскольку дирижабль стал практически неуправляемым, было принято решение произвести посадку на воду. Аэронавты были подобраны пароходом.
Основными причинами вынужденной посадки были отказы двигателей и неустойчивость дирижабля, обусловленная неудачной конструкцией гайдропа.
«Morning Post». 26 октября 1910 г. при вводе в эллинг в Фарнборо дирижабль зацепился за его крышу и получил значительные повреждения. Расследование аварии показало, что вертикальный размер дирижабля превышал высоту входа в эллинг.
Основная причина аварии — ошибка наземной команды.
LZ-8. 26 мая 1911 г. при выводе из эллинга в условиях сильного бокового ветра дирижабль получил значительные повреждения.
1 Построен в 1909 г. по заказу Испании на французском заводе «Астра».
! Дирижабль мягкой системы, построен в Германии. Объем — 2900 м3.
205
Причина аварии — отсутствие средств, обеспечивавших безопасное маневрирование дирижабля на земле.
«Mayfly». 24 сентября 1911 г. при выводе из эллинга налетевшим шквалом дирижаблю были нанесены серьезные повреждения.
Причина аварии — отсутствие средств, обеспечивавших безопасное маневрирование дирижабля на земле.
LZ-10. 28 июня 1912 г. после завершения пассажирского полета в Дюссельдорф при вводе в эллинг дирижабль был разрушен сильным ветром и воспламенился. Причиной пожара, видимо, было воспламенение выходившего из газовых баллонов водорода от случайной искры.
Основная причина аварии заключалась в отсутствии средств, обеспечивавших безопасное маневрирование дирижабля на земле.
«Акгоп». 1 Полет состоялся 2 июля 1912 г. в Атлантик Сити;. Через 15 мин после взлета оболочка дирижабля разрушилась, и он упал в море. Все четверо находившихся на борту, в том числе и Ваниман, погибли.
Однозначно установить причину катастрофы не удалось. Однако предполагали, что она заключалась в неэффективной работе газовых клапанов новой конструкции, испытания которых не были проведены.
М III. 10 октября 1912 г. этот немецкий полужесткий дирижабль взорвался в эллинге в Тегеле при пополнении газом перед полетом.
Причиной взрыва явилась искра, возникшая при разряде статического электричества.
LZ-15. 19 марта 1913 г. дирижабль совершил вынужденную посадку вблизи Карлсруэ вследствие крайне неблагоприятных погодных условий. На земле LZ-15 был разрушен бурей.
Основная причина аварии — отсутствие надежных средств швартовки.
LZ-14. Во время выполнения полета 9 сентября 1913 г. командир дирижабля был предупрежден по радио о приближении шторма. Было принято решение вернуться на базу. Однако встречи со штормом избежать не удалось. Под воздействием мощных турбулентных потоков дирижабль разломился на две части и упал в море в районе Гельголанда. Из 20 человек, находившихся на борту, спастись удалось только шестерым, остальные утонули.
Катастрофа произошла вследствие недостаточной прочности конструкции дирижабля, не рассчитанной на восприятие больших аэродинамических и ветровых нагрузок. Опасность полета в штормовых условиях усугубилась ошибками пилотирования при маневрировании, приведшими к дополнительным аэродинамическим нагрузкам.
LZ-18. 17 октября 1913 г. при проведении высотных испытаний в Иоханнистале дирижабль внезапно взорвался и рухнул на землю. Все 28 членов команды погибли.
1 Дирижабль полужесткой системы построен по проекту Ванимана в 1911г. Объем — 9800 м3, длина — около 87 м. Два двигателя приводили в движение три пары винтов.
206
Рис. 113. Авария дирижабля «Гигант», 1915 г.
Причиной взрыва явилось засасывание в двигательный отсек передней гондолы водорода, выходившего через газовые клапаны, расположенные на нижней части корпуса.
LZ-19. 13 июня 1914 г. во время выполнения учебного полета дирижабль затонул вблизи Дие-денхофена. Причина гибели неизвестна.
«Альбатрос». 13 октября 1914 г. в сложных метеорологических условиях (туман, сильный ветер) дирижабль не смог вернуться на базу и при вынужденной посадке был полностью разрушен.
Причины аварии — недостаточ
ная мощность двигателей и отсутствие надежных средств навигации.
LZ-24. После очередной бомбардировки Англии дирижабль 17 февраля 1915 г. попал в снежную бурю и вследствие отказа всех двигателей совершил вынужденную посадку на датском побережье, во время которой был поврежден. Экипаж остался жив.
Причины аварии — отказ двигателей, отсутствие надежных средств швартовки.
«Гигант». Дирижабль потерпел аварию в первом полете зимой 1915 г. Вскоре после взлета на небольшой высоте дирижабль заметно прогнулся в средней части, вледствие чего винт перебил одну из тросовых расчалок, с помощью которых крепились гондолы двигателей. Это привело к разрушению жестких силовых элементов в нижней части дирижабля, и он, переломившись надвое в средней части, упал на землю (рис. ИЗ).
Причины аварии заключались во введении ряда существенных изменений в конструкцию дирижабля, допустимость которых не была проверена прочностным расчетом. Так, по проекту все четыре двигателя должны были находиться в специально спроектированных моторных гондолах, расположенных по две с каждой стороны дирижабля. Однако при постройке с целью уменьшения массы корабля и соответствующего увеличения максимальной высоты полета было принято решение не устанавливать две задние гондолы и передвинуть передние гондолы ближе к главной вертикали дирижабля. В результате этих доработок произошло перераспределение изгибающих моментов вдоль корпуса, что привело к его разрушению’. Фактором, способствовавшим аварии, явилась недостаточная производительность вентиляторов, нагнетавших воздух в баллонеты.
LZ-27. 17 февраля 1915 г. при выполнении разведывательного полета дирижабль попал в снежную бурю и совершил вынужденную посадку в Дании. Дирижабль был поврежден. Четыре члена
207
экипажа пропали без вести. Причины аварии заключались в отсутствии надежных средств навигации швартовки.
LZ-26. 17 марта 1915 г. при выполнении посадки в темноте и тумане дирижабль был поврежден. Причина аварии — отсутствие надежных средств навигации.
LZ-30. 20 мая 1915 г. при выводе из эллинга в Позене дирижабль был подхвачен ветром. При ударе о препятствия на LZ-30 начался пожар. Дирижабль сгорел.
Причина аварии — отсутствие средств, обеспечивавших безопасное маневрирование дирижабля на земле. Пожар возник вследствие воспламенения водорода, вытекавшего через поврежденные газовые баллоны, от случайной искры.
LZ-40. 3 сентября 1915 г. в полете дирижабль был поражен молнией, воспламенился и сгорел.
LZ-11. 1 октября 1915 г. при выводе из эллинга дирижабль получил значительные повреждения.
Причина аварии — отсутствие средств, обеспечивавших безопасное маневрирование дирижабля на земле.
LZ-49. 3 октября 1915 г. при выводе из эллинга в условиях сильного ветра дирижабль получил значительные повреждения.
Причина аварии — отсутствие средств, обеспечивавших безопасное маневрирование дирижабля на земле.
LZ-44. 8 октября 1915 г. в Бельгии во время полета в густом! тумане дирижабль столкнулся с холмом. С дирижабля были сорваны две гондолы, после чего он быстро набрал высоту около 4000 м. Экипажу удалось совершить посадку.
Причина аварии — отсутствие надежных средств навигации.
LZ-52. 17 ноября 1915 г. дирижабль сгорел в эллинге в Тондерне. Причина воспламенения неизвестна.
SL-6. 18 ноября 1915 г. дирижабль взорвался в воздухе. Причина взрыва неизвестна.
SL-4. 11 декабря 1915 г. дирижабль был уничтожен бурей па базе в Седдине. Причина аварии — отсутствие надежных средств швартовки.
SL-2. 10 января 1916 г. дирижабль был уничтожен бурей в Люкенвальде. Причина аварии — отсутствие надежных средств швартовки.
SL-3. 1 мая 1916 г. дирижабль потерпел аварию и упал в море. Причины аварии неизвестны.
SL-10. 28 июля 1916 г. дирижабль не вернулся на базу после полета над Средиземным морем. Причины неизвестны.
LZ-56. 5 сентября 1916 г. при посадке на базе Шентандрас дирижабль получил значительные повреждения. Причины аварии неизвестны.
LZ-31, LZ-36. 16 сентября 1916 г. при наполнении газом дирижабли сгорели в эллинге в Фулсбютеле. Причина пожара — воспламенение водорода от искры статического электричества.
LZ-60. 7 ноября 1916 г. дирижабль выполнял посадку в Витмунд-хафене в условиях сильного ветра. Налетевший шквал вырвал
208
привязные тросы из рук членов наземной команды и унес дири-i жабль в Северное море. Причина аварии — отсутствие надежных? средств швартовки.
SL-12. 28 декабря 1916 г. при посадке в Альхорне дирижабль получил серьезные повреждения. Причины неизвестны.
LZ-53, LZ-69. 28 декабря 1916 г. дирижабли сгорели в эллинге-в Тондерне. Причины воспламенения неизвестны.
LZ-84. 29 декабря 1916 г. дирижабль попал в тяжелые условия обледенения. Отяжелевший под грузом льда и снега дирижабль-совершил вынужденную посадку, во время которой получил значительные повреждения.
Основная причина аварии, видимо, была связана с недостаточным запасом балласта.
«Черномор-1». В 1916 г. в самом начале очередного полета над Черным морем на дирижабле отказал двигатель. При возвращении* на базу отказал второй двигатель. Ситуация осложнилась понижением температуры водорода в оболочке, происшедшим в результате того, что плотная облачность закрыла солнце. Дирижабль начал быстро снижаться. Сброс балласта и тяжелого оборудования не исправил положение. Гондола «Черномора-1» столкнулась с водой в 10 км от берега у Херсонского маяка. Пришедший на помощь катер отбуксировал дирижабль в Круглую бухту. При транспортировке дирижабля к эллингу поднялся сильный ветер, и во избежание опасности повреждения «Черномор-1» был разобран.
Основная причина аварии — недостаточное заполнение оболочки газом.
LZ-82. 7 февраля 1917 г. при полете в тумане дирижабль столкнулся со льдом на реке и разрушился. Причина аварии — отсутствие надежных средств навигации.
SL-13, SL-18. 8 февраля 1917 г. дирижабли сгорели в эллинге в Липске. Причины неизвестны.
«Черномор-3». 24 марта 1917 г. сильный ветер сорвал брезент, закрывавший вход в эллинг, в котором находился дирижабль. После этого ветер начал трепать оболочку дирижабля. «Черномор-3» решили разобрать. Сначала отсоединили гондолу, а затем попытались выпустить из оболочки газ путем использования разрывного приспособления. Однако в момент рывка разрывной вожжи раздался взрыв. Пожар охватил дирижабль и близлежащие постройки.
Причиной взрыва явился разряд статического электричества при отрыве разрывного полотнища.
SL-9. Дирижабль сгорел в бурю 30 марта 1917 г. Причины воспламенения неизвестны.
LZ-88. 16 июня 1917 г. дирижабль разрушился при посадке. Причина аварии — ошибки пилотирования.
LZ-96. 20 августа 1917 г. после налета на Лондон дирижабль, попав в область сильного ветра и плотного тумана, залетел на территорию Франции, где был обстрелян. Потерявший ориентировку экипаж совершил вынужденную посадку, при которой дирижабль получил повреждения.
209*
Причина аварии — отсутствие надежных средств навигации.
LZ-102. 7 октября 1917 г. при вводе в эллинг в Ютеборге в условиях штормового ветра дирижабль был поврежден, а затем взорвался.
Причина гибели дирижабля — отсутствие средств, обеспечивавших безопасное маневрирование дирижабля на земле. Взрыв произошел вследствие воспламенения водорода, вытекавшего из поврежденного газового баллона.
LZ-50. 19 октября 1917 г. при посадке под Брунсбюттелем дирижабль получил значительные повреждения. Причины аварии неизвестны.
LZ-85. 20 октября 1917 г. после налета на Англию дирижабль попал в бурю, которая занесла его на территорию Франции. К тому же был израсходован весь запас топлива. При вынужденной посадке дирижабль получил повреждения, после чего был подожжен экипажем.
Основная причина вынужденной посадки — израсходование запаса топлива (недостаточный запас топлива, видимо, был связан с большой бомбовой нагрузкой).
LZ-89. 20 октября 1917 г. в условиях сильного ветра дирижабль совершил вынужденную посадку под Монтигни-ле-Ройс. Посадка •была грубой, и при ударе о землю от дирижабля оторвалась передняя гондола. Облегченный дирижабль с четырьмя человеками на борту опять поднялся в воздух и исчез над Средиземным морем.
Причина грубой посадки — ошибки пилотирования.
LZ-87, LZ-94, LZ-97, LZ-105, SL-20. 5 января 1918 г. дирижабли сгорели в эллинге в Алхорне. Причиной пожара была диверсия.
LZ-104. 7 апреля 1918 г. дирижабль взорвался в воздухе и сгорел. Причины неизвестны.
LZ-107. 10 мая 1918 г. дирижабль загорелся в воздухе и упал Под Гельголандом. Причины катастрофы неизвестны.
С-5. В мае 1919 г. дирижабль был сорван сильным ветром с временной стоянки и унесен в океан. На борту исчезнувшего дирижабля никого не было.
Причина срыва — отсутствие надежных средств швартовки.
С-8. В 1919 г. дирижабль погиб при посадке вблизи Вашингтона в результате пожара. Серьезные ранения получили 30 человек.
Причина пожара — неосторожность при курении.
ТС-1. В 1919 г. дирижабль сгорел во время грозы на причальной мачте.
«Красная звезда». 3 января 1921 г. при выводе из эллинга для первого полета порывом ветра дирижабль прижало к воротам. При этом были повреждены правый стабилизатор и руль. Полет все же состоялся.
Причина аварии — отсутствие средств, обеспечивавших безопасное маневрирование дирижабля на земле.
