О самолётах: нормальная аэродинамическая схема, Почему именно она?

Навеяно темой со сканами картинок из книги «Летательные аппараты нетрадиционных схем»

Здесь речь пойдёт исключительно о самолётах и о том, почему они такие, какими мы их знаем.

30 картинок.

В настоящее время в большой и малой авиации господствует нормальная аэродинамическая схема. Что это такое? По-простому, это означает наличие оперения, расположенного позади крыла. Ещё это неизбежный фюзеляж, обеспечивающий разнесение плоскостей по длине самолёта. Даже в пределах этих узких рамок многообразие компоновочных схем поражает воображение.

Вот классический пример: Ан-2. Биплан, построенный по нормальной схеме, 1947 год, СССР:

Размах крыла, м: 18.18
Длина самолета, м: 12.74
Площадь крыльев, м2: 71.51
Масса, кг
пустого самолета: 3400
максимальная взлетная: 5250
Силовая установка: 1 х 1000 л.с.
Максимальная скорость, км/ч: 250
Практическая дальность, км: 2000
Практический потолок, м: 4500

Это сообщение отредактировал Suha82 - 22.10.2015 - 14:22

Ещё пример: SAAB J-21. Двухбалочный моноплан с толкающим винтом, 1943 год, Швеция:

Размах крыла, м: 11.6
Длина самолета, м: 10.44
Площадь крыла, м2: 22.2
Масса, кг
пустого самолета: 3250
максимальная взлетная: 5200
Силовая установка: 1 х 1475 л.с.
Максимальная скорость, км/ч: 650
Практическая дальность, км: 1190
Практический потолок, м: 10200

Это «кривая» нормальная аэродинамическая схема – Blom & Voss DB-141, 1938 год, Германия:

Размах крыла, м: 15.5
Длина самолета, м: 12.15
Площадь крыла, м2: 41.5
Масса, кг
пустого самолета: 3170
нормальная взлётная: 3900
Силовая установка: 1 х 865 л.с.
Максимальная скорость, км/ч: 397
Практическая дальность, км: 1133
Практический потолок, м: 9000

Чем же эта схема завоевала такую популярность?
В первую очередь самолёт должен быть безопасен. Он должен решать задачи и при этом не падать на землю. Именно нормальная аэродинамическая схема позволяет легко добиться хорошей устойчивости и управляемости на всех режимах полёта. В результате, не так уж много аварий в чистом небе происходят по «аэродинамическим» причинам. Отказывают двигатели, системы управления, заканчивается топливо в полёте, не выходят закрылки и шасси. Иногда пилоты и диспетчеры принимают роковые решения... Что же тогда снова и снова толкает конструкторов на поиск альтернатив нормальной схеме?

Обыкновенные «коммерческие» соображения. Одной из важнейших характеристик любого летательного аппарата является его весовая отдача. Делим груз, который может поднять самолёт, на его взлётный вес вместе с этим грузом. Получаем цифру, меньшую единицы. Чем она больше – тем лучше.
Какая из схем обладает самым плохим потенциалом с точки зрения весовой отдачи при равных площадях крыла? Правильно, нормальная. Причин несколько.
Начнём с фюзеляжа.
Фюзеляж имеет вес. Да, он нужен, чтобы было, где размещать груз, но и для того, чтобы держать в воздухе саму конструкцию, нужно затрачивать подъёмную силу крыла, а для этого – увеличивать его площадь, массу и лобовое сопротивление.

