Владимир Сергеевич Пышнов. Из истории летательных аппаратов

Оцените этот текст:
Владимир Сергеевич Пышнов. Из истории летательных аппаратов

Пышнов В.С., "Из истории летательных аппаратов", 1968 г
Издательский редактор Л. И Мунина Технический редактор Н. А. Пухликова
Художник Я. Т. Дворников Корректор А. И. Карамышкина
Сдано в набор 29/III 1968 г. Т-10097 Подписано к печати 10/VII 1968 г.
Тираж 3600 экз. Цена 78 коп. Тем. план 1968 г. No 148
Издательство "Машиностроение", Москва, К-51, Петровка, 24 Изд. зак. 2395
Московская типография No 8 Главполиграфпрома Комитета по печати при Совете Министров СССР, Хохловский пер., 7. Тип. зак. 678
Илл. -- 59, табл -- 3, библиография -- 13 названий.
Редактор инж. К. Я. Зайцева
УДК 629.735.33(091)

OCR&spellcheck Андрей Тарасенко bb_dubna@pisem.net

Содержание
От автора
1. На чем летал Петр Николаевич
Нестеров
Введение
На планере
На свободном аэростате
На учебном самолете
На военном самолете
"Ньюпор-4"
На самолете "Моран-Ж"
Новая система управления
2. Первые тяжелые
грузоподъемные самолеты
История развития. 1910-- 1921
гг.
Анализ грузоподъемности
самолетов
Самолет "Русский витязь"
Самолет "Илья Муромец"
3. Маневренные истребители
Введение
Характеристики
маневренности
Обзор истории развития
маневренных истребителей. 1914-1920 гг.
Развитие маневренных
истребителей в период 1920-- 1932 гг.
Развитие маневренных
истребителей в период 1932-- 1940 гг.
Летно-технические характеристики
некоторых маневренных самолетов
Самолет "Ньюпор-17"
Самолет И-5
Самолет И-153
Самолет И-16
Библиография
Автор -- известный советский ученый, посвятивший авиации 55 лет своей
жизни.
В предлагаемом и последующих его сборниках будет рассказано о наиболее
интересных, с инженерной точки зрения, самолетах прошлого и современных, а
также о некоторых исследовательских работах в области аэромеханики.
Изложение ведется с позиций проверки старых идей и теорий, а, следовательно,
лучшего осмысливания новых.
В первый выпуск этих сборников вошли статьи о самолетах, на которых
летал П. Н. Нестеров, о первых русских тяжелых самолетах и маневренных
истребителях.
Материал излагается не по литературным источникам, а по собственным
впечатлениям и обобщениям автора. Из многих типов самолетов автор выделяет
наиболее важные конструкции и дает анализ удач и ошибок ранней поры развития
авиации. Все иллюстрации в книге принадлежат автору.
Книга, несомненно, будет интересна для широкого круга авиационных
специалистов, преподавателей и студентов ВТУЗов, а также для лиц, работающих
в области истории техники.

От автора
Более 55 лет я в том или ином виде следил за развитием авиации, собирал
относящиеся к ней сведения, пристально наблюдал за полетами, изучал
авиационные науки и затем активно участвовал в разнообразных областях
инженерной, научной и летно-практической деятельности. Простое перечисление
имен ученых, инженеров, конструкторов, летчиков и других специалистов в
области авиации, с которыми я был знаком и с которыми сотрудничал, заняло бы
очень много места. Я был свидетелем многих интересных радостных и печальных
событий, лично произвел очень большое количество расчетов, изготовил много
чертежей, написал ряд книг и большое число статей. В итоге -- в моей памяти,
в записках и вырезках собралось много сведений, которые будут утрачены, если
их не обработать и не систематизировать так, чтобы ими могли воспользоваться
другие.
Мною уже был написан ряд статей по истории развития летательных
аппаратов и авиационных наук. В частности, ряд статей был посвящен трудам
"отца русской авиации" Николая Егоровича Жуковского, обзору научных
достижений и влияния их на практику строительства летательных аппаратов. Эти
статьи издавались в журнале "Вестник Воздушного Флота" (ныне "Авиация и
космонавтика"), в сборниках и отдельных изданиях Военно-воздушной Инженерной
Академии им. Н. Е. Жуковского и Научно-мемориального музея им. Н. Е.
Жуковского. Сейчас я полагаю целесообразным выпускать сборники статей
научно-технического содержания, в которых можно было бы помещать
разнообразный материал, относящийся и к прошлому, и к современности,
объединяя его с позиций современных знаний. Автор не ставит перед собой цель
создать из отдельных статей целостную и последовательную историю развития
авиационной науки и техники. Такая задача непосильна для одного человека.
Впечатления далекого прошлого еще стоят у меня перед глазами, но я
стараюсь смотреть на них не только с позиций современных знаний, но и
учитывать возможности того времени.
Когда приходится читать работы, в которых касаются истории развития
науки и техники, часто можно встретить скрытый и даже прямой упрек ученым и
конструкторам прошлого в том, что они не приняли во внимание те или иные
обстоятельства или что они делали анализ, используя грубые методы. Делать
это едва ли целесообразно. Мы, конечно, всегда можем найти основания для
упрека в адрес даже великих ученых. Я полагаю, что гораздо полезнее вникнуть
во все обстоятельства и условия прошлого, чтобы понять, как сложились те или
иные теории и методы. Деятельность людей проходит в условиях наличия и
постоянного пополнения информации, развития мнений и, конечно, под давлением
практической потребности. Я уверен, что ученые и инженеры нередко применяли
упрощенные теории и грубые методы расчета вовсе не потому, что не могли
сделать это точнее и строже, а просто не видели в этом большой необходимости
в условиях, когда их внимание было обращено на другое, по их мнению, более
важное.
Это не значит, что упреков прошлому вообще не следует делать. К
сожалению, в работах прошлого можно встретить грубые ошибки или заблуждения.
На них, конечно, необходимо остановиться. Нам кажется, что мы сейчас делаем
все гораздо лучше, чем это делали раньше. Во-первых, это не всегда, может
быть, справедливо, а, во-вторых, нельзя отогнать от себя мысль, что через
некоторое время и нас будут критиковать и обвинять в разных погрешностях, и
даже в том, что мы не видели очевидного.
А. Эйнштейн в книге "Эволюция физики" (А. Эйнштейн и Л. Инфельд,
Эволюция физики, Гостехиздат, 1948 (стр. 84)) говорит: "Мы должны проверить
старые идеи, старые теории, хотя они и принадлежат прошлому, ибо это --
единственное средство понять важность новых идей и границы их
справедливости". Все это А. Эйнштейн прекрасно демонстрирует в своей книге.
Когда я изучаю труды и статьи уже отдаленного прошлого или рассматриваю
конструкции машин, я испытываю глубокое уважение к их авторам, которые при
наличии крайне малого опыта и ограниченности теорий тем не менее достигали
больших успехов и предвидели то, что произойдет еще не скоро. Больше всего
восхищает меня ясность мысли некоторых ученых, которые, естественно, мною
более любимы.
Это только первый сборник. Сколько их будет еще -- покажет будущее. Я
имею намерение в сборниках помещать работы, объединенные некоторой
тематической целостностью. Статьи первого сборника объединены рассмотрением
величины подъемной силы, развиваемой аппаратами типа самолета. Приводимые
расчеты почти не выходят за рамки так называемого "Аэродинамического
расчета" или, точнее, расчета летных характеристик в установившемся
прямолинейном движении и маневре. Три статьи этого первого сборника,
конечно, не исчерпывают всего того, что я хотел бы изложить в подобном
аспекте. Возможно, что эту тему удастся продолжить впоследствии.
В. С. ПЫШНОВ