6 февраля 1921 г. состоялся шестой полет «Красной звезды»; Дирижабль летел из Петрограда в Сализи. Из-за сильного встречного ветра полет проходил на небольшой высоте. Через полчаса
210
после взлета Лопнул приводной ремень вентилятора заднего двигателя. Ремонт продолжался около 2,5 ч. Все это время дирижабль, шел на одном двигателе, что привело к перегреву последнего и выходу из строя. В момент запуска заднего двигателя дирижабль зацепился кормой за верхушки деревьев и повредил руль направления. Исправить повреждение не удалось, и дирижабль стал практически неуправляемым. Двигатель остановили, после чего начали спуск. Запас балласта был невелик, к тому же разрывное приспособление сработало» не сразу. В результате этого дирижабль с большой скоростью ударился о землю, затем подпрыгнул и опять коснулся ее поверхности. Гондола оторвалась, а освобожденная от нее оболочка сначала взлетела, но вскоре упала неподалеку. Значительные повреждения получили гондола, оболочка, киль и рули. Экипаж не пострадал.
Основные причины аварии — отказы двигателей и системы управления. Повреждение при посадке произошло в основном вследствие недостаточного запаса балласта.
R-34. В начале 1921 г. в полете в условиях плохой видимости дирижабль столкнулся со склоном горы. Экипажу удалось довести-поврежденный R-34 до базы в Хоудене, но там не смогли вовремя, ввести дирижабль в эллинг и он был сильно поврежден порывом, ветра.
Столкновение с горой произошло вследствие отсутствия на дирижабле надежных средств навигации. Основной причиной разрушения дирижабля на земле явилось отсутствие надежных средств, швартовки.
R-38. Первые два полета, состоявшиеся в конце июня 1921 г.,, показали, что характеристики управляемости дирижабля на больших скоростях неудовлетворительны. В третьем полете (середина июля) была отмечена деформация части шпангоутов после достижения скорости 93 км/ч. С целью уменьшения напряжений в конструкции, возникавших при маневрах дирижабля, специалисты рекомендовали проводить дальнейшие испытания на высоте не менее 2100 м.
23 августа 1921 г. состоялся четвертый полет R-38. Дирижабль должен был пришвартоваться в Пулхэме. Однако на расстоянии 80 км от цели дирижабль попал в условия плохой видимости, и экипаж потерял ориентировку. Командир решил переждать ночь, над Северным морем. На рассвете он повел дирижабль на максимальной скорости 106 км/ч, а затем на высоте около 800 м при скорости 100 км/ч начал выполнять серию разворотов с малым радиусом. Во время этих маневров дирижабль разломился на две части и упал в р. Хамбер. При разломе передняя часть загорелась. Видимо, пожар был вызван обрывом электропроводки вблизи разрушенных трубопроводов топливной системы. Пламя быстро распространилось вдоль всей передней части. Затем последовал взрыв вследствие истечения водорода из поврежденных газовых баллонов.. Второй взрыв произошел, когда носовая часть упала в воду. Задняя часть спускалась сравнительно медленно и не загорелась. Из
211»
49 человек спаслись только пятеро, причем четверо из них находились в задней части дирижабля.
Причина катастрофы заключалась в том, что дирижабль проектировался без учета возникавших при маневрах аэродинамических нагрузок. Разработчики R-38 рассчитывали его только на статическую нагрузку, надеясь, что коэффициент запаса по статической нагрузке, равный 4, позволит достичь прочности конструкции, достаточной для восприятия возможных динамических нагрузок. Это было серьезной ошибкой, и при резкой перекладке рулей прочность корпуса дирижабля, особенно в кормовой части, оказалась недостаточной. Первый тревожный сигнал был получен уже в третьем полете, но ему не придали должного значения.
LZ-106. 28 августа 1920 г. дирижабль был передан Италии. В 1921 г. он был разрушен при посадке в Чиампино. Причина аварии — ошибки пилотирования.
Т-34 *. В феврале 1922 г. при испытании новых двигателей, которые должны были повысить скорость полета дирижабля на 10— 15 км/ч, после взлета дирижабль набрал высоту 150 м. На этой .высоте его командир резко увеличил режим работы двигателей до максимального. Непосредственно после этого дирижабль получил отрицательный дифферент. Для выравнивания дирижабля экипаж начал перемещать грузы из передней части гондолы в заднюю. Внезапно отрицательный дифферент увеличился и достиг почти 45°. После этого дифферент уменьшился, но оставался все же достаточно большим и дирижабль продолжал снижаться с большой скоростью. Он задел за одну из фабричных труб, затем столкнулся с проводами линии высокого напряжения, разорвал их и воспламенился. Из 45 человек команды 34 погибли.
Причиной катастрофы явились ошибки пилотирования, обусловленные незнанием экипажем некоторых особенностей динамики полета управляемого аэростата. Дирижабль был облегченный, т. е. имел сплавную силу. В таких условиях причиной столь значительного наклона в продольном направлении стала слишком большая скорость. Катастрофы можно было избежать, либо выпустив часть газа через клапаны в момент увеличения режима работы двигателей, что привело бы к уравновешиванию дирижабля, либо уже в условиях быстрого снижения уменьшением скорости полета путем перевода двигателей на пониженный режим.
LZ-1141 2. 18 декабря 1923 г. дирижабль вылетел для барражирования в районе Северной Африки. На борту находилась команда из 50 человек. Запас топлива был рассчитан на 115 ч полета. Утром^ 20 декабря «Dixmude» находился над Сахарой. Погода ухудшалась, дул сильный ветер. В 8 ч 30 мин с дирижабля запросили метеосводку районов Атласа и Алжира. На борт были переданы сведения о неблагоприятных метеорологических условиях в запрашиваемой
1 Дирижабль был построен для США, где два из шести двигателей были заменены более мощными американскими.
2 По Версальскому договору был передан Франции, где получил название «Dixmude».
212
зоне и об ожидаемой буре над Средиземным морем. Командиру рекомендовали отказаться от возвращения во Францию и совершить посадку на базе, расположенной вблизи Марокко. Последний раз «Dixmude» дал о себе знать 21 декабря в 2 ч ночи. В тот же день на 69-м часу полета дирижабль погиб вместе со всей командой.
Подробности катастрофы и ее место долгое время оставались неизвестными. Лишь через 10 лет в 3 км от берега Сицилии, против местечка Менфи на глубине 37 м был обнаружен корпус дирижабля.
Комиссия, расследовавшая катастрофу, пришла к выводу, что дирижабль погиб вследствие поражения молнией. Однако истинная причина катастрофы, по мнению многих специалистов того времени в области воздухоплавания, заключалась в низкой прочности корпуса, оказавшейся недостаточной в условиях чрезвычайно высоких ветровых нагрузок *. Дирижабль не был предназначен для эксплуатации в столь тяжелых метеорологических условиях.
ZR-1. В январе 1924 г. дирижабль был причален к специально построенной для него мачте для проведения швартовых испытаний в условиях сильного ветра. 16 января началась буря. В это время на борту был лишь дежурный экипаж. Предвидя дальнейшее усиление ветра, командир увеличил команду до 22 человек. Через 10 мин после этого ZR-1 был сорван с мачты. Элементы металлического каркаса носовой части были разрушены, что вызвало повреждение правой стороны двух первых газовых баллонов. Немедленно было сброшено 1200 кг балласта. Но, несмотря на это, дирижабль едва не зацепился за деревья в конце летного поля. И лишь аварийный сброс трех топливных баков объемом 0,5 м3 каждый позволил ZR-1 подняться на безопасную высоту. Подгоняемый ветром дирижабль летел с опущенным носом, продолжая терять газ из носовых баллонов. Двигатели удалось запустить. Отрицательный дифферент устранили путем перемещения балласта в кормовую часть. Тем не менее понадобилось около 9 ч, чтобы вернуть дирижабль на базу.
Причина срыва дирижабля с причальной мачты заключалась в том, что он был статически неустойчив в горизонтальной плоскости. Это обусловило возникновение значительной боковой силы, нормальная составляющая которой привела к разрушению носовой части дирижабля, не рассчитанной на такую нагрузку1 2.
3 сентября 1925 г. ZR-1 вылетел из Лейкхерста. В 4 ч 23 мин утра на высоте около 750 м он попал в мощный восходящий воздушный поток. Была отдана команда на полное отклонение руля высоты «на спуск». При этом дирижабль получил отрицательный дифферент 18°. Тем не менее набор высоты продолжался со скоростью, достигавшей моментами 1,5 м/с. В 4 ч 30 мин ZR-1 достиг высоты 950 м. Подъем прекратился. В течение 6 мин дирижабль
1 Дирижабль был предназначен для высотных бомбардировок (статический потолок — 6200 м), что достигалось ценой максимального облегчения конструкции и сведения к минимуму прочности.
2 Более подробно это явление рассмотрено в параграфе 1 гл. II.
213
Рис. 114. Катастрофа дирижабля ZR-1, 1925 г.
шел на такой высоте. Двигатели были переведены на максимальный режим. Однако вскоре после этого двигатель № 2 остановился-Причиной его отказа, видимо, явилась неэффективная работа масло-системы, обусловленная большим дифферентом дирижабля. В 4 ч 36 мин ZR-1 опять начал набирать высоту. Скорость набора высоты в отдельные моменты достигала 5 м/с. Через 10 мин дирижабль был на высоте 1850 м. Подъем сопровождался выпуском газа через клапаны. Это привело к перетяжелению дирижабля, и || он после прекращения подъема начал снижаться, причем настолько ! быстро (скорость спуска вначале достигала 7,5 м/с), что командир I во избежание катастрофы приказал сбросить за борт весь остав- I шийся водяной балласт.	Л
На высоте 900 м ZR-1 стабилизировался, но через 2 мин вновь был подхвачен мощным восходящим потоком. Предвидя, что после	j
нового подъема дирижабль опять начнет быстро снижаться, коман-	'*
дир отдал команду приготовиться к сбросу баков с горючим и тя-	|
желого оборудования. Практически одновременно с этим раздался	J
треск и начали отделяться гондола управления с частью каркаса	'
и моторные гондолы. Некоторое время гондола еще висела под корпусом, удерживаемая тросами, а затем рухнула на землю с восьмью членами экипажа.
После этого задняя часть дирижабля длиной около 150 м отде- j лилась от носовой и была унесена. В газовых баллонах задней части оказалось достаточно газа, чтобы она могла лететь подобно неуправ-	I
ляемому аэростату. Через некоторое время задняя часть опустилась	*
на землю (рис. 114) и 22 человекам, находившимся в ней, удалось спастись.
Носовая часть поднялась на высоту около 3000 м, на которой удалось прекратить подъем путем выпуска газа через клапаны. После этого была произведена посадка. Все семеро членов экипажа, находившиеся в этой части, остались живы.	j
214
Всего погибло 14 человек — восемь в гондоле управления, трое были убиты, когда от дирижабля оторвало две моторные гондолы, и еще трое выпали из дирижабля, когда он переломился на две части.
Основной причиной катастрофы явилась недостаточная прочность корпуса, обусловленная отсутствием надежных методик расчета каркаса. Разрушение дирижабля произошло вследствие того, что конструкция не выдержала напряжения, возникшие при воздействии на дирижабль мощного вертикального потока. Этому способствовали ошибки пилотирования, заключавшиеся в полной даче руля высоты и переводе двигателей на максимальный режим, что привело к дополнительным аэродинамическим нагрузкам на и без того перегруженный корпус.
Следует отметить, что благодаря применению гелия пожара при катастрофе, как это было при катастрофе R-38, не произошло.
N-1. В 1924 г. дирижабль был выведен из эллинга в Чиампино. Внезапно налетевшим шквалом вырвало привязные канаты у большинства членов наземной команды, удерживавших кормовую часть. В результате этого корма начала подниматься и дирижабль взмыл вверх вместе с четырьмя человеками, не успевшими отпустить канаты. Один из них спрыгнул с высоты 20 м и получил серьезные повреждения. Трое остальных упали с большой высоты и погибли. Находившимся в гондоле нескольким членам экипажа удалось запустить двигатели и посадить дирижабль.
Причина катастрофы — отсутствие надежных средств швартовки.
SS-33. Во время выполнения полета в 1924 г. этот японский дирижабль мягкой системы загорелся в воздухе и был уничтожен огнем. Экипаж в составе шести человек погиб. Причины катастрофы неизвестны.
R-33. 14 апреля 1925 г. дирижабль, пришвартованный к причальной мачте в Пулхэме, потерпел аварию. Порыв сильного ветра привел к разрушению верхнего строения мачты, в результате чего дирижабль сорвало с нее вместе со швартовым конусом. Затем1 R-33 швырнуло на тросы, шедшие от верхней части мачты. Тросы оборвались, а дирижабль получил серьезные повреждения передней части ряда стрингеров. Кроме того, был поврежден передний газовый баллон (рис. 115). Дирижабль начал терять газ.
В момент аварии на R-33 находились 20 человек команды. Сразу после отрыва от мачты с дирижабля был сброшен балласт. Пробоину в газовом баллоне ликвидировали путем ее перевязки. Через 2 мин после отрыва был запущен первый двигатель, а еще через 2 мин — второй. Сильный ветер сносил дирижабль в Северное море. Тем не менее после 29-часового полета он вернулся на базу.
Причина аварии — недостаточная прочность швартовых устройств самой причальной мачты.
N-4. 23 мая 1928 г. в 4 ч 40 мин дирижабль стартовал из Кингсбея на Шпицбергене к Северному полюсу. Кроме командира
215
Рис. 115. Авария дирижабля R-33, 1925 г.
У. Нобиле на борту находились еще 15 человек и среди них Ф. Мальмгрен (Швеция), Ф. Бегоунек (Чехословакия) и А. Понт-ремолли (Италия). Несмотря на довольно сложные метеорологи-ческие условия, менее чем через 20 ч — 24 мая в 0 ч 20 мин дирижабль был над полюсом. Пробыв над ним 2 ч, Нобиле направил дирижабль к Шпицбергену. Вскоре N-4 вошел в зону плотного тумана. С целью экономии топлива один двигатель был выключен. В этих условиях полет продолжался в течение 8 ч. Для того, чтобы сделать замеры истинной скорости и оценить направление ветра, 1 высоту полета уменьшили до 300 м. Оказалось, что дирижабль продвигался вперед со скоростью всего лишь около 30 км/ч, а I ветер изменил направление с южного на юго-западное. В резуль-’ тате этого дирижабль оказался намного восточнее намеченного курса. Запустили третий двигатель, однако скорость существенно не возросла.