Messerschmitt Me-323, 1942 год, Германия:

Размах крыла, м: 55
Длина самолета, м: 28.5
Площадь крыла, м2: 300
Масса, кг
пустого самолета: 29000
нормальная взлётная: 45000
Силовая установка: 6 х 1140 л.с.
Максимальная скорость, км/ч: 250
Практическая дальность, км: 1300
Практический потолок, м: 4500

Это сообщение отредактировал Suha82 - 22.10.2015 - 14:23

Фюзеляж тоже имеет лобовое сопротивление и сопротивление за счёт трения обшивки о набегающий поток воздуха. При всём при том эта сволочь практически не создаёт подъёмной силы. До кучи, благодаря фюзеляжу нагрузка на крыло сосредоточена по центру, поэтому его лонжероны должны быть достаточно прочными, а значит – более тяжёлыми. Двухбалочная компоновка представляет собой некоторый компромисс т.к. нагрузка распределяется более равномерно, но она увеличивает общий «лоб» - выигрыш, в итоге, сомнительный.

Lockheed P-38 Lightning, 1939 год, США:

Размах крыла, м: 15.85
Длина самолета, м: 11.53
Площадь крыла, м2: 30.47
Масса, кг
пустого самолета: 5342
максимальная взлетная: 7031
Силовая установка: 2 х 1150 л.с.
Максимальная скорость, км/ч: 628
Практическая дальность, км: 1282
Практический потолок, м: 11885

Вот если б можно было всю самолётную «начинку» разместить в крыле – упразднить и фюзеляж, и хвостовое оперение…
Конечно можно! Есть аэродинамическая схема «летающее крыло». Фюзеляж «размазан» по всей ширине аппарата: лонжероны легче, лишнего веса и сопротивления нет – красота! Отчего же тогда подобных самолётов единицы?

Northrop N1M Jeep, 1940 год, США:

Размах крыла, м: 11.75
Длина самолета, м: 5.2
Площадь крыла, м2: 28.1
Масса, кг
пустого самолета: 1555
максимальная взлётная: 1771
Силовая установка: 2 х 120 л.с.
Максимальная скорость, км/ч: 323
Практическая дальность, км: 483
Практический потолок, м: 4572

Более очевидный вопрос: почему, например, американский B2 «Spirit» не имеет выигрыша в лётных характеристиках и весовой отдаче перед «старым добрым» B-52?

Вот здесь начинаются нюансы. С тем, чтоб «нормальный» самолёт не кивал в полёте носом вверх-вниз, прекрасно справляется стабилизатор. Как достичь такого же эффекта на летающем крыле? Можно увеличивать ширину крыла (хорду) до тех пор, пока она не сравняется с расстоянием от передней кромки крыла «нормального» самолёта до задней кромки его стабилизатора. Так и получаются всякие дисколёты, и треугольные крылья, но это отдельная тема. Общий смысл в том, что у короткого крыла вследствие малого удлинения сильно страдает аэродинамическое качество.

Есть и другой очевидный вариант. Крыло можно сделать стреловидным. В реактивной авиации его и так делают стреловидным, из соображений продольной устойчивости на околозвуковых скоростях. Но одной стреловидности мало. Приходится применять крутку крыла. Например, у корня оно может иметь нормальный, несущий профиль, а вот на концах он становится перевёрнутым. За счёт этого, когда самолёт опускает нос, на концах консолей возникает отрицательная подъёмная сила (у корня она ещё положительная), вследствие чего пикирующий момент успешно парируется. На картинке ниже хорошо виден «противоестественный» профиль на концах консолей.

Northrop YB-35, 1946 год, США:

Размах крыла, м: 52.43
Длина самолета, м: 16.18
Площадь крыла, м2: 371.6
Масса, кг
пустого самолета: 43284
максимальная взлетная: 102284
Силовая установка: 4 х 3000 л.с.
Максимальная скорость, км/ч: 629
Практическая дальность, км: 13113
Практический потолок, м: 12100

Таким образом, устойчивое летающее крыло не будет создавать подъёмную силу всей своей площадью – часть консолей будет «мёртвым грузом», увеличивающим, вдобавок, лобовое сопротивление.

Есть и другой нюанс. Кроме того, чтоб летать, самолёт должен взлетать и садиться. Его взлётная и посадочная скорости должны быть минимально возможными. Это означает более короткие полосы и лучшую безопасность. Вообще, для крейсерского полёта на малой высоте со скоростью километров эдак 900 в час хватит и крохотных «крылышек», как у популярного ныне «Калибра».