1. На чем летал Петр Николаевич Нестеров

ВВЕДЕНИЕ

Всего лишь около трех лет продолжалась летная деятельность
замечательного русского летчика Петра Николаевича Нестерова. Началась она
летом 1911 г., когда он построил собственными силами балансирный планер и
совершал на нем небольшие буксирные полеты в окрестностях Нижнего Новгорода
(ныне г. Горький).
Летом 1912 г. П. Н. Нестеров обучается управлять самолетом на учебном
самолете-биплане "Фарман-4" и в конце сентября сдает на нем экзамен на
звание пилота-авиатора. 5 октября того же года он сдает экзамен на звание
военного летчика, видимо, на самолете "Фарман-7", который незначительно
отличался от самолета "Фарман-4".
Затем он направляется в Варшавскую авиационную школу, где проходит
тренировку на самолетах-монопланах "Ньюпор-4", которые были приняты на
вооружение в русской военной авиации. На этом самолете ему приходится больше
всего летать; на нем он овладевает глубокими виражами, совершает первую в
мире петлю в вертикальной плоскости, разрабатывает вопросы военного
применения авиации, совершает ряд перелетов, в том числе групповых. Известен
его замечательный перелет из Киева в Гатчину (близ Ленинграда) за один день
почти без подготовки. На этом же самолете П. Н. Нестеров испытывает свою
новую систему управления без вертикального оперения, которая была
предназначена для самолета его собственной конструкции. На "Ньюпоре" же он
начал выполнять боевые полеты в июле -- августе 1914 г.
Последним самолетом, на котором летал П. Н. Нестеров, был моноплан
"Моран-Солнье" типа "G", который по скорости и маневренным свойствам
превосходил самолет "Ньюпор-4". Полетами на нем он овладел, видимо, в
бытность свою в Москве летом 1914 г.; на самолете этого типа он совершил
перелет Москва-- Петербург 11 июля 1914 г., пролетев без посадки около 600
км. Это было большим достижением для того времени. Наконец, на этом самолете
Нестеров совершил свой геройский подвиг, таранив в воздухе австрийский
самолет 8 сентября 1914 г.; при этом он погиб сам из-за повреждения
собственного самолета при таране.
На самолетах с двигателем он летал лишь около двух лет, но как много
было сделано П. Н. Нестеровым за такой короткий срок! В то время авиацией
очень увлекались, летчиками становились отважные и одаренные люди. Самолеты
того времени были очень несовершенны, особенно в отношении устойчивости и
прочности, так как именно эти вопросы были наиболее слабо изучены.
Нестерову удалось разрешить коренные вопросы техники пилотирования и
военного применения самолетов. Личная отвага у него счастливо сочеталась с
глубокими знаниями, большой наблюдательностью и любознательностью.
Биографические сведения о жизни и деятельности П. Н. Нестерова уже
излагались рядом авторов и едва ли можно добавить к ним что-либо
существенное. Чтобы в полной мере оценить заслуги П. Н. Нестерова,
необходимо более глубоко осветить научно-техническую сторону его
деятельности, чего не могли сделать его современники. Нестеров летал на
конкретных самолетах -- в сущности только на трех типах; они обладали вполне
определенными свойствами и возможностями. За минувшие 50 лет авиация прошла
огромный путь развития -- от скоростей порядка 100-130 км/час до 2500-3000
км/час; соответственно изменились и другие свойства самолетов, возросло их
общее техническое совершенство и оснащенность аппаратурой. У Нестерова был
единственный авиационный прибор -- высотомер; работу двигателя проверяли на
слух; скорость полета тоже определяли на слух и судили о ней по работе
рулей.
П. Н. Нестерову, как и многим другим русским летчикам того времени,
пришлось летать лишь на самолетах иностранных конструкций. Лишь немногие
изобретатели и летчики при заводах могли летать иногда на самолетах
отечественной конструкции, строившихся в нескольких экземплярах. Исключением
являлся первый многомоторный самолет "Илья Муромец", который строился
серийно до Октябрьской революции. Другие серийные самолеты периода первой
мировой войны, строившиеся на заводах Лебедева и Анатра, являлись в сущности
модификациями германских самолетов фирмы "Альбатрос". Оригинальные
отечественные конструкции, за исключением самолета "Илья Муромец" и
гидросамолетов Д. П. Григоровича, так и не могли пробить себе дорогу. Только
после Октябрьской революции Коммунистическая партия поставила задачу
избавиться от иностранной зависимости в области строительства самолетов и
двигателей. Это было выполнено менее чем за десять лет.
В данной статье мы хотим детально рассмотреть свойства и технические
возможности самолетов, на которых летал П. Н. Нестеров, с целью технического
анализа авиации того времени на примере некоторых типичных конструкций, на
которых пришлось летать многим русским летчикам. В то время расчеты летных
характеристик были ограничены по объему и очень грубы. Технический анализ
самолетов, на которых летал П. Н. Нестеров, позволит нам судить о
возможностях, которыми он располагал в полете.

НА ПЛАНЕРЕ

Начнем с планера, который П. Н. Нестеров построил собственными силами и
средствами и на котором он впервые познакомился со свойствами крылатых
летательных аппаратов. Этот планер относился к категории балансирных,
коробчатого типа. Термин "балансирный" указывает на средство управления
путем перемещения груза относительно крыла вперед, назад и в стороны.
Перемещаемым грузом был сам летчик, вес которого составлял около 75% общего
веса всего летательного аппарата. Балансирное управление было впервые
реализовано Отто Лилиенталем в последнем десятилетии XIX века; он погиб на
одном из своих планеров в 1896 г. С планером-монопланом Лилиенталя мы можем
детально познакомиться по экземпляру, который был подарен Н. Е. Жуковскому и
находится в Научно-мемориальном музее его имени в Москве.
Планеры Лилиенталя -- моноплан и биплан -- были оригинальны по
конструкции; напоминая крылья летучей мыши, они имели проволочные растяжки.
Шанютом в Америке была разработана другая конструкция, которая очень
напоминала известные коробчатые змеи, но только второе, заднее, крыло его
было значительно уменьшено. Коробчатые балансирные планеры получили большое
распространение вследствие простоты их изготовления и жесткости конструкции
и строились с разными изменениями -- в основном, с постепенным уменьшением
хвостовой поверхности. Некоторые конструкторы добавляли и органы управления.
Коробчатых балансирных планеров в России строилось много, так как они
были дешевы, довольно безопасны и просты в изготовлении. В журнале "Вокруг
света" за 1910 г. был детально описан коробчатый балансирный планер,
построенный из бамбуковых палок. В 1910 г. в Киеве была опубликована брошюра
профессора Н. Б. Делоне "Устройство дешевого и легкого планера и способы
летания на нем". Вес этого планера был около 20 кГ и стоимость его
оценивалась всего в 20 рублей.
Несмотря на разнообразие конструкций и отдельные особенности, свойства
этих планеров были примерно одинаковы, что определялось размахом крыльев,
равным около 6 м и площадью крыльев S -- около 16 м². Их
аэродинамическое качество было низким из-за малого эффективного удлинения,
грубой формы деталей, обилия растяжек и, конечно, из-за висящей во весь рост
фигуры летчика. Примерный вид планера П. Н. Нестерова показан на рис. 1.
Посмотрим, каковы были характеристики планеров того времени и насколько
они отличаются от современных. Планеры первого десятилетия XX века имели
довольно низкие летные характеристики; на них удавалось совершать только
кратковременные полеты, длительностью в несколько секунд, редко -- в десятки
секунд. Однако и такой полет привлекал начинающих авиаторов, тем более, что
стоимость планера была мала.
Мы изложим здесь основы теории планеров, применявшейся в то время, и
современные теории. Ранние способы расчета были очень просты. Угол снижения
планера равен величине, обратной аэродинамическому качеству, которое
определялось практически, и для бипланов с открытым расположением летчика не
превышало 1/3,5-- 1/4. Скорость полета тоже определялась практически или
теоретически -- с использованием характеристик крыльев, полученных при
лабораторных измерениях в воздушном потоке.