Неблагоприятные погодные условия усугубились сильным обледенением. Приходилось непрерывно заделывать пробоины в оболочке, возникавшие вследствие ударов по ней кусков льда срывавшихся с винтов. Дирижабль шел очень неустойчиво. Килевая качка и рысканье сопровождались вибрацией. Дирижабль шел в южном направлении уже 28 ч. Стало ясно, что он сильно отклонился от курса. Однако оценить местоположение дирижабля не представлялось возможным, так как под ним всюду был паковый лед, а сверху — плотный слой облаков.
Еще через 2,5 ч полета заклинил штурвал управления рулем1 высоты. Дирижабль снизился до 60 м. После этого удалось под-* няться на высоту около 800 м и выйти из облачности. Штурманы по солнцу установили координаты. Около 10 ч 25 мая неисправ
216
ность штурвала была устранена. К этому времени дирижабль опять шел на двух двигателях под слоем облаков и непрерывно снижался. Высота составляла всего 200 м. Внезапно N-4 начал опускать корму. Скорость снижения достигла 0,5 м/с. Опять был запущен третий двигатель, однако спуск приостановить не удалось. Понимая, что столкновение со льдом неизбежно, Нобиле во избежание пожара отдал команду выключить двигатели и сбросить остаток балласта.
В 10 ч 33 мин кормовая гондола столкнулась с ледяным торосом, при этом погиб один механик. Затем разрушилась командирская гондола. Находившиеся в ней Нобиле и еще восемь членов экспедиции были выброшены на лед. Облегченный дирижабль с остальными шестью участниками взмыл вверх и исчез. Видимо, все погибли, поскольку, несмотря на тщательные поиски этой группы, ни ее, ни следов дирижабля обнаружить не удалось. Возможно, что гибель людей наступила вскоре после подъема вследствие взрыва, поскольку через несколько минут в направлении исчезнувшего дирижабля оставшиеся на льду наблюдали облако дыма.
Катастрофа произошла в точке с координатами 81° 14' с. ш. и 25° 15' в. д. На розыски группы Нобиле, группы Мальмгрена, предпринявшей попытку дойти пешком до Нордкапа, и вылетевших к ним на помощь на самолете и исчезнувших Амундсена да Гильбо были направлены спасательные экспедиции СССР, Италии, Швеции, Норвегии, Франции и Финляндии в составе 16 кораблей и 21 самолета, в которых приняли участие 1500 человек. Советский Союз направил самый мощный в то время в мире ледокол «Красин» с самолетом летчика Б. Г. Чухновского на борту и ледокол «Малыгин» с самолетом летчика М. С. Бабушкина.
23 июня шведский летчик Е. Лундборг обнаружил лагерь экспедиции и вывез раненого Нобиле. Через 6 ч Лундборг прилетел еще раз, но при второй посадке самолет потерпел аварию. 10 июля Б. Г. Чухновский обнаружил двух членов группы Мальмгрена (сам Мальмгрен к тому времени погиб). 12 июля команда «Красина» приняла на борт всех найденных членов экспедиции.
Катастрофа N-4 была обусловлена несколькими причинами. Дирижабль был слишком мал, недостаточно энерговооружен и чересчур перегружен для выполнения столь ответственного полета, на нем практически отсутствовал балласт. N-4 во многом был схож с N-1, но имел несколько меньшие размеры и массу. Уменьшение массы позволило брать больший запас топлива, но оно было в основном достигнуто ценой снижения прочности дирижабля.
Катастрофе способствовали чрезмерно тяжелые метеорологические условия — туман, сильный ветер, обледенение. Сказалось также отсутствие на дирижабле надежных средств навигации. Одной из возможных причин, обусловивших быстрое снижение дирижабля, Нобиле считал большую утечку газа через оставшийся в открытом положении газовый клапан, который открывался незадолго до катастрофы.
217
Естественно, что при наличии на дирижабле большего количества балласта путем его сброса можно было бы значительно уменьшить скорость снижения и тем самым, если не предотвратить, то смягчить удар. Не могла не сказаться при ударе и недостаточная прочность дирижабля.
Пилотирование дирижабля на втором этапе полета также нельзя признать безошибочным. На отяжелевшем в условиях обледенения дирижабле, летевшем на высоте всего нескольких сот метров, видимо, правильнее было набрать высоту даже путем сброса одного из двигателей (такая возможность была предусмотрена в конструкции), выключить двигатели и лечь в дрейф в ожидании более благоприятных условий для благополучного завершения полета.
R-101. 4 октября 1930 г. в 18 ч 36 мин дирижабль был отправлен в сверхдальний перелет из Англии в Индию. Старт состоялся в Кардингтоне. На борту находились команда в составе 42 человек и 12 пассажиров. Метеорологические условия были неблагоприятными. Дирижабль летел на высоте 500 м под нижней кромкой облаков. Шел сильный дождь. В 19 ч 35 мин R-101 снизился до 300 м и продолжал полет на этой высоте. В 2 ч ночи 5 октября дирижабль находился над северной частью Франции в районе Бовэ. Дул сильный юго-восточный практически встречный ветер со скоростью 60 км/ч, в порывах — до 80 км/ч, который уменьшал путевую скорость дирижабля почти до 30 км/ч. Продолжал идти сильный дождь. Порывы ветра вызывали сильные продольные колебания и боковую качку дирижабля, что приводило к потере газа через газовые клапаны (следует отметить, что R-101 ранее никогда не летал в таких сложных метеорологических условиях).
В 2 ч 5 мин вследствие разрыва переднего газового баллона R-101 резко опустил нос и в течение 30 с быстро снижался. Отрицательный дифферент усугубился перемещением газовых баллонов к корме, а также перетеканием водорода, выходившего из разрушенного баллона, в хвостовую часть дирижабля. R-101 плохо слушался рулей, тем не менее путем отклонения руля высоты удалось восстановить его горизонтальное положение. Была отдана команда на уменьшение режима работы двигателей и сброс балласта. Но практически одновременно с ней R-101 вторично опустил нос, в результате чего столкнулся с лесистым холмом. Удар был несильным вследствие невысокой скорости полета. Однако после него от искры, возникшей, видимо, в поврежденной электросистеме, воспламенился водород. Последовавший за этим взрыв уничтожил дирижабль. Погибли 48 человек.
Целесообразно более подробно рассмотреть некоторые стороны этапов постройки и испытаний R-101, поскольку это позволит выявить характерные факторы, обусловившие причины катастрофы.
При постройке оказалось, что дирижабль значительно перетя-желили. Вместо ожидаемых 60 т его полезная нагрузка была близка к 35 т. Это перетяжеление во многом было обусловлено использованием тяжелых дизельных двигателей, которые к тому же не могли развивать свою расчетную мощность 515 кВт вслед-218
ствие возникавших при больших оборотах вибраций. Первоначально планировали установить на все двигатели винты изменяемого шага, но вследствие того что эти винты разрушались при испытаниях на стенде, от них отказались. Взамен этого один из пяти двигателей был оборудован реверсивным винтом, привод которого дополнительно утяжелил силовую установку. В результате ее масса достигла 21 т.
Для облегчения дирижабля с него сняли часть оборудования, в том числе проволочные сети, ограничивавшие перемещение газовых баллонов. В результате этого освобожденные от сдерживавших связей баллоны получили возможность перемещаться вперед и назад на значительное расстояние. Вместе с ними перемещался и центр подъемной силы. Поэтому R-101 стал неустойчивым в продольном направлении. Если он двигался с поднятым или опущенным носом, то при этом дифферент имел тенденцию не уменьшаться, а возрастать (по абсолютной величине). Это существенно усложняло пилотирование, и штурвальному по рулю высоты приходилось непрерывно отслеживать изменение направления дири* жаб ля.
Снятие проволочных ограничителей привело также к многочисленным повреждениям газовых баллонов. При перемещении баллоны терлись друг о друга и об элементы конструкции, в результате чего в них образовывалось большое число отверстий, через которые непрерывно утекал несущий газ.
Утечка газа происходила и через слишком чувствительные газовые клапаны, которые регулярно открывались несмотря на то, что дирижабль в испытательных полетах не летал на высотах, где должен был происходить автоматический выпуск водорода через эти клапаны. В результате непрерывной потери газа для уравновешивания дирижабля приходилось сбрасывать большое количество балласта.
Непрочной была внешняя обшивка R-101, которая неоднократно рвалась на больших участках.
Некоторого возрастания полезной подъемной силы дирижабля добились также путем увеличения длины его центральной части — был введен дополнительный отсек с газовыми баллонами. В целом — все выполненные доработки позволили увеличить подъемную силу R-101 на 187 кН.
Что же касается испытаний дирижабля, то они были выполнены далеко не в полном объеме. После гибели R-38 английские специалисты в области воздухоплавания считали, что до выполнения сверхдальних перелетов дирижабли должны подвергаться 150-часовым летным испытаниям, включавшим в себя скоростные испытания и 48-часовой полет в неспокойной атмосфере. R-101 налетал только 102 ч. При этом он не выполнил 48-часовой полет и не прошел скоростные испытания. Кроме того, все эти полеты были проведены до увеличения объема R-101.
После введения дополнительного отсека было выполнено всего два полета, наиболее продолжительный из которых составил чуть
219
более 16 ч. Причем из-за неисправности в одном из двигателей и в этом 16-часовом полете не были проведены скоростные испытания. К тому же, поскольку полет проходил в спокойной атмосфере, когда не было условий, вызывавших изменение положения продольной оси дирижабля и вращение дирижабля вокруг этой оси, практически невозможно было сделать заключение об устранении выявленных в предыдущих полетах недостатков, связанных с работой газовых клапанов и перемещением газовых баллонов. Несмотря на это и на неблагоприятный прогноз погоды на ближайшие несколько суток, решение о выполнении перелета в Индию было принято. Скоростные испытания намеревались провести во время перелета, вскоре после отплытия из Кардингтона. Если бы их результаты оказались неудовлетворительными, то предполагалось, что R-101 вернется на базу.
Таким образом, основной технической причиной катастрофы явилась чрезмерная потеря газа как через поврежденный газовый) баллон, так и через газовые клапаны. Были и ошибки пилотиро^ вания. Во-первых, R-101 шел на слишком малой высоте, соизмеримой с его длиной, что при имевшей место недостаточной продольной устойчивости было крайне опасным. Кроме того, помимо снижения скорости спасительным для дирижабля мог стать своевременный сброс балласта, особенно носового, что позволило бы возвратить дирижабль в режим горизонтального полета и прекратить спуск. Но это сделать, по существу, не удалось. К тому же практически весь носовой балласт к моменту катастрофы был израсходован.
Кроме недостатков конструкции и ошибок пилотирования в этой катастрофе большую роль сыграло и форсирование вылета дирижабля. Полет состоялся несмотря на то, что многие недостатки R-101, выявленные в процессе испытаний, так и не были устранены. Дирижабль был недоиспытан и практически необлетан после перестройки.
«Columbia». В феврале 1932 г. в Нью-Йорке дирижабль потерпел аварию вследствие разрыва оболочки. Причиной аварии, видимо, была недостаточная прочность оболочки.
ZRS-4. 3 апреля 1933 г. в 19 ч 30 мин дирижабль вылетел щз Лейкхерста, чтобы принять участие в морских маневрах в Атлантическом океане. На борту находились 76 человек. Через 5 ч связь с ZRS-4 прервалась.
Почти с самого начала полет проходил в сложных метеорологических условиях. Дирижабль непрерывно подвергался ударам мощных порывов ветра. Поскольку впереди по курсу была зона сильного шторма, на борт было передано распоряжение об изменении курса на 15°. Однако распоряжение было неправильно понято, и курс изменили на 5О01. В результате этой ошибки дирижабль вошел в самый центр шквала, рожденного горизонтальным вихрем. Высота полета составляла около 500 м. Внезапно дирижабль начал
1 В английском языке слова «пятнадцать» (fifteen) и «пятьдесят» (fifty) имеют схожее звучание.
220
быстро снижаться, однако после сброса части балласта на высоте 250 м удалось остановить спуск и затем набрать прежнюю высоту. Еще через 3 мин, когда ZRS-4 проходил через центр вихря, с него-сорвало верхний руль направления, после чего дирижабль опустил нос и начался быстрый повторный спуск. Отрицательный дифферент достигал 20°, скорость снижения превышала 4 м/с. Попытки остановить спуск посредством отклонения руля высоты оказались, безрезультатными. По-видимому, сорванная плоскость руля направления так легла на руль высоты, что последний оказался практически заклиненным. За 1,5 мин дирижабль снизился до 120 м, т. е. находился на высоте, равной всего половине его длины. На высоте 30 м, когда стало ясно, что спуск остановить не удастся, была отдана команда готовиться к посадке на воду. После этого последовал сильный удар о воду, послуживший началом разрушения дирижабля. Благодаря тому что несущим газом на ZRS-4 был гелий, пожара, как это было при катастрофе R-101, не произошло.
Свидетелем катастрофы оказалась команда немецкого нефтеналивного судна «Febus». Несмотря на то что в спасательных работах приняли участие 52 судна и самолета, спасти удалось только трех человек.
Объяснение гибели такого совершенного по своему времени дирижабля только ошибкой пилотирования, приведшей к полету в чрезвычайно тяжелых метеорологических условиях, малоубедительно1, тем более что все двигатели до самого удара о водную поверхность работали нормально. Условия сильного шторма, несомненно, способствовали катастрофе, но основные ее причины? заключались не в этом.
В феврале 1932 г. при выводе из эллинга в условиях сильного ветра дирижабль ударился кормовой частью о землю. При этом были повреждены оперение, один из главных шпангоутов и внешняя обшивка. Во время осмотра обнаружили ослабление большого числа заклепочных соединений металлических элементов конструкции.
ZRS-4 был отремонтирован, но, как отмечали многие специалисты, недостаточно тщательно, что и подтвердилось поломкой руля направления, предшествовавшей катастрофе. Кроме того, как утверждал один из спасшихся членов команды, перед ударом о воду наблюдалась деформация продольных силовых элементов каркаса. Заложенная в конструкцию прочность кормовой части, по-видимому, также была недостаточной. Одной из причин могло стать перетяже-ление дирижабля по сравнению с проектом почти на 8 т.