Ракета 3М-14АЭ, 2004 год, Россия:

Длина, м: 6.2
Диаметр, мм: 533
Стартовый вес, кг: 1400
Вес БЧ, кг: 450
Тип БЧ: фугасный
Система наведения: инерциальная + активная радиолокационная
Двигатель: 1 ТРДД 37-01Э
Дальность, км: 275
Макс. скорость, км/ч: 864
Высота пуска, м: 500-11000
Высота полета, м: 50-150

Немного расскажу о другой «крылатой ракете» – самолёте M-72 конструкции Марио Кастольди. Этот аппарат интересен тем, что вплоть до сегодняшнего дня является самым быстрым поршневым гидросамолётом в мире. Его рекорд в 709 км/ч у земли, поставленный в 1934 году, так и не побит (видимо, нафиг никому не нужно). Что характерно, это деревянный моноплан с огромным, казалось бы, «лбом», который создают поплавки и расчалки. Взлетает он с большим трудом, на огромной скорости, с бескрайней полосы размером в целое море. Но посмотрите, какое у него маленькое и тонкое крыло! Небольшая площадь и толщина создают хорошую экономию в сопротивлении и весе.

Macci MC-72, 1931 год, Италия:

Размах крыла, м: 9.6
Длина самолета, м: 8.4
Площадь крыла, м2: 15
Масса, кг
пустого самолета: 2500
максимальная взлетная: 3025
Силовая установка: 1 х 3000 л.с.
Максимальная скорость, км/ч: 709
Практическая дальность, км: 100
Практический потолок, м: 5500

Получается противоречие: на взлёте и посадке нужно большое крыло, в крейсерском режиме – маленькое, с которым от земли не оторваться.
Из этой ситуации выходят разными путями.
Во-первых, летают на высотах порядка 10 км. Там менее плотный воздух, создающий меньшее сопротивление.
Во-вторых, на взлёте и посадке применяют мощные закрылки, которые, выезжая из плоскости, увеличивают площадь несущих поверхностей чуть ли не наполовину и при этом резко поднимают коэффициент подъёмной силы.

Airbus A319, 1995 год, Франция:

Размах крыла, м: 34.09
Длина самолета, м: 33.84
Площадь крыла, м2: 122.4
Масса, кг
пустого самолета: 401000
максимальная взлетная: 68000
Силовая установка: 2 х 9990 кгс
Максимальная скорость, км/ч: 930
Практическая дальность, км: 4910
Практический потолок, м: 11275

Но этого мало – есть простое и очевидное «в-третьих». Львиная доля прироста подъёмной силы на взлёте и посадке создаётся за счёт увеличения угла атаки крыла. Самолёт задирает нос, подъёмная сила – растёт. Собственно, на заре авиации только так и взлетали. У самолёта нормальной схемы за это отвечает руль высоты, расположенный на стабилизаторе. В результате крыло по всей площади начинает эффективно работать на подъём.

А что же у «летающего крыла»? На его концах – элевоны, которые на взлёте усиленно тянут консоли вниз. Мало того, что не вся площадь используется для создания дополнительной подъёмной силы, так ещё и в столь ответственных режимах создаются немалые искусственные потери. Ведь самолёт короткий, и чтобы «задрать нос», концы крыла нужно прижать к земле довольно сильно. Эффективность взлётно-посадочной механизации летающего крыла (если она вообще установлена) очень слабая, т.к. закрылки наоборот стремятся опустить нос.

Northrop B-2 Spirit, 1989 год, США:

Размах крыла, м: 52.40
Длина самолета, м: 20.9
Площадь крыла, м2: 464.5
Масса, кг
пустого самолета: 71700
максимальная взлетная: 171000
Силовая установка: 4 х 8600 кгс
Максимальная скорость, км/ч: 1010
Практическая дальность, км: 11100
Практический потолок, м: 12500

Какие тогда будут варианты? Либо вновь увеличивать площадь крыла, либо сильно повышать взлётно-посадочные скорости.