Рис. 1. Схема балансирного планера П. Н. Нестерова
Скорость планирования определялась в основном удельной нагрузкой на
крыло G/S, где G -- полетный вес в кГ и S -- площадь крыльев в
м². В среднем можно было считать

Так, при весе около 100 кГ и площади крыльев 16 м² мы
получим скорость по отношению к воздушной среде, равную 9-10 м/сек, и
скорость снижения V_y= V/K=2,2-2,7 м/сек. Такая вертикальная
скорость соответствует прыжку с высоты 1/4-1/3 м. При полете против ветра,
имеющего скорость 5-6 м/сек, скорость перемещения планера по отношению к
поверхности земли составляла 4-5 м/сек. Из этих характеристик легко видеть,
что полет на планере мало отличался от бега и прыжков, но только время
нахождения человека в воздухе при этом было гораздо больше, чем при простом
прыжке с высоты.
Улучшение аэродинамического качества требовало значительного усложнения
планера, а уменьшение удельной нагрузки путем увеличения площади крыльев
делало планер громоздким, и балансирное управление становилось непригодным.
Перейдем к общей теории планера, как она сложилась впоследствии.
Летящее тело подвержено действию силы земного притяжения, определяемого
весом тела G. За время полета t тело получит импульс тяготения G*t, который
сообщит телу вертикальную скорость V_y=9,8t. Чтобы тело двигалось
горизонтально или с постоянной вертикальной скоростью, импульс, сообщенный
силой тяготения, должен быть передан другому телу -- окружающей воздушной
среде или газам, выбрасываемым реактивным двигателем. Передача импульса
требует расходования энергии и, кроме того, будут другие факторы, требующие
дополнительного расходования энергии. Планер может расходовать только свою
энергию высоты, или потенциальную энергию, непрерывно снижаясь по отношению
к окружающей воздушной среде. Чтобы планер снижался полого и медленно,
необходимо, чтобы на передачу импульса и побочные потери затрачивалось мало
энергии. Побочные потери будут возникать из-за наличия лобовых
сопротивлений, не связанных прямым образом с созданием подъемной силы.
Крыло, перемещаясь в воздушной среде, воздействует на нее, отталкивая
воздух вниз так, что каждую секунду воздействию подвергаются все новые и
новые массы воздуха. Крыло воздействует наиболее сильно на слои воздуха,
проходящие вблизи него, и это воздействие постепенно ослабевает по мере
отдаления массы воздуха от крыла по вертикали. Если условно считать, что
воздействие не зависит от расстояния до крыла, мы получим вполне
определенную массу воздуха, на которую ежесекундно воздействует крыло в
процессе сообщения импульса, называемую секундной массой m_s.
Оказывается, что она заключена в цилиндрическом отрезке длиной V и
диаметром, равным размаху крыла l; отсюда получим

и при нормальной плотности воздуха s= 0,125
кГ*сек²/м⁴ получим m_s =
0,l*V*l².
Вертикальную скорость W, сообщенную массе m_s, получим
делением веса планера на m_s, т. е. W=G/m_s; энергия,
сообщенная массе m_s, будет равна

Эту затрату энергии можно свести к преодолению сопротивления,
называемого индуктивным и вызываемым формированием подъемной силы, равной
весу; величину индуктивного сопротивления получим, поделив энергию
E₁ на скорость полета

Дополнительная затрата энергии будет вызвана необходимостью преодоления
сопротивления частей планера; его можно представить как сопротивление
некоторой плоской площадки F, расположенной перпендикулярно к линии полета:

где 1,28 -- коэффициент сопротивления плоской пластинки.
Сопротивление Q₁ обратно пропорционально V², a
Q² прямо пропорционально этой величине; нетрудно было бы
показать, что минимальное суммарное сопротивление будет при равенстве обоих
сопротивлений, а из этого условия мы получим соответствующую скорость
полета, называемую наивыгоднейшей, V_н, в максимальное значение
аэродинамического качества К_mах:

Вертикальную скорость планера получим, разделив скорость на
аэродинамическое качество:

Минимум скорости снижения будет при скорости на 25-30% меньшей, чем
наивыгоднейшая, но при аэродинамическом качестве, пониженном примерно на
15%, и тогда скорость снижения будет равна:

Из этой формулы мы видим, что при данном весе планера наиболее сильным
средством уменьшения скорости снижения является увеличение размаха крыльев;
уменьшение вредной площади F влияет довольно слабо. В случае биплана в
расчет вводится эквивалентный размах крыльев

где h -- расстояние между крыльями.
Для биплана с размахом 6 м и расстоянием h=1,3 м мы получим
эквивалентный размах l_э=6,8 м. У балансирного планера с грубыми
формами и открыто висящим летчиком величина F около 1,2-1,4 м²;
максимальное аэродинамическое качество будет около 4,5; скорость полета при
полетном весе 90 кГ будет 8-9 м/сек, скорость снижения -- около 2 м/сек.
Следует указать, что если крыло плоское или искривленное, но обтягивающая
его материя не лакирована, эффективный размах окажется значительно
пониженным:

Здесь S -- площадь крыльев; у нашего планера она около 16
м², и тогда l_э=4,25 м; аэродинамическое качество будет
около 3 и скорость снижения -- около 2,8 м/сек.
Кроме проделанных выше расчетов, необходимо проверить величину
коэффициента подъемной силы при минимальной скорости снижения:

Так, в нашем примере при V=8 м/сек, G/S=5,6 кГ/м² имеем
Сy=1,4. Для обычного профиля это большая величина и профиль может оказаться
близким к срыву обтекания. Во избежание этого, летать нужно на повышенной
скорости, что поведет к увеличению скорости снижения.
Можно показать, что во избежание получения излишне большого Су на
режиме пологого планирования величина