Комиссия, анализировавшая катастрофу, отметила, что в рабочих чертежах дирижабля было обнаружено около 600 дефектов. Качество материала, использованного в отдельных элементах конструкции, также было признано неудовлетворительным. Дополни
1 В схожих погодных условиях находился LZ-127 во время одного из перелетов через Атлантику в 1928 г. В ночь гибели R-101 дирижабль LZ-127, находившийся в это время в воздухе, также успешно завершил полет, про-ходивший в сложной метеорологической обстановке.	,
221
тельным фактором, способствовавшим катастрофе, была слишком малая высота полета. Гибель людей в основном была обусловлена безответственным отношением к вопросу спасения экипажа в аварийной ситуации. На борту практически отсутствовали какие бы то ни было спасательные средства. К тому же команда о посадке на воду была отдана слишком поздно.
Итак, основные причины катастрофы — недостаточная прочность конструкции и ошибки пилотирования.
СССР В-4, СССР В-7. 10 августа 1934 г. дирижабли сгорели в эллинге. Причина пожара — поражение эллинга молнией.
ZRS-5. В ночь с 12 на 13 февраля 1935 г. дирижабль возвращался на базу после участия в морских учениях на Тихом океане. Полет в течение многих часов проходил в неспокойной атмосфере, ко шторма не было. Внезапно под воздействием сильного порыва ветра произошло повреждение корпуса в месте крепления хвостового оперения, что повлекло за собой отказ руля высоты. Затем практически неуправляемый по высоте дирижабль попал в мощный нисходящий поток и начал быстро снижаться. ZRS-5 падал с опущенной кормой. Попытки восстановить равновесие путем сброса -баков с балластом и топливом успеха не имели. Положение усугубилось разрывом первого и второго кормовых газовых баллонов. С целью облегчения дирижабля был отдан приказ о выпуске находившихся на борту самолетов, но его выполнить не удалось вследствие большого дифферента.
ZRS-5 коснулся кормой воды на расстоянии 16 км от берега в 180 км южнее Сан-Франциско. Команда пересела в спасательные лодки. Из 83 человек спастись удалось 81. Один человек выпрыгнул из дирижабля во время спуска и погиб, а второй не вернулся после того, как пошел в кормовую часть осмотреть повреждения.
При создании ZRS-5 намечалось устранить в его конструкции все недостатки, обнаруженные на ZRS-4. При этом планировалось значительно увеличить объем дирижабля. Однако строительство ZRS-5 форсировалось. Одной из причин этого было желание сгладить впечатление от гибели ZRS-4. И не случайно, что первый полет ZRS-5 состоялся уже через две с половиной недели после потери ZRS-4. В результате этого кубатура дирижабля не была увеличена, а выполненные конструктивные доработки общим числом более 100 принципиальных изменений в конструкцию не внесли. Не было полностью ликвидировано и перетяжеление дирижабля. ZRS-5 оказался легче ZRS-4 всего на 3,6 т.
Однако главный недостаток дирижабля заключался в оставшейся практически без изменения по сравнению с ZRS-4 недостаточной прочности кормовой части.
Уже через несколько месяцев после начала эксплуатации во время испытательного полета 22 июня 1933 г. имел место отказ руля направления. В апреле 1934 г. в полете произошло разрушение трех балок левого стабилизатора. Текущий ремонт произвели, а капитальный, при котором планировали заменить ряд силовых элементов, отложили. По сути дела, серьезного внимания вопросу
222
повышения прочности кормовой части ZRS-5 так и не была уделено.
Комиссия по расследованию обстоятельств гибели дирижабля установила, что основной технической причиной катастрофы явилось разрушение кормовой части под воздействием ветровых нагрузок, повлекшее за собой отказ рулевого управления и разрыв газовых баллонов. Характерно, что катастрофы обоих дирижаблей произошли приблизительно через одинаковые промежутки времени после их первых полетов. Это также подтверждает точку зрения,, что причиной их гибели явились усталостные разрушения хвостовых элементов каркаса.
Видимо, при строительстве крупных жестких дирижаблей в США сказался и недостаточный опыт американских инженеров в проектировании и расчете развитого ферменного каркаса. ZRS-5 был всего лишь третьим дирижаблем жесткой системы, построенным в США.
Малое число жестких дирижаблей обусловило и недостаток опыта в части эксплуатации.
СССР В-2. 6 сентября 1935 г. в 21 ч 25 мин налетевшим шквалом дирижабль был сорван со своей бивачной стоянки. При этом. 60 штопорных якорей, удерживавших его, были вырваны из земли. Ухватившемуся за тросы командиру дирижабля Н. С. Гудованцеву удалось на высоте 120 м добраться до гондолы, в которой находились еще четыре члена экипажа. На высоте 800 м были запущены двигатели. Переждав неблагоприятные метеорологические условия в воздухе, дирижабль через 5 ч 45 мин после срыва благополучна вернулся на базу.
Причина срыва дирижабля — отсутствие надежных средств швартовки.
СССР В-7 бис. В ночь с 23 на 24 октября 1935 г. дирижабль вылетел из Гатчины в Петрозаводск. На обратный полет запаса топлива не хватило, и на расстоянии 100 км от базы двигатели остановились. В течение нескольких часов дирижабль дрейфовал. Затем было принято решение о посадке. При спуске в темноте дирижабль зацепился за провода линии электропередачи, в результате чего возник пожар. Дирижабль был уничтожен. Погиб один член экипажа.
Основной причиной катастрофы были ошибки пилотирования при спуске. Фактором, способствовавшим катастрофе, явилась вынужденная посадка, обусловленная израсходованием запаса топлива.
LZ-129. 3 мая 1937 г. в 20 ч 15 мин дирижабль вылетел в первый из 18 запланированных на этот год пассажирских рейсов из Германии в США. На борту находились команда’в составе 61 человека-и 36 пассажиров. В Лейкхерст LZ-129 должен был прибыть 6 мая в 8 ч утра, однако задержанный сильным встречным ветром прибыл туда с опозданием более чем на 8 ч. Над аэродромом была, сильная гроза. Было решено переждать грозу в воздухе и отложить посадку до ее окончания. Дирижабль ушел в сторону Атлантик-Сити. В 19 ч он опять был над аэродромом, сделал над ним круг
223
Рис. 116. Катастрофа дирижабля LZ-129, 1937 г.
и пошел на посадку. В 19 ч 11 мин дирижабль снизился до 180 м. В 19 ч 19 мин он подошел к причальной мачте. Высота полета .составляла 60 м. Все двигатели были выключены. В 19 ч 20 мин .дирижабль уравновесили, а еще через минуту с него были сброшены причальные канаты. В этот же момент несколько членов экипажа увидели в районе газового отсека № 4 яркую вспышку, сопровождавшуюся негромким хлопком. Это был первый взрыв. Через несколько секунд вся хвостовая часть LZ-129 была охвачена пламенем и он начал медленно снижаться с опущенной кормой (рис. 116). В течение нескольких секунд пламя распространялось по направлению к носовой части дирижабля. Затем раздался сильный взрыв. Через 34 с после начала пожара горящий LZ-129 упал на землю. Огонь подошел к топливным бакам, и начались новые взрывы. Пожар продолжался несколько часов.
В катастрофе погибли 22 члена экипажа, 13 пассажиров и один техник наземвой службы. Многие из оставшихся в живых получили серьезные ранения и ожоги.
Несколько комиссий, расследовавших причины катастрофы, пришли к единодушному заключению, что с технической стороны перед посадкой дирижабль был исправен. Кроме того, установили, что сама посадка выполнялась в полном соответствии с действующими инструкциями. В заключениях комиссий также отмечалось, что наиболее вероятной причиной пожара было воспламенение от
224
разряда статического электричества газовой смеси, образовавшейся вследствие большой утечки водорода. Разряду могли способствовать сброс причальных канатов и послегрозовое состояние атмосферы. Полагали, что утечка водорода из хвостовой части дирижабля действительно имела место, поскольку после статического уравновешивания дирижабль имел положительный дифферент, для устранения которого шесть человек команды должны были перейти из хвостовой части LZ-129 в носовую.
Возможными причинами утечки водорода считали повреждение газового баллона вследствие трения и отказ газового клапана в открытом положении. Еще одно объяснение было предложено X. Эк-кенером, командиром LZ-127. Он считал, что в результате крутого разворота, выполненного дирижаблем на этапе посадки, возросла нагрузка на стабилизатор. Это привело к обрыву одной из расчалок, которая хлестнула по корпусу и повредила газовый баллон.
И лишь 35 лет спустя появились сведения, что LZ-129 был уничтожен взрывом мины, установленной на дне газового баллона № 4 в кормовой части дирижабля членом экипажа антифашистом Эрихом Шпелем. Мина должна была взорваться после причаливания дирижабля и выхода пассажиров, однако часовой механизм сработал слишком рано. Самому Шпелю удалось выпрыгнуть из горящего дирижабля, но вскоре он умер от полученных ожогов.
СССР В-6. В начале 1938 г. дирижабль был подготовлен для длительного перелета Москва — Новосибирск, который должен был положить начало первой в стране грузопассажирской дирижабельной линии. Однако в связи с необходимостью снятия со льдины первой советской полярной экспедиции, возглавлявшейся И. Д. Папаниным, было решено направить В-6 в испытательный полет по маршруту Москва — Мурманск и обратно, в котором планировалось оценить готовность дирижабля к этому сложному полярному перелету.
Дирижабль стартовал 5 февраля. Метеорологические условия полета были неблагоприятны: низкая облачность, снег, обледенение. За 2 ч до Петрозаводска В-6 вошел в зону сильного тумана. В таких условиях полет проходил еще в течение 5 ч. Затем погода временно улучшилась — облачность поднялась, видимость возросла до 20— 30 км. Используя попутный ветер, дирижабль развивал скорость более 100 км/ч. Еще через два часа В-6 опять вошел в зону плотной облачности. Из соображений безопасности высоту полета увеличили с 300 до 450 м.
Последняя радиограмма с борта дирижабля была получена в 18 ч 56 мин. Впоследствии удалось установить, что около 19 ч прямо по курсу перед В-6 в разрывах тумана проступили очертания горы. Чтобы избежать столкновения, была отдана команда на изменение курса вправо и набор высоты. Однако маневр выполнить не успели. Дирижабль начал задевать верхушки деревьев. Затем произошло столкновение с горой. От искры, возникшей, как полагали, при замыкании в цепи электроснабжения, начался пожар,
8 5.313
225
окончательно уничтоживший дирижабль. Из 19 членов экипажа в катастрофе погибли 13.
Следует отметить, что в течение всего полета материальная часть дирижабля работала безотказно. Причины катастрофы заключались в отсутствии на борту надежных средств навигации и несовершенстве системы управления. При своевременном обнаружении препятствия и наличии быстродействующей системы управления посредством небольшого увеличения высоты полета (около 70 м) катастрофы можно было избежать.
СССР В-10. 6 августа 1938 г. дирижабль потерпел катастрофу в результате разрыва оболочки. Погибли шесть человек.
Катастрофа явилась следствием небрежного наземного обслуживания дирижабля. Перед полетом не были сняты заглушки с выпускных клапанов, в результате чего расширявшийся под воздействием солнечных лучей водород не мог выходить из оболочки и его давление достигло разрушающей величины.
«Победа». 29 января 1947 г. во время полета на небольшой высоте дирижабль зацепил линию электропередачи. Путем сброса балласта удалось порвать провода, намотавшиеся на винты. Однако после этого дирижабль с неработавшими двигателями стал быстро набирать высоту. Подъем происходил настолько быстро, что пропускная способность выпускных клапанов оказалась недостаточной для поддержания расчетного давления газа в оболочке. Давление превысило предельное значение, в результате чего оболочка разрушилась. Погибли три человека.
Причины катастрофы — ошибки пилотирования и конструктивные недостатки газовых клапанов.
Всего в 26 катастрофах, по которым имеются сведения, погибли 415 человек, в том числе 4 члена наземной команды. Наиболее тяжелыми были катастрофы дирижаблей ZRS-4, LZ-114, R-101 и R-38, в которых погибли соответственно 73, 50, 48 и 44 человека.
Хронологический перечень аварий и катастроф дирижаблей по видам происшествий приведен в табл. 14.
2. Классификация аварий и катастроф и их причин
В предыдущем параграфе рассмотрены 136 случаев аварий и катастроф, происшедших со 119 дирижаблями. Анализ этих случаев позволил выявить основные виды происшествий и систематизировать их причины. По результатам анализа разработана классификация происшествий с дирижаблями и их причин (рис. 117).
Практика показывает, что аварии и катастрофы летательных аппаратов редко происходят по какой-либо одной причине. В большинстве случаев происшествия имеют место в результате сочетания нескольких неблагоприятных факторов. Поэтому при разработке классификации аварий и катастроф дирижаблей особое внимание уделялось их первопричинам.
226
Большинство дирижаблей первого поколения наполнялось водородом, вследствие чего довольно часто различные происшествия, такие, как столкновение с препятствием, разрушение оболочки и др., заканчивались пожаром, приводившим к уничтожению дирижабля и гибели людей. Поэтому с целью выявления основных причин, обусловивших воспламенение водорода, «пожар» выделен в классификации в самостоятельный вид происшествий.
К отдельному виду отнесены и вынужденные посадки, поскольку нередко дирижабли получали повреждения либо при выполнении вынужденной посадки, либо после нее. В классификации выделены также происшествия при маневрировании у эллинга, как наиболее характерные при эллинговой стоянке дирижаблей. Распределение происшествий по видам приведено в табл. 15.
Как уже отмечалось, нередко при авариях и катастрофах дирижаблей имело место перерастание одного вида происшествия в другой. Так, столкновение с препятствием таких дирижаблей, как Т-34, R-101, В-6, привело к возникновению пожара, а дирижабли LZ-24, LZ-27, LZ-96 получили повреждения при выполнении вынужденной посадки и т. д. Тогда с учетом всех особенностей, проанализированных в данной главе аварий и катастроф дирижаблей, можно отметить, что пожар имел место в 37, повреждение при посадке — в 28, вынужденная посадка — в 22 случаях. Если все происшествия, относящиеся к видам «повреждение после посадки», «повреждение при маневрировании у эллинга» и «пожар» (случаи пожара при стоянке и обслуживании дирижабля на земле), отнести в общую категорию «происшествия на земле», то окажется, что таких случаев насчитывается 42. Таким образом, можно сделать вывод, что наиболее частыми видами происшествий с дирижаблями были происшествия на земле, пожар и повреждение при посадке — соответственно 30,9; 27,2 и 20,6 % общего числа происшествий.