Есть и чисто конструктивный недостаток. Высокие скорости требуют малой толщины профиля крыла, порядка 14% и менее. Тогда при максимальной толщине в 2.5 м (например), хорда составит более 18 м. Размах этого крыла будет от силы метра два – площадь-то нужно держать в разумных пределах. Эдакая приплюснутая «колбаса», которая вместо подъёмной силы будет создавать только индуктивное сопротивление …

Выходит, на данный момент, нормальная аэродинамическая схема – жутко оптимальна? Докопаемся ещё к одному её недостатку.
Помните, на взлёте и посадке нужно опустить хвост, создав на стабилизаторе отрицательную подъёмную силу? Угу, теперь мы вычтем её из подъёмной силы крыла. Это, между прочим, несколько драгоценных процентов. Потери меньше, чем на летающем крыле – плечо рычага больше, но всё равно факт остаётся. На картинке хорошо виден цельноповоротный стабилизатор, повёрнутый на отрицательный угол.

МиГ-29, 1977 год, СССР:

Размах крыла, м: 11.36
Длина самолета, м: 17.32
Площадь крыла, м2: 38.06
Масса, кг
пустого самолета: 10900
максимальная взлетная: 18100
Силовая установка: 2 х 8300 кгс (на форсаже)
Максимальная скорость, км/ч: 2450
Практическая дальность, км: 1430
Практический потолок, м: 18000

На эти несколько процентов можно было бы взять дополнительный груз. Можно было бы уменьшить площадь, массу и аэродинамическое сопротивление крыла, повысив топливную экономичность. «Да лучше б я за счёт тебя неделю круто пил» © Сектор Газа.

Кстати, оперение тоже имеет вес и создаёт сопротивление в полёте, не давая при этом прироста подъёмной силы.
Можно как-то побороть этот недостаток?

Можно. Отчего бы не переместить стабилизатор вперёд. Тогда при взлёте и посадке он будет не уменьшать подъёмную силу, а увеличивать – то, что нужно.

В интернетах гуляет мнение, что необычность аэродинамической схемы первого самолёта братьев Райт обусловлена тем, что к тому времени ещё не устоялись подходы к проектированию, не было методик аэродинамических расчётов, и конструкторы блуждали в потёмках. Это отчасти верно. Верно и то, что без серьёзной «проработки вопроса» создать первый в мире реально летающий самолёт было бы невозможно. Братья Райт провели огромную научную и экспериментальную работу. Они не были везунчиками, сколотившими нечто «из говна и палок». Все конструкторы периода зарождения авиации были мечтателями и фанатами, но те из них, кто смог подняться в воздух, дураками определённо не были. Так о чём это я? Цельноповоротное горизонтальное оперение самолёта «Flyer» расположено впереди. При этом оно несёт часть нагрузки – создаёт подъёмную силу в полёте.

Wright Flyer, 1903 год, США:

Размах крыла, м: 12.3
Длина самолета, м: 6.4
Площадь крыла, м2: 47.4
Масса, кг
пустого самолета: 274
максимальная взлётная: 340
Силовая установка: 1 х 12 л.с.
Максимальная скорость, км/ч: 48

Ребята не поддались на уговоры матери природы, наградившей всех без исключения птиц нормальной аэродинамической схемой, и придумали свою. Шутка ли – поднять в воздух человека при двигателе в 12 л.с., который сам по себе весит как ещё один человек! Как он вообще держался в воздухе? Да, взлетал только против ветра. Да, при помощи специальной катапульты и рельсового пути. Но попробуйте в наши дни, когда есть научная база, специальные материалы, технологии 3D моделирования и куча готовых примеров, создать двухместный самолёт с двигателем в 12 л.с.!