не должна превышать 0,4-0,5, где b_ср -- средняя ширина
крыла, равная площади крыла, деленной на размах, b_cp=S/l; для
биплана нужно принимать b_cp=S/l_э. У балансирных
планеров F приблизительно равно 1,3 м² и потребная величина
b_cp будет 2,3-2,5 м. Очевидно, что для получения такого значения
средней ширины крыла более целесообразно разбить ее на два крыла, расположив
одно над другим. Так это и делали, хотя подобного теоретического вывода
тогда еще получено не было. Впоследствии благодаря уменьшению величины F
ширина крыла b_ср была сокращена до 1,0-0,75 м. При большом
размахе это привело к очень большому удлинению l = l/b_ср.
Можно считать, что планеры Нестерова-- Делоне имели аэродинамическое
качество около 4 и скорость снижения более 2 м/сек. Чтобы совершать
планирующие полеты, нужно было иметь склон горы круче, чем 15^o.
Как известно, Лилиенталь сделал для себя специальную горку. При угле откоса,
равном 20^o, и при ветре, имеющем скорость более 6-7 м/сек,
получался восходящий поток со скоростью более 2 м/сек и был возможен парящий
полет. Однако при несовершенном балансирном управлении это было очень
рискованно и привело Лилиенталя к гибели.
Автор тоже проводил опыты полета на балансирном планере. Первое
впечатление при испытании было очень неожиданным. Подойдя к довольно крутому
откосу при скорости ветра около 6 м/сек, я, к своему удивлению,
почувствовал, что планер не хочет планировать. Благодаря наличию подъемной
силы я едва стоял на земле, и не мог приложить усилия, чтобы побежать вниз
по склону. Только после нескольких попыток мне удалось увеличить скорость и
оторваться. Чувствовалось, что необходима дополнительная тяга; тогда к
планеру привязали две веревки, за которые стали тянуть мои товарищи. С
дополнительной тягой дело пошло лучше и можно было совершать подлеты с
пологих склонов.
К дополнительной тяге прибегали и многие другие. Подобный буксирный
полет можно совершать и на ровной местности. Потребную силу тяги легко
определить; при весе около 90 кГ и качестве 4 нужна тяга 22,5 кГ. Чтобы
создать такую тягу при беге, нужно иметь 4-6 человек или лошадь. На снимках
полетов П. Н. Нестерова можно увидеть применение буксировки на ровной
местности.
Балансирное управление, особенно боковое, осуществлять довольно
затруднительно. Если предположить, что удастся отклонить центр тяжести
туловища в сторону на 7-10 см и тем сместить центр тяжести планера на 5-7
см, мы получим момент крена, равный 5-7 кГ м. Плечо подъемной силы
относительно центра тяжести составит около 1,5-2% полуразмаха.
Один из последних, кто летал на балансирном планере в двадцатые годы,
-- Пельтцнер в Германии, -- имел единственный орган управления -- руль
направления. Это следует признать целесообразным. При наличии поперечного
"V" крыльев, создавая скольжение рулем направления, можно было создавать и
устранять углы крена с угловой скоростью до 10^o в секунду и
управлять направлением полета.
Что касается продольного управления, то полет происходит примерно на
постоянном угле атаки, который планер должен устойчиво удерживать, что
обеспечивается путем правильного выбора центровки и угла установки
стабилизатора (соблюдения продольного "V"). Только в момент посадки
необходимо увеличить угол атаки, что и достигается передвижением пилота
назад. Важнейшим условием продольной устойчивости самолета, как известно,
является способность сопротивляться изменению перегрузки как в случае
действия воздушных течений, так и при выполнении маневра. Критерий
устойчивости по перегрузке довольно прост и заключается в том, что
аэродинамический фокус должен находиться позади центра тяжести.
Примерный расчет для планера Нестерова дает положение аэродинамического
фокуса в точке, лежащей примерно на расстоянии, равном 37% длины хорды от ее
передней кромки (см. рис. 1, точка О). Чтобы получить положение центра
тяжести (точка О' на рис. 1) впереди фокуса у планера рассматриваемой схемы,
летчик должен расположиться в довольно переднем положении -- почти у
переднего лонжерона. Чтобы повысить запас устойчивости у балансирного
планера, нужно было бы принять такую схему, в которой летчик мог несколько
больше выдвинуться вперед; например, придать крыльям небольшую
стреловидность или сдвинуть верхнее крыло назад, применив обратный вынос,
или лучше сделать прямой вынос, как это часто делалось у бипланов, т. е.
значительно выдвинуть верхнее крыло вперед, и расположить летчика впереди
переднего лонжерона нижнего крыла.
Может быть, и не стоило бы останавливаться на полете балансирных
планеров: аэродинамически они очень плохи -- скорость снижения велика (2-2,5
м/сек), качество низко и управление несовершенно. Балансирные планеры
сыграли свою, положительную, роль, дав пионерам авиации некоторый опыт.
Однако и прошлое полезно анализировать, а, может быть, простейшие планеры
окажутся интересными и сейчас.
Радикальное улучшение летных характеристик планеров началось уже после
окончания первой мировой войны -- в 1921 -- 1922 гг. -- и в этом деле были
быстро достигнуты замечательные успехи. В Советском Союзе в 1922 г. был
построен планер К. К. Арцеуловым. По своим формам он напоминал самолет,
размах его крыльев был доведен до 13 м. Значение F можно оценить примерно в
0,5-0,6 м²; отсюда мы получим аэродинамическое качество, равное
13-14; при полетном весе 140 кГ это даст минимальную скорость снижения около
0,7-0,75 м/сек. Столь малая скорость снижения позволила этому планеру под
управлением летчика Л. А. Юнгмейстера совершить парящий полет осенью 1923 г.
продолжительностью более часа.
Развитию планеров весьма способствовало применение теории индуктивного
сопротивления, из которой и вытекают приведенные выше формулы для
аэродинамического качества и скорости снижения. К 1925-1927 гг.
аэродинамическое качество планеров повысилось до 20-25, хотя скорость
снижения уменьшилась сравнительно немного. Для современных планеров
характерны размахи крыльев 16-18 м и даже более, значения F=0,2
м² и даже менее; при этих условиях аэродинамическое качество
будет около 30-35. Однако при больших размахах крыльев значительно
увеличивается вес планеров. При размахе 17 м полетный вес составляет около
350 кГ и скорость снижения будет около 0,55 м/сек.

НА СВОБОДНОМ АЭРОСТАТЕ

П. Н. Нестеров готовился к тому, чтобы стать авиатором -- летать на
самолетах, но путь к самолету шел через аэростат. Свободный -- сферический
-- аэростат появился более чем на 100 лет раньше самолета. Правда, он долго
не находил практического применения, если не считать спортивные и
показательные и очень немногие научные полеты. Во время осады Парижа в 1870
г. аэростаты использовались для связи и для бегства из осажденного Парижа
немногими лицами. Вся беда была в том, что свободный аэростат не имел
своего, самостоятельного, движения, обладая лишь некоторой вертикальной
скоростью. Проблема строительства управляемых аэростатов -- дирижаблей --
была решена только немного раньше, чем проблема создания самолета. Обе они
были решены в результате создания легкого двигателя внутреннего сгорания.
Военное воздухоплавание стало развиваться раньше, чем военная авиация,
и соответственно раньше были созданы военные воздухоплавательные школы. Они
должны были готовить специалистов по военным дирижаблям; подобная офицерская
школа была и в Петербурге; в нее и поступил П. Н. Нестеров. Русское
воздухоплавание развивалось плохо; дирижаблей было мало, эксплуатация их
была трудна и аварии часты. В воздухоплавательной школе давали теоретическую
подготовку, а полетная практика в основном осуществлялась на сферических
аэростатах. П. Н. Нестеров пошел в воздухоплавательную школу потому, что
через нее проходил путь в авиацию; полеты на аэростатах знакомили с
условиями полета вообще; в школе были специалисты и по самолетам.
Следует указать, что в то время термин "воздухоплавание" относился и к
самолетам. Так, замечательный труд Н. Е. Жуковского по аэродинамике,
воздушным винтам и динамике полета носит название "Теоретические основы
воздухоплавания". Аэростатам и дирижаблям в нем уделено небольшое место, но
свойства их описаны очень обстоятельно.
На рис. 2 показана схема свободного аэростата объемом около 1400
м³, который применялся для спортивно-тренировочных целей. Он
состоит из матерчатого прорезиненного баллона 1, покрытого сетью (на схеме
она не показана) с ромбовидными ячейками, имеющими размер сторон около 1 м;
сеть служит для передачи подъемной силы на корзину. Стропы 2 соединяют сеть
с силовым кольцом 3, к которому подвешена корзина 4; в корзине размещается
экипаж и снаряжение. В самой верхней части оболочки помещен тарельчатый
клапан 5 для выпуска газа, который управляется шнуром, идущим в корзину;
цилиндрический открытый снизу отросток 6 служит для выхода газа при его
расширении во избежание разрыва оболочки. Аэростат снабжен разрывной лентой
7, при помощи которой оболочка распарывается для быстрого выпуска газа при
посадке, и мешками с балластом (песком) 8 для облегчения аэростата при
необходимости уменьшить скорость спуска или при переходе на подъем; длинный
канат -- гайдроп -- 9 служит для уменьшения скорости приземления и для
торможения горизонтального движения, вызываемого ветром.
Технические характеристики этого аэростата таковы: подъемная сила при
наполнении оболочки водородом -- около 1400 кГ (на уровне земли), при
наполнении оболочки светильным газом -- около 1000 кГ; веса: оболочка -- 240
кГ, сеть -- 40 кГ, кольцо -- 15 кГ, корзина -- 58 кГ, гайдроп -- 40 кГ,
итого -- вес конструкции около 400 кГ, или 28,5% полного полетного веса при
наполнении оболочки водородом. Вес снаряжения и приборов -- 16 кГ, вес
полезной нагрузки при наполнении оболочки водородом -- около 1000 кГ, при
наполнении оболочки светильным газом -- 580 кГ. В полезную нагрузку входит
балласт, количество которого зависит от заданных высоты и времени полета.
Балласт для аэростата является своеобразным двигателем и топливом; сбрасывая
балласт, мы получаем соответствующую избыточную подъемную силу, которая
совершает работу, поднимая аэростат вверх. Приняв вес экипажа и багажа
равным 350-400 кГ, мы оставим для балласта 600-650 кГ.