По повторяемости наиболее распространенные причины аварий и катастроф дирижаблей распределились следующим образом: наполнение водородом — 37, ошибки пилотирования — 20, отсутствие надежных средств швартовки—17, недостаточная прочность — 11, отсутствие средств, обеспечивавших безопасное маневрирование дирижабля на земле — 11, деформация оболочки — 10, недостатки конструкции и низкая надежность газовых клапанов — 9, отсутствие надежных средств навигации — 8.
К концу 30-х годов строительство и эксплуатация дирижаблей были прекращены практически во всех странах. Лишь в США в течение второй мировой войны и после нее продолжали строить и эксплуатировать блимпы, и на двух дирижаблях производились в это время полеты в Советском Союзе *. В целом же в мировом дирижаблестроении с конца 30-х годов начался длившийся более 30 лет период резкого спада. Этому во многом способствовали аварии и катастрофы дирижаблей, в частности крупнейших, таких, как R-101, ZRS-4, ZRS-5, LZ-129.
1 Сведения об эксплуатации этих дирижаблей приведены в параграфе 5 гл. IX.
8*	227
228
229
К Таблица 14. Хронологический перечень аварий и катастроф дирижаблей по видам происшествий							
I № п.п	Название или тип дирижабля	Страна	Дата	Причины	Число погибших		Примечание
					человек	%	
1 2 3 4 5 6 7 8 9 1 2	Дирижабль Баумгартена «Рэх» «Morell» PL-2 «Republique» «Erbsloeh» «Akron» «Columbia» СССР В-10 LZ-6 «Colonel Renard»	Г ермания Франция США Г ермания Франция Германия США США СССР Германия Франция	1. Раз 1880 12. V 1902 24.V 1908 15. IX 1908 25.1 X 1909 13. VI 1910 2.VI 1912 Февраль 1932 6. VIII 1938 2. Р а з р у 2. IX 1909 5. XI 1909	1. Разрушение в воздухе рушение мягкой оболочки Недостаточная прочность оболочки; отсутствие секционирования оболочки; неустойчивость дирижабля Отказ устройств, контролирующих давление газа в оболочке; низкая надежность газовых клапанов; близкое расположение двигателей и оболочки Недостаточная прочность оболочки; отсутствие секционирования оболочки; неустойчивость дирижабля Повреждение оболочки разрушившимися элементами жесткой конструкции; отсутствие секционирования оболочки То же Недостаточная эффективность устройств. контролировавших давление (аза в оболочке; недостатки конструкции газовых клапанов То же Недостаточная прочность оболочки Отказ устройств, контролировавших давление газа в оболочке; небрежность наземного обслуживания шение жесткой конструкци! Повреждение разрушившимися подвижными элементами конструкции То же	2 3 4 5 4 6 1	100 17,6 100 100 100 100	Воспла менение водорода, взрыв
3 4 5	LZ-14 «Гигант» R-38	Германия Россия Англия	9.IX 1913 Зима 1915 24.VIII 1921	Недостаточная прочность конструкции, ошибки пилотирования Недостаточная прочность конструкции, введение в конструкцию изменений, не проверенных прочностным расчетом Недостаточная прочность конструкции; неправильная оценка аэродинамических и ветровых нагрузок	14 44	70 89,8	При разрушении возник пожар, вызванный замыканием в системе элект-
6	LZ-114	Германия	21.XII 1923	Недостаточная прочность конструкции; эксплуатация в условиях, более тяжелых, чем расчетные Недостаточная прочность конструк-	59	100 32,6	роснабжения
7	ZR-1	США	3.IX 1925		14		
				ции; отсутствие надежных методов расчета каркаса; ошибки пилотиро-			
							
				вания			
8	ZRS-4	США	4. IV 1933	Недостаточная прочгость конструкции; низкое качество использованных	73	96	
9	ZRS-5	США	Апрель 1934	материалов; ошибки пилотирования Недостаточная прочность конструкции	—	—	Разрушение трех балок левого стабилизатора
10	ZRS-5	США	13.11 1935	То же	2	2,4	
3. Отрыв гондолы
1	Второй дирижабль Жиффа ра	Франция	1855	Деформация оболочки; отсутствие баллонета; недостатки конструкции подвески гондолы	—	—
2	Дирижабль № 6	Франция	14.11 1902	Деформация оболочки; недостаточное	—	—-
	Сантос-Дюмона			заполнение оболочки газом, недостатки конструкции подвески гондолы		100
						
3	Дирижабль Брад-	Франция	13.Х 1902	Деформация оболочки: отсутствие бал-	2	
	ского			лонета; недостатки конструкции подвески гондолы		
II. Пожар
- 1 231	«Deutschland»	Германия	31.V 1897	Наполнение водородом; близкое расположение двигателя относительно оболочки	2	100	
Й ,			 			 Продолжение табл. 14							
11 ’Ц 6ft 1 1	Название или тип дирижабля	Страна	Дата	Причины	Число погибших		Примечание
					1ело-век	%	
г 3 4 5 6 7 8 9 10 И 12 13 14 15 16 17	Mill LZ-18 LZ-4Q LZ-52 SL-6 LZ-31 LZ-36 LZ-53 LZ-69 SL-13 SL-18 « Черномор-3» SL-9 LZ-87 LZ-94 LZ-97	Германия » » » » » » » » » » Россия Германия » »	Ю.Х 1912 17.Х 1913 3.1Х 1915 17.XI 1915 18.XI 1915 I6.IX 1916 I6.1X 1916 28.Х11 1916 28.XI1 1916 8.II 1917 8.11 1917 24.III 1917 30.III 1917 5.1 1918 5.1 1918 5.1 1918	Наполнение водородом; разряд статического электричества Наполнение водородом; близкое расположение газовых клапанов относи-1ельно двиагтелей Наполнение водородом; поражение молнией Наполнение водородом Го же Наполнение водородом; разряд статического электричества Го же Наполнение водородом То же » » Наполнение водородом; разряд статического электричества Наполнение водородом Наполнение водородом; диверсии То же >	28 Нет свед.	III	1	Illi	н । 6 2 II g 1	Дирижабль взорвался в эллинге при пополнении газом Сгорел в эллинге. Причина воспламенения водорода не известна Взрыв в воздухе. Причина взрыва не известна Сгорел а эллинге при наполнении баллонов газом То же Сгорел в эллинге. Причина воспламенения' газа не известна То же » » Взрыв при выпуске газа из оболочки через разрывное приспособление Дирижабль сгорел в бурю. Причины воспламенении не известны
9 5-313
18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 1 2 3 4 5 tsS ы	LZ-105 SL-20 LZ-104 LZ-107 С-8 ТС-1 SS-33 СССР В-4 СССР В-7 LZ-129 Дирижабль Ns 1 Сантос-Дюмона Дирижабль Ns 2 Сантос-Дюмона Дирижабль Ns 5 Саитос-Дюмона Дирижабль Ns 6 Сантос-Дюмона Дирижабль Ns 6 Сантос-Дюмона	Германия » » Германия США США Япония СССР СССР Германия Франция » » » »	5.1 1918 5.1 1918 7.IV 1918 10.V 1913 1919 1919 1924 10.VIII 1934 1C.VIII 1934 6.V 1937 /// 18.IX 1898 11.V 1899 8.VIII 1901 6.1Х 1901 15.IX 1901	Наполнение водородом; диверсия То же Наполнение водородом То же Наполнение водородом; неосторожность в обращении с огнем Наполненье водородом; поражение молнией Наполнение водородом Наполнение водородом; поражение молнией То же Наполнение водородом; диверсия . Столкновение с препятствием Ошибки пилотирования Деформации оболочки; недостаточная производительность устройства подачи воздуха в баллонет Чрезмерная потеря газа; недостатки конструкции и низкаи надежность газовых клапанов; деформация оболочки; отсутствие баллонета Ошибки пилотирования То же	Нет свед. То же 6 35	Нет свед. То же 100 36,1	Взрыв в воздухе. Причина не известна Дирижабль воспламенился в воздухе и упал на землю. Причина пожара неизвестна Причина пожара — курение на борту дирижабля Дирижабль сгорел во гремя грозы при стоянке на причальной мачте Дирижабль воспламенился в воздухе. Причина пожара неизвестна Сгорел в эллинге при поражении эллинга молнией То же При пожаре погиб один член наземной команды На этапе взлета На этапе взлета То же
t ь 3	Название или тип дирижабля	Страна	Дата	Причи иы	Число погибших		Примечание
					человек	%	
6	«Gross II»	Германия	1.VI 1908	Деформация оболочки; недостаточная производительность устройств подачи воздуха в баллонеты		—	
7	«America II»	США	Лето 1909	Недостаточный запас балласта				
8	LZ-44	Германия	8.Х 1915	Отсутствие надежных средств навигации	—	—	
9	«Чер иомор-1»	Россия	1916	Недостаточное заполнение оболочки газом; недостаточный запас балласта	—	—-	
10	LZ-82	Германия	7.II 1917	Отсутствие надежных средств навигации	—	—	
11	R-34	Англия	Начало 1921	То же					
12 13	Т-34	Италия	Февраль 1922	Ошибки пилотирования	34	75,6	После столкновения с ли» нией электропередачи воз» ник пожар
	N-4	В	25.V 1928	Недостаточный запас балласта, чрезмерная потеря газа; недостатки конструкции и низкая надежность газовых клапанов; ошибки пилотирования	7	43,8	Еще один член экспедиции умер во время ледового перехода
14	R-101	Англия	4.Х 1930	Чрезмерная потеря газа; недостаточная прочность газовых баллонов; недостатки конструкции газовых клапанов; ошибки пилотирования; недостаточный запас балласта	48	88,9	При столкновении с землей возник пожар, вызванный замыканием в системе электроснабжения
15	СССР В-7 бис	СССР	24.Х 1935	Ошибки пилотирования	1	Нет свед.	Вынужденная посадка вследствие израсходования запаса топлива. После столкновения с линией электропередачи возник пожар
16	СССР В-6	СССР	5.II 1938	Отсутствие надежных средств навигации; несовершенство системы управления	13	68,4 100	При столкновении с землей возник пожар, выз-ванный замыканием в системе электроснабжения
17	«Победа»	СССР	29.1 1947	Ошибки пилотирования; недостатки конструкции газовых клапанов	3		
							
IV. Повреждение при посадке
1	Дирижабль Шварца	Германия	3.XI	1897	Чрезмерная потеря газа; недостатки конструкции газовых клапанов; низкая герметичность оболочки; ошибки	—	—		
					пилотирования				
2	Дирижабль Ns 1 Саитос-Дюмона	Франция	20.IX	1898	Деформация оболочки; недостаточная производительность устройства подачи		--		
					воздуха в баллонет				
3	Дирижабль Ns 5 Сантос-Дюмона	»	13. VII	1901	Ошибки пилотирования		—		
4	«Lebaudy»		20. XI	1903	Отсутствие надежных средств швар-	—			
					товки				
5	«Lebaudy II»		6.VII	1905	То же	—	—		
6	Дирижабль Бар-	Англия	22.VII	1905	Деформация оболочки; недостаточная	—	—-		
	тона				производительность устройства подачи воздуха в баллонет				
7	Микст Сантос-Дю-	Франция	Июнь	1907	Неустойчивость аппарата	—			
	мо на								
8	«Nulli secundus»	Англия	10.IX 1907		Ошибки пилотирования	--			
9	PL-2	Германия	22.Х	1908	Деформация оболочки; недостаточная производительность устройств подачи		——		
					воздуха в баллонеты				
10 11	«Italia» LZ-5	Италия Германия	7. IV 31 .V	1909 1909	Ошибки пилотирования То же	—	—	Вынужденная посадка вследствие израсходова-	
								ния запаса	топлива
12	«Leonardo da Vinci»	Италия	22. VII 1909		Чрезмерная потеря газа; недостатки	—	—		
К					конструкции и низкая надежность газовых клапанов						
									
									
й 					Продолжение табл. 14					
9 I № п.п	Название или тип дирижабля	Страна	Дата	Причины	Число погибших		Примечание
					человек	%	
13 14	«Republique» «Leonardo da Vinci»	Франция Италия	3.IX 1909 1.II 1910	Деформация оболочки; отказ устройств подачи воздуха в баллонет Ошибки пилотирования		—	Вынужденная посадка вследствие отказа двигателя
15	«La Belgique»	Бельгия	28.IV 1910	Ошибки пилотирования; отсутствие надежных средств швартовки	—	—	Вынужденная посадка в неблагоприятных уело-
16 17 18	LZ-26 LZ-56 SL-12	Германия » »	17.111 1915 5.IX 1916 28.Х11 1916	Отсутствие надежных средств навигации Причины не известны То же	—	—	ВИЯХ
19	LZ-84	»	29.X1I 1916	Недостаточный запас балласта	—	—	Вынужденная посадка в неблагоприятных погод-
20 21	LZ-88 LZ-50	» »	16.V1 1917 19.Х 1917	Ошибки пилотирования Причины не известны	—	—	ных условиях
22	LZ-106	»	1921	Ошибки пилотирования		—	В 1920 г. дирижабль был передан Италии
V. Вынужденная посадка
1 2	«America» «Clement	Bayard»	США Франция	Лето 1907 23 .VIII 1908	Неблагоприятные погодные условия; недостаточная мощность двигателей; отказ системы управления Израсходование запаса топлива	—		Повреждение при посадке произошло вследствие
3 4	«Gross II» Дирижабль мана	Уел-	Германия США	11.XI 1908 11.Х 1910	Неблагоприятные погодные условия; недостаточная мощность двигателей! отказ двигателя Отказ двигателей; неустойчивость дирижабля	—	—	ошибок пилотирования
5 6	«Альбатрос» LZ-24	Россия Германия	13.Х 1914		Неблагоприятные погодные условия;	—		Повреждение при посадке произошло вследствие отсутствия	надежных средств швартовки
					недостаточная мощность двигателей;			
					отсутствие надежных средств навигации			
			17.11	1915	Отказ двигателей			
								
								
								
7	LZ-27	»	17.11	1915	Неблагоприятные погодные условия; отсутствие надежных средств навигации	4	Нет свед.	Повреждение при посадке произошло вследствие отсутствия	надежных средств швартовки. 4 члена экипажа пропали без вести
8	LZ-96	»	20.VIH	1917	То же		—	Повреждение при посадке произошло вследствие отсутствия	надежных средств швартовки
9	LZ-85	»	20.Х	1917	Неблагоприятные погодные условия; израсходование запаса топлива	—	—	При посадке в результате ошибок пилотирования от дирижабля оторвалась передняя гондола. Облегченный дирижабль исчез над Средиземным морем