Сейчас, конечно, понабегут с мускулолётами, да ещё и построенными по нормальной схеме, но я вас уверяю, эти штуки вообще созданы на грани возможного. Вот образчик, не выбивающийся из общей канвы поста. Это первый мускулолёт в мире, который смог выполнить «восьмёрку» протяжённостью 1.6 км.

MacCready Gossamer Condor, 1977 год, США:

Размах крыла, м: 29.25
Длина самолета, м: 9.14
Масса, кг: 37.75
Экипаж, чел: 1

Ещё пример. Вторым после братьев Райт взлетел Альберто Сантос-Дюмон. Что же мы видим? Снова оперение впереди.

XIV-bis, 1905 год, Франция:

Размах крыла, м: 12
Длина самолета, м: 9.7
Площадь крыла, м2: 52
Масса, кг: 300
Силовая установка: 1 х 50 л.с.
Максимальная скорость, км/ч: 50

Он был первым, кто сумел взлететь «просто» с земли в спокойную погоду безо всяких «разгонных блоков». Правда, двигатель уже выдавал непостижимые 50 «лошадок».

Отчего же «утка», при всех её преимуществах, не стала доминирующей схемой?
Её очень трудно научить нормально летать. Тот же Сантос-Дюмон в полёте постоянно «крутил» коробкой оперения вверх-вниз на полный расход. Погуглите видео полётов современных реплик – там то же самое. Помним главный тезис: самолёт должен быть устойчив и безопасен на всех режимах полёта. Безопасная и устойчивая «утка» – большая редкость.

Есть и ещё одно обстоятельство. Угол установки горизонтального оперения «утки» должен быть больше угла установки крыла. Этим гарантируется, что при превышении критического угла атаки первым он будет превышен на оперении. Срыв потока тоже сначала произойдёт на оперении, и самолёт опустит нос, набирая скорость. Если срыв сначала случится на крыле, то аппарат свалится на хвост, и быть беде.

Но на взлётно-посадочном режиме крыло самолёта работает как раз-таки на очень высоких углах атаки. Выходит, если это будет утка, при взлёте и посадке не получится «довернуть» крыло на нужный угол, и придётся увеличивать его площадь, которую как раз благодаря «уточности» удалось уменьшить? Это ещё не всё. Представим, что самолёт взлетает. Угол атаки на оперении максимален. Стоит ещё чуть-чуть потянуть ручку на себя – и неизбежный «клевок» носом вниз из-за срыва потока. В непосредственной близости земли это катастрофа. Вот тебе и «утка».

Всё же есть более-менее удачные самолёты такой схемы. Вот мой любимый Ambrossini SS-4, 1939 год, Италия:

Размах крыла, м: 12.32
Длина самолета, м: 6.74
Площадь крыла, м2: 17.56
Масса, кг
пустого самолета: 1800
нормальная взлётная: 2450
Силовая установка: 1 х 960 л.с.
Максимальная скорость, км/ч: 540
Практическая дальность, км: 465
Практический потолок, м: 9200

Есть и отечественный вариант, правда, не столь брутальный. МиГ-8, 1945 год, СССР:

Размах крыла, м: 9.5
Длина самолета, м: 6.8
Площадь крыла, м2: 15
Масса, кг
пустого самолета: 746
нормальная взлётная: 1090
Силовая установка: 1 х 110 л.с.
Максимальная скорость, км/ч: 215
Практическая дальность, км: 500
Практический потолок, м: 5200

Опять выигрывает нормальная схема. Что делать? Ну а если заставить-таки стабилизатор в нормальной аэродинамической схеме создавать часть подъёмной силы? Он ведь тогда будет по-прежнему «стабилизировать»?

Интересный момент: если взглянуть на схему какой-нибудь более-менее продвинутой модели планера из любой книжки по моделизму, мы увидим, что стабилизатор имеет крыльевой профиль. Самолёты, на которых применено такое решение, тоже есть и были всегда.