Рис 2 Схема свободного аэростата объемом 1400 м³:
1 -- прорезиненный баллон; 2 -- стропы; 3 -- силовое кольцо; 4 --
корзина, 5 -- клапан; 6 -- цилиндрический отросток; 7 -- разрывная лента; 8
-- мешки с балластом; 9 -- гайдроп.
Интересно, что весовая сводка для данного аэростата очень близка к
таковой для четырехместного спортивного самолета с двигателем мощностью
около 250 л. с.; конструкция такого самолета будет весить около 400 кГ,
двигатель и топливо -- 500-600 кГ и полезная нагрузка -- 400 кГ.
Управление свободным аэростатом сравнительно несложное. Средствами
управления являются клапан в куполе оболочки для выпуска порций газа с целью
уменьшения подъемной силы и балластные мешки в корзине, служащие для
облегчения аэростата. Таким образом, аэростат управляется только путем
изменения разности между подъемной силой и весом: чтобы преобладала
подъемная сила, нужно уменьшить вес, сбросив некоторое количество балласта;
чтобы преобладал вес, нужно выпустить порцию газа, приоткрыв клапан на
несколько секунд.
Сферический аэростат неустойчив в отношении высоты полета при
нормальном состоянии тропосферы. Взлет происходит при некотором избытке
подъемной силы. Если оболочка была не полностью занята газом (водородом или
светильным газом), то по мере подъема подъемная сила остается неизменной,
так как хотя плотность газа убывает, но его объем соответственно
увеличивается. Когда же газ целиком заполнит оболочку, дальнейший подъем
вызовет истечение газа из нижнего отверстия -- аппендикса, и подъемная сила
станет уменьшаться.
На некоторой высоте наступит равновесие между подъемной силой и весом,
но это равновесие неустойчиво. Если подъемная сила окажется мала, аэростат
пойдет вниз и равновесие не восстановится, пока недостаток подъемной силы не
будет компенсирован сбрасыванием балласта. Если балласта выброшено больше
чем нужно, аэростат будет подниматься до остановки, за которой опять
последует снижение. Потеря газа происходит вследствие пропускания газа
оболочкой; причиной изменения подъемной силы может быть нагревание газа
солнцем. В случае инверсии температуры, т. е. повышения ее с высотой,
устойчивость аэростата улучшается.
Время полета аэростата зависит от запаса балласта и интенсивности его
расходования. У неопытного пилота амплитуда изменений высоты будет большая и
расход балласта повышенный; опытный пилот как бы предугадывает предстоящее
движение и предотвращает нарушения высоты. С другой стороны, нужно уметь
использовать атмосферные условия и, в первую очередь, направление ветра,
которое может меняться с высотой. У дирижабля оболочка сохраняет постоянство
объема в результате подкачки воздуха в специальный воздушный мешок --
баллонет -- и поддержания некоторого избыточного давления. В этих условиях
высота полета устойчива, но зато возможности изменения высоты ограничены.
Полет на свободном аэростате спокоен и приятен. Единственной опасностью
в полете являются грозовые разряды, от которых может загореться газ или
произойти разрыв оболочки. Трудности возникают в основном при посадке.
Прежде всего, посадка может произойти в неудобном месте -- аэростат может
сесть на лес, болото, в воду. Наличие запаса балласта позволяет в таких
случаях подняться вновь и искать более удобного места для посадки. Если
аэростат быстро снижается, а запас балласта мал, то посадка произойдет с
ударом, для смягчения которого служит гайдроп, т. е. тяжелый канат,
свисающий вниз и дающий эффект облегчения. Наиболее опасна посадка при
сильном ветре и наличии в районе посадки деревьев, строений и, особенно,
высоковольтных линий. Во время посадки при сильном ветре стараются возможно
скорее выпустить газ на небольшой высоте, для чего служит специальное
разрывное приспособление.
Воздухоплавательный спорт, который одно время был достаточно широко
развит, теперь почти прекратил свое существование. Причин для этого много,
но основная причина заключается в возросшей опасности столкновения с
самолетами и в обилии высоковольтных линий. Как известно, в последние годы
свободные аэростаты были усовершенствованы применением легких и
непроницаемых для газа оболочек из пластмасс и применением автоматических
устройств для обеспечения устойчивости полета. Еще раньше в Советском Союзе
были разработаны герметические кабины, обеспечивающие полет на очень больших
высотах.
П. Н. Нестеров совершил несколько полетов на свободном аэростате. Один
из полетов был довольно длительный -- за 13 час было пройдено около 800 км.

НА УЧЕБНОМ САМОЛЕТЕ

Занимаясь в воздухоплавательной школе, П. Н. Нестеров стремился перейти
к полетам на самолетах. Сначала он получил разрешение заниматься в
авиационном отделе школы, а затем перешел окончательно в это отделение для
обучения полетам.
В те годы для обучения полетам применялись два типа самолетов:
двухместный биплан "Фарман-4" и одноместный моноплан "Блерио-XI". В период
1909-- 1912 гг. это были два самых популярных самолета. В соответствии с
этим существовали и две методики обучения: школа Блерио и школа Фармана. В
России применялась в основном методика Фармана. Остановимся подробнее на
самолете "Фарман-4", на котором учился летать П. Н. Нестеров.
По своему внешнему виду "Фарман-4" очень напоминал уже описанные
балансирные планеры, но он был больше по размеру, имел толкающую
винтомоторную группу с ротативным двигателем "Гном" мощностью 50 л. с. и
шасси с колесами и полозьями. На первый взгляд самолет казался весьма
несуразным и неаэродинамичным. Из поверочного расчета этого самолета было
получено его максимальное аэродинамическое качество, равное со 4,5; но это
значение К соответствует большому значению Сy, а полеты выполнялись при
качестве, равном 3,5-4,0.
Несмотря на свое аэродинамическое и конструктивное несовершенство, в
1910-- 1911 гг. самолет "Фарман-4" имел большое распространение и его
конструкции подражали очень многие конструкторы в Германии, Англии, России и
других странах. Конечно, увлечение самолетом "Фарман-4" было
кратковременным, но широко распространенным. Этот самолет видели жители
многих городов России при полетах С. И. Уточкина, М. Н. Ефимова и других, на
"четверке" начинали свою летную деятельность первые русские военные летчики
Л. М. Мациевич, Е. В. Руднев и многие другие.
Первый летательный аппарат, который пришлось увидеть автору в 1911 г.,
был "Фарман-4" под управлением С. И. Уточкина на московском беговом
ипподроме. Летом 1917 г. автор, будучи учащимся средней школы, подружился с
группой солдат -- учеников-летчиков московской авиашколы, которые обучались
на самолете "Фарман-4" почти без всякого наблюдения со стороны инструкторов,
сами обслуживали и ремонтировали этот летательный аппарат.
Самолет характеризуется рядом показателей. Подобно тому, как
грузоподъемность корабля определяется его водоизмещением, грузоподъемность
аэростата -- его газовым объемом, самолет, прежде всего, характеризуется
максимальной величиной подъемной силы, обеспеченной энергетически. Каждый
летательный аппарат, в котором используется энергетический принцип полета,
расходует мощность своего двигателя и способен некоторое время, определяемое
запасом топлива, развивать некоторую максимальную подъемную силу
Y_max. He нужно смешивать рассматриваемую подъемную силу с ее
предельной величиной, которая может быть получена при быстром увеличении
угла атаки и величина которой ограничивается прочностью конструкции.
Следует указать, что для планера, не имеющего двигателя, тоже можно
рассматривать длительно действующую подъемную силу, если исходить из
определенной допустимой скорости снижения при выполнении спирального спуска.
Тогда мы тоже будем иметь некоторую исходную мощность, равную произведению
веса планера на скорость снижения.
Максимальная подъемная сила самолета равна максимальной величине
произведения силы тяги на аэродинамическое качество (Р K)_mах.
Определение Р К осложняется тем, что сила тяги зависит от скорости V, а
аэродинамическое качество -- от угла атаки, который в свою очередь будет
определяться как скоростью, так и величиной Y. Подставив соответствующие
выражения для Р и V