10	LZ-89	»	20.Х	1917	Неблагоприятные погодные условия	4	Нет свед.	
11	«Красная звезда»	СССР	6.11	1921	Отказ двигателей; отказ системы управления			Повреждение при посадке произошло вследствие недостаточного запаса балласта
VI. Повреждение при маневрировании у эллинга
1 2 К	LZ-2 PL-3	Германия »	30.XI 1905 Середина 1909	Отсутствие средств, обеспечивающих безопасное маневрирование дирижабля на земле То же	—	—	
Продолжение табл. I4
Е	Название или тип дирижабля	Страна	Дата	Причины	Число погибших		Примечание
g					человек	1 %	
3 4 5 6 7 8 9 10 11 12	«Morning Post» LZ-8 «Mayfly» LZ-10 LZ-30 LZ-11 LZ-49 LZ-102 «Красная звезда» ZRS-4	Англия Германия Англия Германия » » » » СССР США	26.Х 1910 26.V 1911 24.IX 1911 28.VI 1912 20.V 1915 1.Х 1915 З.Х 1915 7.Х 1917 3.1 1921 Февраль 1932	Ошибки наземной команды Отсутствие средств, обеспечивавших безопасное маневрирование дирижабля на земле То же » »	II II	Illi	II	II	Illi	II II	При повреждении дирижабля произошло воспламенение водорода, выходившего из поврежденных газовых баллонов То же При повреждении дирижабля произошел взрыв водорода, выходившего из поврежденных газовых баллонов
VII. Повреждение после посадки
1	«Lebaudy II»	Франция	24.VIII 1904	Отсутствие надежных средств швар-					
	LZ-2			товки			
2		Германия	17.1 1906	То же	—	—	Вынужденная посадка вследствие отказов двигателя и системы управ-
							
3	«Nulli secundus»	Англия	10.Х 1907	»		—	ления Вынужденная посадка в неблагоприятных погодных условиях
4 5 6 7 8 9 10 Л 12 13 14 15 16 17 18 19	«Patrie» LZ-3 LZ-4 »Aeronef Malecot» LZ-5 LZ-7 LZ-15 SL-4 SL-2 LZ-60 C-5 R-34 ZR-1 N-l R-33 СССР B-2	Франция Германия » Франция Германия » » » » » США Англия США Италия Англия СССР	29. XI 1907 15. XII 1907 5.VIII 1908 Октябрь 1908 12.IV 1910 28.VI 1910 19.111 1913 И.XII 1915 10.1 1916 7.Х1 1916 Май 1919 Начало 1921 16.1 1924 1924 14.IV 1925 6. IX 1935	Отсутствие надежных средств швартовки Повреждение эллинга Отсутствие надежных средств швартовки Повреждение эллинга Отсутствие надежных средств швартовки То же » » » » » » Отрыв от причальной мачты; статическая неустойчивость дирижабля в горизонтальной плоскости Отсутствие надежных средств шиар-товки Отрыв от причальной мачты; недостаточная прочность наземных швартовых устройств Отсутствие надежных средств швартовки	|	||	III 1	1 1 1 1 1	1 II ।	|	||	III 1	1 1 1 1 1	1 II 1	Вынужденная посадка вследствие отказа двигателя Вынужденная посадка вследствие отказа двигателя. Воспламенение водорода, выпущенного через газовые клапаны Вынужденная посадка вследствие отказа двигателя Вынужденная посадка в неблагоприятных погодных условиях Отрыв с временного причального устройства Погибли три члена наземной команды Отрыв с временного причального устройства
Продолжение табл. 14
Примечание		Авария произошла в первом полете в США Дирижабль затонул во время учебного полета Дирижабль упал в море Дирижабль исчез над Средиземным морем
Число погибших	у-	си	су S S * Ю S S * „ х 3 о ~ 18 °
	2 X 3 «У ф £0 в-	| S * аэ £ 3 * * 1 о °	1 3 о
Причины		восшествия по неизвестным причинам Причины не известны То же » > »
Дата		-а.	СО 3	3	о - f-	CD • b-	U 00 00	—	СП ^2 и2 2 >	- £2	—	об СЧ
Страна		к	»	Е §	§	С	И «	§31 Л Л 2	с	и	5. ex	Q	СЬ е	s	"
Название или тип дирижабля		Дирижабль Годе «Torres Quevedo» «Ариель» LZ-19 SL-3 SL-Ю
U-U ж		—•	сч	CO	Ю <O
240
Таблица 15. Количественное распределение происшествий с дирижаблями по видам
Вид происшествия	Число случаев	
	абсолютное	%
Разрушение в воздухе	22	16,2
в том числе:		
разрушение мягкой оболочки	9	6,6
разрушение жесткой конструкции	10	7,4
отрыв гондолы	3	2,2
Пожар	27	19,8
Столкновение с препятствием	17	12,5
Повреждение при посадке	22	16,2
Вынужденная посадка	11	8,1
Повреждение при маневрировании у эллинга	12	8,8
Повреждение после посадки	19	14,0
Неизвестные причины	6	4,4
Однако главная причина прекращения строительства дирижаблей заключалась в отсутствии в то время сложных транспортных и монтажных задач, подобных тем, которые выдвинуты сегодня промышленностью и строительством большинства технически развитых стран. Обладавшие большой грузоподъемностью и дальностью дирижабли первого поколения выполняли в основном пассажирские перевозки и постепенно вытеснялись быстро развивавшейся авиацией.
Кроме того, на отношение к дирижаблям в предвоенные годы заметное влияние оказало и то, что в этот период дирижабли уже не могли конкурировать с самолетами в области активного военного применения.
Г лав a XI
АЭРОСТАТИЧЕСКИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ НОВОГО ПОКОЛЕНИЯ
1.	Возрождение интереса к дирижаблям
Потребность транспортировки разнообразных грузов с каждым годом во всем мире непрерывно растет. Вместе с увеличением объема перевозок быстро расширяется и номенклатура транспортируемых грузов. В большинстве промышленно развитых стран одной из важнейших стала качественно новая задача доставки и монтажа сверхтяжелых (массой 150—200 т и более) и крупногабаритных грузов, транспортировка которых существующими видами транспорта либо чрезвычайно сложна и трудоемка, либо вообще невозможна. К таким грузам относятся неделимые блоки атомных электростанций, сверхмощные турбины и генераторы, длинномерные плети нефте- и газопроводов, секции мостов и пр.
Особую актуальность проблема транспорта представляет для Советского Союза с его труднодоступными районами Западной Сибири, Крайнего Севера и Дальнего Востока. Транспорт становится одним из основных факторов, определяющих технический прогресс в различных отраслях народного хозяйства и развитие экономики.
Современные темпы роста потребности в перевозках значительно опережают возрастание пропускной способности и технических возможностей наземных и водных видов транспорта. Одним из путей преодоления этого несоответствия является более широкое использование воздушного транспорта, и в частности широкофюзеляжных самолетов и вертолетов большой грузоподъемности.
Однако для эксплуатации таких самолетов требуются мощные и дорогостоящие взлетно-посадочные полосы большой протяженности. Строительство этих полос в малоосвоенных районах с неразвитой транспортной сетью представляет собой сложную и не всегда разрешимую задачу. Что же касается густонаселенных районов с развитой промышленностью, то здесь при строительстве полос приходится сталкиваться с проблемами отведения больших земельных участков, удаленности аэродромов от промышленных центров и связанной с ней необходимостью перевалки грузов с использованием наземных видов транспорта, а также с экологическими проблемами (шум, загрязнение атмосферы и пр.).
При создании широкофюзеляжных самолетов большой грузоподъемности также приходится решать ряд сложных технических 242
задач, таких, как разработка взлетно-посадочных устройств, способных работать в предельно тяжелых условиях нагружения, мощных и экономичных двигателей и др. Эти трудности в определенной мере сдерживают рост грузоподъемности самолетов, максимальное значение которой в настоящее время составляет 120 т.
Возможности вертолетов оказались еще более ограниченными. Современные вертолеты при небольшой дальности имеют грузоподъемность, не превышающую 20 т.
Еще одним видом воздушного транспорта являются аэростатические летательные аппараты, и в частности дирижабли, которые обладают целым комплексом характерных свойств, отвечающих требованиям, предъявляемым сегодня к воздушным транспортным средствам. Важнейшими из этих свойств являются практически неограниченные грузоподъемность, дальность и продолжительность полета, возможность устройства грузовых отсеков большого объема, вертикальные взлет и посадка, возможность проведения погрузочно-разгрузочных и монтажных работ в режиме висения, безопасность эксплуатации при отказах силовой установки и системы управления, относительно малые расходы топлива, незначительное воздействие на окружающую среду.
Возможность создания дирижаблей с грузоподъемностью, практически недостижимой пока для динамических летательных аппаратов, обусловлена тем, что дирижабли имеют объемную несущую систему, подъемная сила которой возрастает пропорционально кубу линейных размеров. Подъемная сила динамических летательных аппаратов, обладающих плоскостной несущей системой, растет пропорционально лишь квадрату линейных размеров. Вследствие этого-при одинаковом увеличении геометрических размеров в п раз подъемная сила дирижабля возрастает в п раз больше, чем у самолета, и соответственно при одинаковом увеличении подъемной силы масса конструкции самолета возрастет в значительно большей степени, чем масса дирижабля, что и обусловливает указанные выше трудности, возникающие при создании самолетов большой грузоподъемности.
Влияние роста грузоподъемности на потребную мощность силовой установки для дирижаблей неизмеримо меньше, чем для самолетов, поскольку на самолетах большая доля затрачиваемой энергии идет не на обеспечение передвижения, а на поддержание их самих в воздухе. В результате этого отношение мощности силовой установки к полной массе аппарата для дирижаблей в 10—15 раз меньше, чем для самолетов, что, в свою очередь, приводит к значительно меньшим для дирижаблей расходам топлива, а также к снижению уровня шума и загрязнения окружающей среды.
Большая грузоподъемность и относительно низкие расходы топлива дирижаблей являются основой их практически неограниченных дальности и продолжительности полета.
Важнейшее качество дирижаблей — обеспечение безопасности полета при полном отказе силовой установки и системы управления
243
— также является следствием их естественного состояния плавания в воздухе. На динамических летательных аппаратах такие отказы, как правило, приводят к катастрофам. Опыт же эксплуатации дирижаблей первого поколения показал, что нередко отказы и неисправности силовой установки и системы управления устранялись во время полета. Когда же это не удавалось сделать, выполняли вынужденнуюпосадку и проводили ремонт на земле. Более того, аэростатический принцип поддержания дирижаблей в воздухе иногда использовали при попадании в крайне неблагоприятные метеорологические условия — выключали двигатели и пережидали непогоду в дрейфе.
Вертикальные взлет и посадка дирижаблей, позволяющие эксплуатировать их с площадок ограниченных размеров, обеспечиваются в отличие от вертолетов, для которых этап взлета является самым энергонапряженным, практически без затрат энергии, путем нарушения статического равновесия дирижаблей соответственно облегчением или затяжелением их.
Возможность устройства грузовых отсеков большого объема обусловлена самими габаритами корпусов дирижаблей, длина которых достигала почти 250 м при максимальном диаметре более 41 м.
Все это и объясняет тот большой интерес к аэростатическим летательным аппаратам, в частности к дирижаблям, который во всем мире начали проявлять с конца 60-х годов. За прошедшие годы во многих странах разработаны разнообразные проекты дирижаблей и комбинированных аэростатических летательных аппаратов различного назначения. Построен также ряд дирижаблей нового поколения, которые проходят в настоящее время опытную эксплуатацию
2.	Техническая возможность устранения причин аварий и катастроф дирижаблей первого поколения
Интерес к аэростатическим летательным аппаратам подкрепляется значительными достижениями в различных областях науки и техники, позволяющими на качественно новом уровне подойти к проектированию дирижабля, использовать новые материалы, агрегаты и оборудование, которые обеспечат безопасную и эффективную эксплуатацию дирижабля во всех ожидаемых условиях, и полностью устранить большинство причин, обусловивших аварии и катастрофы дирижаблей первого поколения.
В гл. X было показано, что 27,2 % всех рассмотренных происшествий с дирижаблями были связаны с воспламенением и взрывом водорода1 2. Вероятность возникновения пожара на дирижабле
1 Описание современных проектов и построенных дирижаблей приведено в гл. III — VI.
2 Водород взрывоопасен только в смеси с кислородом или воздухом. В чистом виде он не взрывается. Водородно-воздушные смеси взрывоопасны лишь при концентрации в них водорода 4 — 74 %.
244
может быть сведена к минимуму посредством использования вместо водорода инертного гелия, который по несущей способности в нормальных условиях (давление 101 кПа, температура 0 °C) лишь на 8,4 % уступает водороду.
Как несущий газ гелий применялся уже на ряде дирижаблей первого поколения. В США — до войны единственной стране, добывавшей гелий в промышленных масштабах, — для наполнения дирижаблей он применялся начиная с 1921 г. В других странах в тот период гелий вследствие его высокой стоимости в дирижаблестроении не использовался. Опыт эксплуатации американских гелиевых дирижаблей показал, что даже в экстремальных ситуациях пожар на них, как правило, не возникал. Характерным примером этого является случай взрыва бомбы на борту дирижабля С-7 в 1921 г. После взрыва пожара не было, и дирижабль получил лишь незначительные повреждения. Даже при катастрофах пожары на гелиевых дирижаблях (ZR-1, ZRS-4, ZRS-5) не возникали. В наши дни гелий добывается в промышленных масштабах во многих странах. Основные источники гелия — месторождения газообразного топлива, в которых он является попутным газом. Первые такие месторождения были открыты в США в 1917 г., причем в некоторых из них концентрация гелия достигала 8—10 %. В настоящее время в мире насчитывается несколько десятков месторождений, в которых концентрация гелия превышает 0,5 %, однако в большинстве случаев она составляет 0,05—0,2 %. В промышленных масштабах гелий добывается и в Советском Союзе.