«Гранд» Сикорского, 1913 год, Российская Империя:

Размах крыла, м: 27
Длина самолета, м: 120
Площадь крыла, м2: 15
Масса, кг
пустого самолета: 3400
нормальная взлётная: 4000
Силовая установка: 4 х 100 л.с.
Максимальная скорость, км/ч: 90
Практическая дальность, км: 170
Практический потолок, м: 600

На основе «Гранда» (он же «Русский Витязь») впоследствии была разработана целая линейка тяжёлых бомбардировщиков под общим «брэндом» «Илья Муромец».

Данный подход не очень хорош тем, что при работе руля высоты всё равно имеет место потеря подъёмной силы. Вместе с тем, поскольку часть площади крыла «делегирована» назад без закрылков и с меньшим углом установки, максимальный прирост подъёмной силы на взлёте-посадке будет и того меньше. Снова любимый вопрос Чернышевского? Нужно как-то оставить в покое хвостовой стабилизатор, а подъём носа реализовать иным способом. С крылом сделать ничего нельзя – оно и так выдаёт максимум возможного. Ищем новую сущность того же уровня...

Эврика! Можно поместить руль высоты на самый нос. Стабилизатор оставить на месте, а вперёд приделать дополнительные цельноповоротные крылышки.

Ещё один модный нынче пример – Су-34. 1990 год, Россия:

Размах крыла, м: 14.7
Длина самолета, м: 23.3
Площадь крыла, м2: 62
Масса, кг
пустого самолета: 22500
максимальная взлётная: 45000
Силовая установка: 2 х 12500 кгс (на форсаже)
Максимальная скорость, км/ч: 1900
Практическая дальность, км: 4500
Практический потолок, м: 17000

Здесь, правда, истоки появления «крылышек» немного другие. На около- и сверхзвуковых скоростях центр давления уползает назад, и аппарат клюёт носом. Так, например, погиб Г.Я. Бахчиваджи, испытывая ракетоплан БИ-1.

1942 год, СССР:

Размах крыла, м: 6.48
Длина самолета, м: 6.4
Площадь крыла, м2: 7
Масса, кг
пустого самолета: 790
максимальная взлётная: 1683
Силовая установка: 1 х 1100 кгс
Максимальная скорость, км/ч: 1020

Так вот, для «лечения» этой проблемы в совокупности со стреловидным крылом применяют цельноповоротное горизонтальное оперение большой площади или добавляют вперёд такие крылышки. На дозвуковых скоростях они могут оставаться пассивными или помогать в пилотаже, а на сверхзвуке начинают создавать подъёмную силу, которая компенсирует пикирующий момент.

Есть и вполне «дозвуковой» пример, где в сочетании с несущим хвостовым стабилизатором применяется переднее горизонтальное оперение.

Piaggio P-180 Avanti, 1986 год, Италия:

Размах крыла, м: 14.03
Длина самолета, м: 14.41
Площадь крыла, м2: 16
Масса, кг
пустого самолета: 3384
максимальная взлётная: 5239
Силовая установка: 2 х 1485 э.л.с.
Максимальная скорость, км/ч: 732
Практическая дальность, км: 2592
Практический потолок, м: 12500

У этого самолёта то, что на взлёте-посадке «съедает» задний руль высоты, возвращает передний. Крыло имеет типичную взлётно-посадочную механизацию. Срыв потока на переднем оперении не страшен – оно несёт совсем уж малую часть нагрузки, а запас балансировки обеспечивается задним рулём высоты. На этом можно бы и закончить, но хочется упомянуть ещё одного славного аэродинамического аутсайдера – тандем.