и приняв аналитическое выражение для поляры

мы можем определить Y и затем отыскать его максимальное выражение.
Однако часть работы мы уже проделали при нахождении скорости снижения
для планера. Умножая скорость снижения на вес, получим мощность, которая
потребовалась бы для горизонтального полета. Подставляя вес, равный
максимальной подъемной силе, мы получим максимальную полезную мощность:

Это выражение можно несколько видоизменить, подставив
K_mах=0,785 l/F^1/2:

Учитывая, что режим полета будет несколько отличаться от
наивыгоднейшего, что на пониженной скорости и коэффициент полезного действия
будет уменьшен, а при винте фиксированного шага снизятся обороты двигателя и
несколько упадет мощность, в итоге получим:

Из этих выражений можно сделать очень важные выводы о свойствах
самолетов: при данной величине вредной площади F подъемная сила, которую
может развивать самолет, зависит в наибольшей -- первой -- степени от
величины размаха крыльев; от мощности двигателей она зависит слабее -- в
степени 2/3; увеличение вредной площади влияет на подъемную силу очень слабо
-- в степени 1/6. Так, например, при увеличении F в два раза подъемная сила
окажется уменьшенной только на 12%.
Если рассматривать самолеты, подобные по форме, то подъемная сила будет
определяться произведением мощности на размах крыльев. При поднятии на
высоту подъемная сила будет убывать пропорционально корню кубичному из
изменения плотности воздуха и, кроме того, соответственно изменению мощности
двигателей с высотой в степени 2/3. Зная величины максимальной подъемной
силы на разных высотах, мы легко можем определить высоты потолков при
различных полетных весах.
Полет на самолете будет надежен только при наличии возможности
маневрирования. Иными словами, полетный вес должен быть существенно меньше,
чем величина максимальной подъемной силы. Изучение характеристик самолетов
показало, что при полете на малой высоте вес самолета не должен превосходить
60-65% максимальной подъемной силы, однако, даже у маломаневренных самолетов
вес, как правило, не превышает 50-55% максимальной подъемной силы на малой
высоте. В дальнейшем при рассмотрении характеристик летательных аппаратов мы
будем прежде всего определять максимальную подъемную силу, пользуясь
приведенными приближенными формулами, или производить более точный расчет с
помощью метода, который будет изложен далее.

Рис. 3. Схема учебного самолета "Фарман-4" (1909 г) с ротативным
двигателем "Гном" мощностью 50 л. с. Размах крыльев 10,5 м; площадь крыльев
42 м²; вес пустого самолета около 350 кГ; полетный вес с одним
летчиком 500 кГ.
Перейдем к рассмотрению характеристик и свойств самолета "Фарман-4".
Как видно из схемы, приведенной на рис. 3, это биплан с прямоугольными
крыльями, многочисленными стойками и растяжками. Двигатель толкающий, т. е.
расположенный позади крыльев и позади центра тяжести. Хвостовое оперение
тоже бипланное и соединено с коробкой крыльев деревянной фермой с
проволочными растяжками. На хвостовом оперении находятся задний руль высоты
и два руля направления. Спереди на небольшой ферме установлен передний руль
высоты. Оба руля -- задний и передний -- отклоняются одновременно, но,
естественно, в разные стороны. Интересно, что у ранних вариантов самолета
был только передний руль, затем был добавлен и задний, а еще позже передний
руль вместе с фермой был убран. Элероны имеются на обоих крыльях, но
управление ими сделано упрощенное и они могут отклоняться только вниз.
В центральной части самолета установлена грузовая рама в виде двух
брусков, соединенных поперечинами. В задней части рамы установлен двигатель,
а в передней -- два сиденья, ручка управления и ножная педаль; ручка
помещена не в центре, как обычно, а справа. Летчик и пассажир сидят
совершенно открыто в воздушном потоке. Управление двигателем производится
при помощи крана подачи бензина и "контакта" -- включателя зажигания.
Ротативный двигатель "Гном" имел очень широкое распространение в период
1909-- 1914 гг. Его устройство интересно тем, что коленчатый вал закреплен,
а цилиндры, расположенные звездообразно, вращаются вместе с картером. Винт
прикрепляется к картеру. Устройство двигателя очень просто, вес его
небольшой: двигатель мощностью 50 л. с. весил 76 кГ. Экономичность двигателя
была низкая и надежность его невысокая, однако, при умелом уходе он работал
достаточно надежно. П. Н. Нестерову пришлось летать только на самолетах с
ротативными двигателями и даже совершать на них довольно длительные
перелеты.
Учитывая бипланную схему, мы можем получить эквивалентный размах

Величину F можно найти по известной нам максимальной скорости самолета,
равной 65 км/час, или 18 м/сек; приравнивая выражения для тяги 75Nh/V и сил
сопротивления, мы получим значение F:

для h=0,75 и G=500 кГ получим F=4,5-5 м².
Теперь найдем максимальное аэродинамическое качество
K_mах=0,78l_э/F^1/2=4,2 и скорость полета на
максимальном качестве
или 47 км/час.
Важно посмотреть, какому значению Cу это соответствует. Значение Cу
равно удельной нагрузке на крыло, деленной на скоростной напор:

Интересно, что в это выражение не входит размах крыльев. Для самолета
"Фарман-4" мы получим Cу_н=1,1; это довольно большое значение Cу,
близкое к предельному; для полета на минимальной мощности мы получили бы
Cу_э=1.73Cу_н=1,9 -- что явно выше максимального
значения. Из этого мы можем сделать вывод, что увеличение ширины крыльев
позволило бы увеличить максимальную подъемную силу.
Определяя Y_mах, мы должны исходить из условия полета при
максимальном качестве, а не на экономичном режиме. Учитывая приближенно, что
на пониженной скорости будет уменьшен коэффициент полезного действия винта и
уменьшена мощность двигателя из-за уменьшения числа оборотов двигателя, мы
примем h=0,7 и N=47 л. с.; тогда получим:

При полетном весе, равном 500 кГ, запас подъемной силы будет равен
n_у=Y_н/G=1,4-1,45. Это довольно малый запас, но для
полета на малых высотах с ограниченным маневрированием достаточный. При
полете с пассажиром полетный вес будет равен приблизительно 580 кГ и
n_y=1,25. Это уже очень малый запас, и подобные полеты, в том
числе, и учебные, производились на малых высотах в хорошую погоду. В 1910 г.
летчик Е. В. Руднев совершил перелет с пассажиром из Петербурга в Гатчину
дальностью около 65 км. Этот перелет происходил в условиях пониженной
температуры, когда мощность двигателя увеличилась примерно на 4% и плотность
воздуха -- на 7-8%; это дает увеличение Y на 5% и тогда Y_mах=760
кГ.
При неработающем двигателе воздушный винт дает значительное
дополнительное сопротивление, особенно, если он вращается; значение F в этом
случае равно примерно 5,5 м² и аэродинамическое качество около
3,9 при Су=1,3. Спуск нужно производить с запасом скорости, когда Су будет
не более 0,8 и аэродинамическое качество окажется равным примерно 3,5. Это
будет соответствовать довольно крутому планированию под углом
16,5^о при скорости 15,5 м/сек и при скорости снижения 4,5 м/сек.
Низкое аэродинамическое качество при малой скорости полета вызывает
очень неблагоприятные явления при внезапном уменьшении тяги. Допустим, что
самолет летит горизонтально и тяга равна силе сопротивления. К высоте полета
h прибавим кинетическую высоту h_к=V²/2g и получим
энергетическую высоту h_э=h+h_к. В случае остановки
двигателя начнется падение уровня энергии по условию Dh_э=-Ds/K, и
линия уровня энергии резко переломится. Траектория полета будет изменяться
более плавно. Выражение для подъемной силы можно дать через кинетическую
высоту Y= С_уrgh_к
Из рис. 4 легко видеть, что сразу же после остановки двигателя начнется
резкое уменьшение h_э примерно по условию