Применение гелия возможно и в смеси с водородом. Так, смесь из 85 % гелия и 15 % водорода не воспламеняется. В то же время ее несущие свойства на 1,4 % выше, чем у чистого гелия, а стоимость существенно ниже.
Замена водорода гелием позволяет также уменьшить пожарную опасность двигателей, систем, потребляющих горячий воздух, топливной системы. Это позволило разместить двигатели на ZRS-4 и ZRS-5 внутри корпуса и соответственно уменьшить лобовое сопротивление дирижаблей.
Что касается таких причин происшествий, как ошибки пилотирования, то естественно, что при участии в управлении дирижаблем человека они будут иметь место и при эксплуатации дирижаблей нового поколения. Однако на этих дирижаблях широкое применение найдут бортовые ЭВМ, выполняющие функции контроля состояния дирижабля в целом и отдельных его систем и агрегатов, связанных с обеспечением безопасности полета. Посредством обработки полученной информации ЭВМ будет оценивать летную ситуацию и выдавать на дисплей рекомендации по парированию отказов и пилотированию. При этом число ошибок пилотирования будет сведено к минимуму.
Полностью можно считать решенной проблему обеспечения прочности жесткой конструкции и мягкой оболочки дирижабля. Наличие автоматизированных методов расчета сложных простран
245
ственных каркасов в сочетании с большим опытом, накопленным в области определения аэродинамических и ветровых нагрузок на летательные аппараты, позволяет создавать равнопрочные конструкции, выдерживающие расчетные нагрузки 1 во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации дирижабля.
Большой прогресс достигнут в области конструкционных материалов. Наряду с высокопрочными алюминиевыми и титановыми сплавами разработаны и широко применяются разнообразные композиционные материалы, обладающие при небольшой плотности высокими прочностными характеристиками.
Вместо бодрюша и прорезиненных перкалей могут быть использованы многослойные пленки из майлара, кевлара, дакрона, тедлара и других материалов. При небольшой удельной массе (200—350 г/м* 2) эти пленки по прочностным характеристикам существенно превосходят более тяжелые перкали, широко применявшиеся на дирижаблях первого поколения. Газопроницаемость новых пленок — не более 0,2 л/(м2 • сутки) 2.
Жесткие и пленочные композиционные материалы подобного рода уже нашли широкое применение в конструкциях жестких элементов и оболочек первых дирижаблей нового поколения, поступивших в эксплуатацию (AD-500, Skyship-500, Skyship-600 и др.).
При разработке многих систем и агрегатов дирижабля основой для них будут служить аналогичные или схожие по функциональным признакам системы и агрегаты современных самолетов и вертолетов. Вместо механических систем управления, в которых передача усилия от органа управления к рулевым поверхностям осуществлялась посредством сложной системы рычагов и тросов, причем с большой временной задержкой, и примитивных средств навигации на современных дирижаблях будет применяться комплекс быстродействующей дистанционной электромеханической или электрогидравлической и струйной систем управления, автопилота и системы навигации самолетного типа, который позволит не только своевременно обнаруживать препятствия и безопасно пилотировать дирижабль на крейсерских скоростях, но и осуществлять необходимые маневры, в том числе на малой скорости, в непосредственной близости от земли, а также производить посадку как в ручном, так и в автоматическом режиме.
Деформация оболочки и чрезмерная потеря газа из нее в основном были обусловлены недостатками газовых клапанов и устройств подачи воздуха в баллонет. Кабины современных самолетов оборудованы системами автоматического регулирования давления воздуха, исполнительными устройствами которых являются выпускные и предохранительные клапаны. Отработанность конструкции, высокие показатели надежности и большой опыт эксплуатации этих клапанов и систем регулирования в целом дают
* Расчетная нагрузка определяется произведением эксплуатационной нагрузки на коэффициент безопасности.
2 Газопроницаемость бодрюша, трехслойного и двухслойного прорезиненного перкаля составляет соответственно 1; 4 и 10 л/(м2-сутки).
246
основания рассматривать их как базовые для разработки систем регулирования давления в оболочках дирижаблей.
Применение на дирижаблях современных газотурбинных двигателей, допускающих большие отборы воздуха и энергии, не только обеспечит возможность безопасного полета во всем диапазоне встречающихся в эксплуатации метеорологических условий, но и позволит создать практически безотказную систему воздухоснабже-ния баллонетов. При этом для наполнения баллонетов могут использоваться электроприводные нагнетатели или сам отбираемый от компрессоров двигателей воздух.
В настоящее время разработан также ряд способов достаточно надежной швартовки дирижабля как на специально оборудованной причальной мачте, так и на площадке без стационарных причальных устройств.
Что касается средств безопасного маневрирования дирижабля на земле, то и здесь предложено немало интересных решений. Для дирижаблей нового поколения требования, предъявляемые к этим средствам, будут несколько иными. Это связано с тем, что основным видом стоянки станет мачтовая, а стоянка на земле будет применяться только на специально оборудованных базах для проведения ремонтных и регламентных работ.
Анализ причин аварий и катастроф дирижаблей первого поколения позволил выявить на отдельных дирижаблях ряд принципиальных недостатков их конструкции (отсутствие секционирования оболочки, отсутствие баллонета, недостатки чисто компоновочного характера и др.), которые также стали причинами некоторых происшествий. Избегая повторения подобных ошибок при разработке конструкций дирижаблей нового поколения, можно полностью исключить в будущем и эту категорию происшествий.
3.	Место аэростатических летательных аппаратов в транспортной системе и их применение в народном хозяйстве
Транспорт — одна из важнейших и определяющих отраслей народного хозяйства, объединяющая в единое целое весь хозяйственный механизм страны. Единство назначения и тесная взаимосвязь различных видов транспорта позволяют рассматривать их как составляющие единой транспортной системы. Одной из таких составляющих является воздушный транспорт, который, в свою очередь, можно рассматривать как единую транспортную подсистему.
Техническое развитие различных видов транспорта, в том числе и воздушного, расширение сферы их применения, появление принципиально новых транспортных средств — все это является непосредственным отражением изменяющихся потребностей народного хозяйства и непрерывной работы по повышению эффективности
247
Скорость полета, км/ч
Рис. 118. Области применения летательных аппаратов.
и экономичности перевозок. Поэтому каждый вид транспорта занимает свое определенное место в общей системе грузо- и пассажиропе-ревозок.
В рамках единой подсистемы воздушного транспорта для каждого вида летательных аппаратов также можно определить области возможного и целесообразного применения. Анализ границ применимости современных самолетов и вертолетов показывает (рис. 118), что самолеты обслуживают зону, ог
раниченную максимальной грузоподъемностью 120 т и минимальной скоростью полета 150 км/ч а вертолеты — максимальной грузоподъемностью 20 т и максимальной скоростью 300 км/ч. Зона, ограниченная справа вертикалью, соответствующей скорости 200 км/ч, и снизу горизонталью, соответствующей грузоподъемности 20 т, сегодня воздушным транспортом практически не обслуживается. Но именно в этой зоне наиболее целесообразным является использование дирижаблей и комбинированных аэростатических летательных аппаратов нового поколения. Таким образом, с точки зрения возможных диапазонов грузоподъемности и скорости области применения самолетов, вертолетов и аэростатических летательных аппаратов нового поколения практически не перекрываются.
Диапазоны крейсерских высот полета для самолетов и дирижаблей также не перекрываются. Основной участок полета современных самолетов большой грузоподъемности проходит на высотах 10 000 м и более, тогда как максимальные высоты полета дирижаблей не будут превышать 2000—2500 м1 2.
Все это позволяет сделать вывод, что дирижабли нового поколения являются средством транспорта, не конкурирующим с самолетами и вертолетами, а, наоборот, взаимодополняющим их.
Большие грузоподъемность, дальность и продолжительность полета, вертикальные взлет и посадка, возможность использования в качестве летающего крана, большие объемы грузовых отсеков, высокий комфорт — комплекс всех этих особенностей дирижаблей позволяет рассматривать их как перспективное средство транспорта в различных отраслях народного хозяйства. С помощью дирижаблей можно будет решать следующие важные задачи.
1 Здесь не рассматриваются имеющие малую полезную нагрузку самолеты вертикального взлета и посадки.
2 Ограничение высоты полета дирижаблей обусловлено существенным снижением их аэростатической подъемной силы с уменьшением плотности окружающего воздуха.
248
В нефтяной и газовой промышленности — транспортировка и монтаж длинномерных плетей нефте- и газопроводов, крупных блоков перекачивающих и компрессорных станций, буровых вышек; транспортировка больших количеств жидкого и газообразного топлива на дальние расстояния.
В области энергетики и электрификации — перевозка с заводов-изготовителей и монтаж на строительной площадке сверхтяжелых неделимых блоков атомных электростанций, опор линий электропередачи, электрических машин в собранном виде.
В геологии — обеспечение чрезвычайно большого по объему и номенклатуре потока грузов в районы поискового бурения.
В строительстве — транспортировка с заводов-изготовителей крупногабаритных строительных элементов с последующим монтажом их на строительной площадке.
В сельском хозяйстве — искусственное орошение полей, внесение в почву удобрений, распыление ядохимикатов, транспортировка скоропортящихся сельскохозяйственных продуктов, оперативная переброска из одного района в другой сельскохозяйственных машин и средств наземного транспорта.
В лесной промышленности — вывоз древесины из труднодоступных удаленных районов, борьба с лесными пожарами, таксация лесов.
В судоходстве — выполнение погрузочно-разгрузочных работ на судах вне порта.
В области пассажирских перевозок — перевозка пассажиров на наиболее загруженных маршрутах небольшой протяженности.
С использованием дирижаблей на качественно новом уровне можно проводить геологические, метеорологические, астрофизические исследования, изучение мирового океана и пр. Применение дирижаблей будет целесообразным и при решении ряда приклад ных задач, таких, как проведение ледовой разведки, очистка водной поверхности от больших разливов нефти, контроль загрязнения атмосферы, спасательные работы, наблюдение за дорожным движением, освещение больших участков поверхности и др.
С помощью дирижаблей могут быть также решены и другие важные народно-хозяйственные задачи.
Широкие перспективы имеет применение аэростатических летательных аппаратов в области изучения атмосферы планет. Примером этого является французский проект «Венера-83», цель которого — определение состава и структуры атмосферы Венеры, ее динамики, а также характеристик поверхности планеты. Проект основан на использовании аэростата диаметром 8 м, который будет введен в атмосферу планеты с помощью специального зонда. Многослойная оболочка аэростата состоит из полиэстерной алюминированной пленки толщиной 12 мкм, слоя армирующей ткани и двух слоев тефлона толщиной 12 мкм. Несущим газом является гелий.
Оболочку аэростата предполагается развернуть на высоте 56 км над поверхностью планеты с помощью парашюта. Затем начнется заполнение оболочки гелием, содержащимся в баллонах под давле-
249
нием около 3-104 кПа. Наполнение оболочки длится 250 с, после чего баллоны сбрасываются. В гондоле аэростата наряду с оборудованием, предназначенным для исследования атмосферы Венеры, предусмотрена аппаратура для обеспечения связи со спутниками, остающимися на околопланетной орбите и предназначенными для передачи информации на Землю.
Вследствие крайне неблагоприятных окружающих условий — больших перепадов температуры в дневное и ночное время и наличия облаков, содержащих серную кислоту, полагают, что время существования подобного аэростата в атмосфере Венеры составит около двух суток. Однако и в этом случае оно в десятки раз превысит время прохождения атмосферы спускаемыми аппаратами.
В проекте рассмотрены варианты использования как управляемого, так и неуправляемого аэростата.
4.	Экономическая целесообразность применения аэростатических летательных аппаратов
Масштабы огромной работы, выполняемой транспортом в современных условиях, можно охарактеризовать следующими цифрами. Только в 1984 г. грузооборот всех видов транспорта в СССР составил 7,7 трлн, т • км, а пассажирооборот — 991 млрд, пас-сажирокилометров. На пути от производителя к потребителю каждая тонна произведенного в нашей стране груза транспортируется в среднем на расстояние около 1000 км. Среднее расстояние, преодолеваемое в транспорте каждым жителем страны, превышает 4000 км. Соответственно велики и транспортные расходы. В народном хозяйстве СССР только на грузовые перевозки расходуется ежегодно около 80 млрд. руб. В общей стоимости продукции народного хозяйства транспортные расходы составляют 8—9 %, а в таких отраслях, как нефтяная и лесная промышленность, достигают 25— 26 %. Высока доля транспортных затрат также в горно-химической и угледобывающей промышленности, где она составляет соответственно 20 и 15 %.
Транспортные расходы в хозяйстве других промышленно развитых стран также весьма велики. В США в последние десятилетия затраты на транспорт составили 20 % валового национального продукта, причем из них 30 % пришлось на долю грузовых перевозок на дальние расстояния.
Все это обусловило большую актуальность проблемы повышения экономичности перевозок и поиска новых высокоэффективных средств транспорта.
Наиболее часто в качестве критерия оценки экономичности транспортных средств принимают прямые эксплуатационные расходы (ПЭР). В воздушном транспорте ПЭР определяют как отношение стоимости летного часа к производительности летательного аппарата, представляющей собой произведение массы перевозимого груза на скорость. ПЭР учитывают амортизационные отчисления, затраты на содержание и подготовку экипажа, на горючесмазочные 250
материалы, на запчасти и сменное оборудование, на техническое обслуживание, восполнение утечек несущего газа (для аэростатических аппаратов). Выражают ПЭР обычно в копейках на тонно-километр.
Скорости полета дирижаблей нового поколения не будут превышать 170 — 200 км/ч. Большие скорости экономически неоправданны вследствие значительного возрастания лобового сопротивления. Таким образом, крейсерские скорости современных самолетов большой грузоподъемности будут приблизительно в пять раз более высокими, чем соответствующие скорости для дирижаблей. Тогда с учетом существенно меньшего для дирижаблей отношения потребной мощности силовой установки к полной массе можно сделать вывод, что при транспортировке на одно и то же расстояние грузов одинаковой массы затраты топлива на дирижабле будут в 2,5— 3,5 раза ниже, чем на самолете. Однако при всей важности самостоятельной задачи экономии топлива следует еще раз отметить, что затраты на топливо являются лишь одной из составляющих ПЭР.