МАИ-3, 1937 год, СССР:

Размах крыла, м: 11
Длина самолета, м: 8
Площадь крыла, м2: 30.4
Масса, кг
Нормальная взлётная: 2560
Силовая установка: 1 х 930л.с.
Максимальная скорость, км/ч: 488

Можно ведь не ставить вперёд третью плоскость. Можно увеличить площадь несущего стабилизатора, сделав из него полноценное крыло. Тогда центровка уйдёт далеко назад, и действия механизации переднего крыла будут аналогичны действиям руля высоты, установленного на хвостовом стабилизаторе. Опускаем элевоны, получаем положительный прирост подъёмной силы, нос – задран. Профит? Не совсем. Заднее крыло будет иметь меньший угол установки по отношению к переднему (помним про опасность сваливания на хвост). Также, эффективность механизации заднего крыла должна быть меньше, иначе не удастся создать «дифферент на корму» для увеличения угла атаки. Как следствие – два тандемных крыла на взлёте будут работать менее эффективно, чем одно крыло равной площади.

Ну а полёте тандем имеет ровно те же недостатки, что и биплан. Конкретно – это снижение аэродинамического качества за счёт меньшего эффективного удлинения крыла.

Есть, правда, маленький плюс: «классика» и «утка» обязаны иметь длинную хвостовую (или носовую) балку. В большой авиации её удачно используют для размещения полезной нагрузки, а вот в малой это только силовой набор, обшивка, тяги-тросы-шланги-провода. Всё это имеет вес. У тандема гигантская площадь хвостового «оперения», ему не нужна длинная балка для получения достаточного управляющего момента по тангажу.

В эпоху, когда бипланы ещё не умерли как класс, схема «тандем» вполне могла стать популярной, и на короткий период таки стала. Во многом это было заслугой французского авиатора по имени Анри Минье и его «Небесной Блохи».

Mignet HM-14 Pou du ciel, 1932 год, Франция:

Размах крыла, м: 5.18
Длина самолета, м: 3.6
Площадь крыла, м2: 9.3
Масса, кг
пустого самолета: 159
нормальная взлётная: 250
Силовая установка: 1 х 25 л.с.
Максимальная скорость, км/ч: 100
Практическая дальность, км: 320

Это сообщение отредактировал Suha82 - 22.10.2015 - 14:34

Конструктор этого самолёта был энтузиастом-самодельщиком и фанатом неба. Так же, как и Альберто Сантос-Дюмон, который сделал достоянием общественности чертежи своего «Demoiselle», Анри Минье придал всеобщей гласности конструкцию «Блохи». Он даже написал книгу – руководство по постройке. Я читал её в русском переводе. Запомнилась фраза в самом начале. Её смысл – если вы в состоянии сколотить деревянный ящик, то сможете построить и этот самолёт.

Ну что можно сказать? Самолётик исправно взлетал и садился. Был послушен и устойчив. Когда многочисленные последователи принялись ставить на эту конструкцию более мощные моторы, началась череда необъяснимых катастроф, и эту модель «Блохи» запретили. Причина довольно интересна. Переднее и заднее крылья HM-14 разнесены довольно незначительно, как по высоте, так и по длине. Настолько, что задняя кромка переднего перекрывает переднюю кромку заднего. При этом управление по тангажу осуществляется качанием всего переднего крыла. Когда на большой скорости пилот увеличивает его угол атаки, задняя кромка опускается и создаёт плоский сужающийся тоннель между передним и задним крыльями. Набегающий поток устремляется туда с возрастающей скоростью, увеличивая разрежение над задним крылом. Его подъёмная сила возрастает сильнее, чем на переднем крыле. Самолёт затягивает в пике, и все попытки выйти из него имеют строго обратный эффект. В следующей модели Минье устранил этот недостаток. Он даже основал фирму и выпустил ещё ряд моделей.

Mignet HM-1100 Courdouan, 1996 год, Франция:

Размах крыла, м: 7.3
Длина самолета, м: 5.05
Площадь крыла, м2: 18.5
Масса, кг
пустого самолета: 280
максимальная взлётная: 450
Силовая установка: 1 х 80 л.с.
Максимальная скорость, км/ч: 190
Практическая дальность, км: 693
Практический потолок, м: 4000