Если в исходном полете V=18 м/сек, h_к=16,6 м, то через 2 сек
после остановки двигателя самолет пройдет путь около 30 м и уровень энергии
понизится на 9 м. За это время самолет не успеет существенно уменьшить
высоту и потому величина h_к окажется уменьшенной почти в два
раза, а вместе с ней и подъемная сила. Самолет окажется в условии
возмущенного движения по отношению к траектории планирования, опишет
некоторую волнообразную траекторию и через некоторое время может войти в
режим планирования с постоянной скоростью.

Рис. 4. Схема полета самолета "Фарман-4" при остановке двигателя
Важно обратить внимание, сколь быстро произошла потеря скорости. Если
летчик инстинктивно попытается удержать самолет от "проваливания", скорость
упадет еще более резко; гораздо лучше было бы энергично уменьшить подъемную
силу быстрым наклонением самолета вниз, и еще лучше, если бы самолет сам, в
силу своей устойчивости, автоматически уменьшил угол тангажа.
К сожалению, самолет "Фарман-4" вследствие очень задней центровки не
имел такой тенденции и, если летчик не наклонял его с помощью руля высоты
довольно круто вниз, он оставался примерно в исходном горизонтальном
положении. Почти все аварии этого самолета происходили в результате перехода
его в парашютирование в случае внезапной остановки двигателя или при вялом
переводе самолета на планирование.
Автору приходилось не раз наблюдать эти явления и видеть много
фотографий аварий самолета "Фарман-4" в результате потери скорости и
перехода в парашютирование. К счастью, благодаря малой удельной нагрузке на
крыло и некоторым особенностям аэродинамики при парашютировании самолет
снижался довольно медленно, с небольшим углом крена. Самолет в этом случае
почти не разбивался, а летчик вообще не страдал при ударе.
На рис. 5 показаны основные летные характеристики, полученные из
поверочного аэродинамического расчета самолета "Фарман-4" для веса 500 кГ.
Потолок самолета, оказался несколько менее 2000 м.

Рис 5. Основные летные характеристики самолета "Фарман-4" по
поверочному расчету
Остановимся еще на этом самолете как на учебном. В 1909-- 1910 гг.
системы обучения еще не было разработано. Естественно, что конструкторы
первых самолетов учились летать самоучкой, начиная с рулений и подлетов по
прямой; повороты тоже вначале делали без крена. Затем стали складываться две
системы обучения. Одна -- система Блерио, по которой ученик начинал
самостоятельно рулить на специальном самолете, вообще не способном взлететь.
Затем он переходил на другой одноместный самолет, который мог подлетывать, и
так постепенно осваивал пилотирование. Бывали примеры, когда человек, купив
самолет, сразу на нем вылетал; так, например, было с известным летчиком С.
И. Уточкиным, однако, он был разносторонним спортсменом.
У самолета "Фарман-4" два сиденья были расположены друг за другом в
передней части рамы, которая свешивалась перед крылом; ножная педаль
предназначалась для сидящего впереди летчика. Ручка управления была
расположена справа так, что за нее летчик держался только правой рукой, а
пассажир тоже мог до нее дотянуться. Ноги пассажира просто свешивались с
крыла, а левой рукой он придерживался за стойку.
Управление двигателем состояло из выключателя зажигания -- "контакта" и
крана подачи бензина. Работа двигателя контролировалась "на слух", и только
для контроля работы поршневого масляного насоса имелся "стаканчик", т. е.
стеклянный пузырек, в котором уровень масла колебался 84 раза в минуту при
вращении двигателя с угловой скоростью 1200 об/мин. Считая пульсации масла,
можно было примерно установить число оборотов двигателя. Для контроля высоты
летчик привязывал к ноге высотомер.
Взлет самолета происходил следующим образом: 6-8 человек держали
самолет, а техник пролезал в хвостовую ферму и, убедившись, что контакт
выключен (спросив об этом летчика), проворачивал винт и ставил его на
компрессию. Затем он командовал: "Контакт!" -- и рывком проворачивал винт, а
летчик в это время включал зажигание. Если двигатель не заработал, все
начиналось сначала; если начинались вспышки, техник быстро убегал, а самолет
держали до тех пор, пока двигатель не разовьет полное число оборотов и
летчик не махнет рукой, чтобы самолет отпустили, и тогда начинался разбег.
Длина разбега у самолета "Фарман-4" была около 60 м и разбег занимал
6,5-7 сек. Описанный порядок взлета применялся на всех самолетах с
ротативными двигателями "Гном", так как они не имели "малого газа" и при
отсутствии поступательного движения быстро перегревались. Ротативные
двигатели "Рон" и "Клерже" могли работать на сравнительно малых оборотах, но
все же быстро перегревались, и потому, как только двигатель начинал
устойчиво работать на полной мощности, летчик давал сигнал отпустить самолет
и начинал разбег.
При обучении на самолете "Фарман-4" вначале ученик сидел сзади и
держался за ручку управления над рукой инструктора. После усвоения техники
управления ручкой ученик делал рулежки для освоения работы рулем
направления, а затем начинал совершать полеты с инструктором, который в этом
случае сидел уже сзади и мог только исправлять движения ученика ручкой.
Через 20-- 30 полетов ученика выпускали в самостоятельный полет.
Следует указать, что тяжелые аварии на самолете "Фарман-4" были редки,
а поломки очень часты. Конструкция самолета состояла из лонжеронов сплошного
прямоугольного сечения, обтекаемых стоек сплошного сечения, проволочных
растяжек, ушковых болтиков и алюминиевых стаканчиков, в которые вставлялись
концы стоек. Поэтому ремонт самолета был очень прост, и только регулировка
натяжения "паутины" растяжек требовала опыта и времени.
Для получения диплома на звание пилота-авиатора требовалось выполнить
два полета: в одном из них совершить 10 восьмерок, а в другом -- после
получасового полета на высоте 100 м -- совершить посадку планирующим
спуском.
Остановимся на некоторых вопросах устойчивости самолета "Фарман-4".
Центр тяжести самолета, по грубым расчетам, был расположен на расстоянии,
равном 45-50% длины хорды, от ее передней кромки. Фокус крыла лежал на
расстоянии, равном 25% длины его хорды; хвостовое оперение, большое по
площади (23% площади крыла) и с большим плечом, относительно мало смещает
фокус назад из-за небольшой величины его удлинения и сильного действия скоса
потока от крыла. Передний руль высоты, несмотря на меньшую его площадь и
меньшее плечо, благодаря более значительному удлинению и отсутствию влияния
скоса потока от крыла почти полностью нейтрализует смещение фокуса от
оперения, и в итоге фокус самолета находился примерно на расстоянии, равном
27-28% длины хорды, от ее передней кромки. Таким образом, при центровке
45-50% самолет должен быть сильно неустойчивым по углу атаки
(x_о/b=-0,2). Однако, как известно, устойчивость по перегрузке
зависит не только от отношения x_о/b, но и от эффекта
демпфирования, который для самолетов, подобных самолету "Фарман-4", очень
велик. И действительно, жалоб на неустойчивость самолета не было, хотя о
полете с брошенной ручкой в то время и не помышляли. Жаловались на то, что у
самолета происходит "провисание хвоста" при посадке. Это значит, что при
увеличении угла атаки хвост имеет стремление опускаться, и это нужно
парировать передвижением ручки "от себя". Это и есть типичное проявление
задней центровки, когда балансировочная диаграмма по отклонению руля имеет
обратный ход.
В журнале "Воздухоплаватель" того времени была помещена статья, в
которой указывалось на вредные последствия забрызгивания хвостовых
поверхностей перегорелым маслом, которое обильно вылетало из ротативного
двигателя, и вместе с грязью значительно утяжеляло хвост и усиливало
"провисание хвоста". Хотя самолет "Фарман-4" и служил в качестве учебного
почти 7 лет, он мало соответствовал требованиям, предъявляемым к учебному
самолету. При полете даже в небольшую "болтанку" требовались отклонения
рулей, близкие к предельным. Элероны, которые отклонялись только вниз, имели
слабую эффективность; крутое планирование при задней центровке затрудняло
посадку с большой высоты. Наконец, у самолета очень сильно проявлялся
гироскопический эффект вращения винта и двигателя -- при вираже влево
самолет "клевал", а при вираже вправо -- резко кабрировал, что требовало
энергичной работы рулем высоты.
Интересно отметить, что на некоторых самолетах "Фарман-4" просто
отбрасывали передний руль высоты; от этого центр тяжести немного сдвигался
назад, но зато фокус самолета сдвигался назад значительно больше, и
нейтральная центровка оказывалась равной 39-40%. В защиту переднего руля
высоты приводили тот довод, что он служит ориентиром при управлении
самолетом и что в полете он должен быть параллельным линии горизонта и
немного выше его. Известный инструктор московской военной авиационной школы
А. Я. Докучаев, выбросив передний руль высоты, поставил впереди для
ориентировки легкую рамку.
П. Н. Нестеров прошел через опыт полетов на самолете "Фарман-4"; у него
сложилось, несомненно, весьма неблагоприятное впечатление о средствах
управления этим самолетом и о его возможностях маневрирования.