Сравнение экономичности различных видов транспорта, проведенное английскими экономистами, показало, что стоимость перевозок на дирижаблях большой грузоподъемности находится на уровне, соответствующем стоимости перевозок морским транспортом, и намного ниже, чем для самолетов и вертолетов (соответственно на один и два порядка). В то же время исследование, проведенное в США, дало прямо противоположную оценку. Здесь сравнивались различные гипотетические дирижабли грузоподъемностью 90—120 т с одним из наиболее крупных современных самолетов В-747. Отмечено, что стоимость летного часа рассмотренных дирижаблей составляет 0,2—0,5 стоимости летного часа В-747. Тем не менее тот факт, что производительность сравниваемых дирижаблей в четыре-пять раз ниже, чем у В-747, позволил исследователю сделать формальный вывод о нецелесообразности использования дирижаблей для грузовых перевозок на большие расстояния на существующих авиалиниях. В других зарубежных исследованиях потребное количество дирижаблей грузоподъемностью 25—900 т оценивается в диапазоне 1270—1750 единиц.
Причинами столь противоречивых выводов являются различный подход к оценке отдельных статей расхода и определенный субъективизм сравнения. Так, во втором случае, с одной стороны, сравнение проводилось с одним из лучших американских самолетов на линиях со взлетно-посадочными полосами, позволяющими эксплуатировать самые тяжелые самолеты, а с другой — сравнивались дирижабли, грузоподъемность которых была близка к грузоподъемности В-747 или даже меньше ее. Естественно, что при этом решающим фактором оказалась более высокая крейсерская скорость В-747, которая и обусловила большие ПЭР для дирижаблей.
Если бы сравнение проводилось с дирижаблями, имеющими грузоподъемность 150—300 т, то оно было бы в пользу дирижаблей.
251
Средняя плотность груза, т/м3
Рис. 119. Зависимость транспортных расходов от средней плотности груза:
I — дирижабли; 2 — наземный транспорт; 3 — грузовые самолеты.
Кроме того, при выполнении сравнительных оценок необходимо также учи* тывать такие факторы, как существенно большая интенсивность использования дирижаблей (дирижабли могут эксплуатироваться до 6000 ч в году), их большая дальность, преимущества при транспортировке грузов малой плотности и возможность транспортировки грузов, которые вследствие их больших габаритов и массы вообще не могут быть погружены в современный самолет. Что касается самой скорости транспортировки на дирижаблях, то следует отметить, что во многих случаях, в частности при перевозках сверхтяжелых неделимых и крупногабаритных грузов, она не имеет такого важного значения,
как грузоподъемность и дальность. Кроме того, крейсерские скорости полета дирижаблей все же существенно выше, чем наземных средств транспорта.
Зависимость транспортных расходов от средней плотности груза для различных видов транспорта представлена на рис. 119, из которого видно, что при плотности груза менее 0,4 т/м3 транспортировка их на дирижаблях экономичнее, чем на самолетах, а при плотности менее 0,2 т/м3 — экономичнее, чем наземными средствами
транспорта.
Одним из основных факторов, определяющих более высокую интенсивность использования дирижаблей по сравнению с самолетами, является то, что за один и тот же достаточно продолжительный промежуток времени самолеты выполняют значительно больше рейсов. Это приводит к увеличению суммарного времени наземного обслуживания. Кроме того, на дирижаблях большой объем работ по техническому обслуживанию можно проводить в полете.
Следует отметить, что выводы об экономичности перевозок на различных видах транспорта, сделанные на основе сравнения ПЭР, не всегда являются объективными, поскольку при этом не рассматриваются такие статьи расходов, как капитальные затраты и косвенные эксплуатационные расходы, которые в отдельных случаях могут существенно сказаться на конечной оценке. Кроме того, для получения наиболее достоверного результата, необходимо все указанные затраты соотносить с выполнением конкретной транспортной программы, учитывающей номенклатуру и количество грузов, их распределение по дальности транспортировки, особенности транспортных маршрутов и др. И самое главное — оценки, даже самые объективные, полученные для конкретного комплекса условий, нельзя слепо переносить на другие условия и делать при этом обобщающие выводы.
252
В наибольшей степени это относится к Советскому Союзу, огромная территория и специфика отдельных отраслей народного хозяйства которого придают транспортной проблеме ряд характерных особенностей. К ним относятся большая протяженность маршрутов перевозок, необходимость обеспечения большого грузопотока в труднодоступные и отдаленные районы, в которых сосредоточены основные запасы жидкого и газообразного топлива и полезных ископаемых, прокладка линий электропередачи через малоосвоенные районы с большой территорией, необходимость транспортировки больших количеств нефти и газа на дальние расстояния, непрерывно возрастающий объем геологоразведочных работ, сложные климатические и ландшафтные условия.
На значительных территориях Сибири, Крайнего Севера и Дальнего Востока вообще отсутствуют аэродромы, железные дороги, автомобильные дороги с твердым покрытием. Поэтому здесь при оценке экономичности различных видов транспорта необходимо учитывать огромные капитальные затраты на их создание.
В условиях Якутии и Западной Сибири большой объем перевозок приходится на грузовые автомобили, эксплуатируемые по временным, прокладываемым в снегу дорогам — зимникам. На создание километра такой дороги затрачивается в зависимости от условий 3—25 тыс. руб. В целом по стране на зимники ежегодно расходуется до 200 млн. руб.
В период навигации большая часть грузооборота в Тюменской области, Красноярском крае, Якутии приходится на речной транспорт. При этом необходимо создавать многочисленные перевалочные базы большой вместимости. В результате затраты на хранение грузов на перевалочных базах достигают 20 % суммарных транспортных расходов.
Для правильной оценки целесообразности применения новых видов транспорта в нашей стране необходимо также учитывать огромные потенциальные потери, которые несет народное хозяйство от задержки открытия новых месторождений, их освоения, вовлечения в активную хозяйственную деятельность отдаленных труднодоступных районов.
В настоящее время при геологических работах на 1 м бурения приходится завозить в среднем 1 т груза, причем разведка зачастую ведется в районах, где единственно возможным транспортом является воздушный.
В Западной Сибири основной объем работ по строительству неф-те- и газопроводов проводится в наиболее неблагоприятное с точки зрения условии работы людей и механизмов зимнее время года, что также связано с отсутствием в этом районе транспортных средств, обеспечивающих круглогодичный завоз грузов к месту строительства через заболоченные участки.
В ускорении всех этих работ, коренном изменении технологии их проведения, повышения производительности труда важную роль может сыграть аэростатический транспорт.
Как уже отмечалось, важнейшей задачей народного хозяйства
253
страны является транспортировка больших количеств газообразного и жидкого топлива на дальние расстояния. Одним из путей решения этой задачи также является широкое использование аэростатических летательных аппаратов. В параграфе 4 гл. VII дано техническое описание проекта САТТ. По сравнению с традиционным трубопроводным транспортом САТТ обладает следующими преимуществами: значительно меньшей стоимостью транспортировки, обусловленной в основном меньшими капитальными затратами на создание системы; экономией большого количества металла, требуемого для изготовления труб; большой гибкостью, позволяющей транспортировать топливо от месторождения практически в любую точку без привлечения дополнительных средств транспорта; возможностью закачки топлива в истощившиеся месторождения, т. е. использования этих месторождений в качестве естественных резервуаров (при этом оказывается возможным повторно ввести в эксплуатацию уже имеющуюся в данном районе систему трубопроводного транспорта); значительно меньшим экологическим воздействием на окружающую среду.
По оценкам специалистов, использование САТТ для транспортировки 300 млрд, м3 газа и 100 млн. т нефти на расстояние 3000 км позволит сэкономить по сравнению с трубопроводной системой транспортировки 13,6 млрд. руб. и 18,5 млн. т металла.
По предварительным данным, использование аэростатических летательных аппаратов во многих отраслях народного хозяйства принесет значительную экономию. В этом отношении показательна оценка, полученная для условий Якутской АССР. Стоимость перевозок на дирижаблях в Якутии оказывается не выше стоимости транспортировки на автомобилях по зимникам.
Анализ целесообразности применения аэростатических летательных аппаратов в народном хозяйстве с учетом всех особенностей транспортной работы в нашей стране является чрезвычайно ответственной и сложной задачей. Тем не менее результаты большого объема работ, проведенных в части как проектирования, так и оценки экономической целесообразности, позволяют рассматривать аэростатические летательные аппараты нового поколения как перспективное средство воздушного транспорта, которое позволит не только коренным образом изменить технологию производства в различных отраслях народного хозяйства, повысить производительность труда и получить значительный экономический эффект, но и обеспечить решение принципиально новых задач, стоящих перед страной в ближайших пятилетках.
5.	Проблемы создания аэростатических летательных аппаратов
Новые требования, предъявляемые к аэростатическим летательным аппаратам, определили и новые технические проблемы, которые приходится решать при создании этих аппаратов. 254
Одной из важнейших среди них является разработка способов балластировки, позволяющих оперативно затяжелять аппарат при выгрузке из него неделимых грузов большой массы. В связи с перспективой появления в ближайшем будущем крупных летающих аэростатических кранов грузоподъемностью 100 т и более на качественно новом уровне должны быть решены также такие проблемы, как обеспечение характеристик устойчивости и управляемости, позволяющих безопасную эксплуатацию аппаратов на малых скоростях и в режиме висения, во всех ожидаемых условиях, и поддержание устойчивого положения аппаратов над заданной точкой поверхности. Как и ранее, важной проблемой остается обеспечение безопасной стоянки аэростатических летательных аппаратов на земле.
Использование для балластировки таких простых способов, как выпуск части несущего газа и взятие балласта, практически неприемлемо в современных условиях: первого — вследствие достаточно высокой стоимости гелия, и второго — из-за технической сложности приема большого количества балласта, которого может и не оказаться в месте сдачи груза.
Упростить методику сдачи груза (что особенно важно при доставке его в труднодоступные районы) можно в случае использования безбалластных аппаратов. Перспективным в этом отношении является устройство в гелиевых дирижаблях больших отсеков, заполняемых подогретым воздухом, регулируя температуру которого можно в достаточно широких пределах изменять подъемную силу. Однако использование этого способа приводит к дополнительному возрастанию размеров дирижаблей.
Наиболее просто принцип безбалластности можно реализовать в комбинированных аэростатических летательных аппаратах, основным преимуществом которых, в частности аппаратов ВВП, над дирижаблями классической схемы является возможность быстрого изменения динамической подъемной силы практически от нуля до максимального потребного значения. В этом отношении воздушному винту изменяемого шага с изменяемым направлением вектора тяги трудно что-либо противопоставить. Поэтому перспективна схема аппарата, объединяющая оболочку, заполненную подъемным газом, с системой несущих винтов вертолетного типа. Аэростатическая подъемная сила оболочки может уравновешивать массу всего снаряженного аппарата или ее часть, а вертикальная составляющая тяги несущих винтов — оставшуюся часть массы аппарата плюс массу груза. При сдаче груза сохранение статического равновесия в этом случае обеспечивается путем соответствующего уменьшения вертикальной составляющей тяги винтов. Таким же образом можно компенсировать облегчение аппарата по мере выработки топлива. Горизонтальная составляющая тяги винтов в рассматриваемой схеме может быть использована для перемещения аппарата в горизонтальной плоскости.
Путем координированного отклонения векторов тяги несущих винтов можно также обеспечить эффективное управление аппара
255
том в полете на малой скорости и в режиме висения. Еще один путь обеспечения управляемости на этих режимах — разработка системы управления струйного типа, основанной на использовании энергии сжатого воздуха, отбираемого от компрессоров маршевых двигателей или В СУ.
Основным видом стоянки дирижаблей будет мачтовая. При этом безопасность такой стоянки в условиях больших ветровых нагрузок также может быть обеспечена посредством струйной системы управления.
Следует отметить важность проблемы разработки бортовых вычислительных комплексов, одной из основных функций которых будет участие в управлении аэростатическими аппаратами в крейсерском полете, полете на малой скорости, при выполнении погрузочно-разгрузочных и монтажных работ, а также при стоянке на причальной мачте.
Длительная стоянка аэростатических летательных аппаратов нового поколения будет осуществляться не в дорогостоящих эллингах, а на специальных ветрозащищенных площадках. Эти площадки должны иметь значительные размеры, позволяющие одновременную стоянку нескольких аппаратов. Однако создание таких площадок потребуется лишь на ограниченном числе ремонтно-технических баз, рассредоточенных по зонам эксплуатации аэростатических аппаратов. При этом находиться на базах аппараты будут в основном в период проведения ремонтных работ. Значительный объем работ по техническому обслуживанию будет проводиться во время мачтовой стоянки, а часть из них — в полете. Поэтому конструкция аэростатического аппарата должна обеспечивать максимальное время его пребывания в воздухе.
Можно ожидать, что в будущем появятся и обладающие большой грузоподъемностью дирижабли классической схемы, оборудованные эффективными и надежными бортовыми системами балластировки, основанными, например, на изменении температуры несущего газа или использовании сжатого воздуха, отбираемого от компрессоров маршевых двигателей. Однако для создания подобных систем балластировки потребуется еще немало усилий и времени. Потребность же нашего народного хозяйства в аэростатических летательных аппаратах большой грузоподъемности, в том числе в летающих кранах, остро ощущается уже сегодня.
Поэтому развитие этого вида воздушного транспорта на первом этапе, видимо, будет в основном происходить в направлении создания комбинированных аэростатических летательных аппаратов, что позволит построить первые образцы аппаратов уже в ближайшее время. При этом следует подчеркнуть, что с целью ускорения создания первых образцов их проекты должны разрабатываться на основе использования агрегатов, изделий и материалов, серийно выпускаемых сегодня отечественной промышленностью.
Важной проблемой, от решения которой во многом будет зависеть эффективность использования аэростатических летательных аппаратов нового поколения, является оптимизация самой схемы,
256
аппаратов с учетом выполнения конкретных народнохозяйственных задач.
Успешное и наиболее полное решение многих проблем создания аэростатических летательных аппаратов нового поколения возможно лишь при постепенном увеличении грузоподъемности аппаратов и экспериментальной отработке на опытных образцах элементов их конструкции, приемов пилотирования и технологии наземного обслуживания. Накопление этого опыта позволит уже в ближайшие пятилетки создать аппараты с требуемыми летно-техническими и эксплуатационными характеристиками.
Сопоставление современных и прог