НА ВОЕННОМ САМОЛЕТЕ "НЬЮПОР-4"

Закончив обучение на самолете "Фарман-4", П. Н. Нестеров был направлен
в Варшавскую авиационную школу для переучивания на монопланах "Ньюпор-4",
которые в 1912 г. вместе с самолетами "Фарман-16", состояли на вооружении
русской военной авиации. В авиационной литературе того времени можно было
найти много высказываний на тему: "Моноплан или биплан?" Соревнование
моноплана и биплана продолжалось до 1930-- 1935 гг. и закончилось
окончательной победой моноплана.
В период 1909-- 1913 гг. опыт самолетостроения показывал, что монопланы
получаются несколько более быстроходными, а бипланы -- более
грузоподъемными. Это определялось тем, что бипланную расчалочную ферму можно
было сделать со значительно большим размахом, чем расчалочную монопланную.
Наиболее убедительно это было продемонстрировано на самолете "Илья Муромец",
который имел размах 37 м. Сделать моноплан с таким размахом в те времена не
представлялось возможным.
С началом первой мировой войны 1914-1918 гг. расчалочные монопланы были
почти совсем изъяты из авиации как совершенно неудовлетворительные по
обзору. Оставался только один моноплан -- Моран "Парасоль" (т. е. "Зонт"), у
которого расчалочное крыло было поднято над фюзеляжем и благодаря этому был
получен прекрасный обзор вниз. Казалось, что в отношении обзора была лучше
схема с толкающим винтом, когда экипаж размещался в гондоле, расположенной в
самой передней части самолета. Таковы были самолеты "Фарман-16", -22, -27 и
-30 и Вуазен L.A.S, которые состояли на вооружении русской авиации вплоть до
гражданской войны.
Однако "толкающие" бипланы были хуже в аэродинамическом отношении, и их
задняя полусфера оставалась незащищенной от атак истребителей противника.
Встретив противника в воздухе, эти самолеты были вынуждены переходить на
крутые виражи, стараясь повернуться к нему носом, и это иногда удавалось.
Наибольшее развитие получили "тянущие" фюзеляжные бипланы, у которых
гармонично сочетались конструктивные преимущества с удовлетворительным
обзором земли и воздуха и была обеспечена защита передней и задней полусфер.
Маленькие фюзеляжные бипланы оказались аэродинамически и в весовом отношении
более выгодными, чем расчалочные монопланы типа "Ньюпор-4" или "Моран-G", о
которых мы еще расскажем далее. С улучшением аэродинамики и переходом к
свободнонесущим конструкциям весовые преимущества бипланов были утрачены.
При больших размахах крыльев свободнонесущий моноплан оказался более легким.
Возможность уменьшить ширину крыла, снабженного посадочной
механизацией, и опустить свободнонесущее крыло вниз дала преимущества малым
монопланам-истребителям. Эта схема являлась основной в период второй мировой
войны. Интересно, что с переходом на реактивные двигатели опять стала
применяться "толкающая" схема, но она логично увязывалась с хорошей
аэродинамической схемой. Один из недостатков толкающей схемы остался -- это
сложность обеспечения удовлетворительной центровки самолета, так как вес
двигателя в этом случае нужно компенсировать другими весами, выдвинутыми
далеко вперед, и самолеты стали длинноносыми. При тянущей схеме, когда
двигатель находится впереди, топливо и грузы удобно размещаются в районе
центра тяжести самолета.
После такого отступления мы вновь вернемся к временам П. Н. Нестерова,
когда расчалочный моноплан привлекал летчиков своей скоростью и
маневренностью. Опишем сначала самолет "Ньюпор-4", на котором П. Н.
Нестерову удалось достигнуть замечательных результатов по осуществлению
высшего пилотажа, и затем -- "Моран-G", на который П. Н. Нестеров перешел в
1914 г. и, летая на котором, он погиб в воздушном бою.
Самолет "Ньюпор-4" был французской конструкции; он был закуплен русским
военным ведомством во Франции в 1911-- 1912 гг. и строился на русских
заводах вплоть до конца 1915 г. В печати того времени можно найти упреки в
адрес военного ведомства за неудачный выбор этого типа самолета. С этим
нельзя в полной мере согласиться; конструкции в тот период так быстро
менялись, что через один-два года они уже устаревали.
В 1911 г. самолет "Ньюпор-4" был, несомненно, передовым по своей
аэродинамике и летным характеристикам и, безусловно, превосходил широко
распространенные самолеты того времени -- моноплан "Блерио-11" и биплан
"Фарман-4". Однако в 1913 г. самолет "Ньюпор-4" уже устарел и его пора было
заменять, но это не было сделано, пока начавшаяся в 1914 г. война не выявила
его полную непригодность для каких-либо военных целей. Но положительные
качества самолета проявились в дальних перелетах; в перелете Севастополь --
Петербург в 1912 г., осуществленном летчиками В. В. Дыбовским и Д. Г.
Андреади, и в перелете по маршруту Киев-- Гатчина, осуществленном П. Н.
Нестеровым в 1914 г. всего за один день. Запас мощности и высокая прочность
самолета "Ньюпор-4" позволили П. Н. Нестерову выполнять глубокие виражи и
петлю, что являлось серьезным испытанием для самолета.

Рис. 6. Самолет "Ньюпор-4" (1911 г.) с ротативным двигателем "Гном"
мощностью 70 л. с. Площадь крыльев с подфюзеляжной частью 21,5
м²; вес пустого самолета около 450 кГ; полетный вес с одним
летчиком 600 кГ.
Крупным недостатком самолета-моноплана "Ньюпор-4" был очень плохой
обзор земли, что было общим недостатком монопланов того времени. Как видно
из схемы самолета (рис. 6), голова летчика находилась невысоко над серединой
крыла (ширина крыла 2,5 м). Другим недостатком, тоже общим для монопланов
того времени, было тяжелое поперечное управление, осуществлявшееся путем
искривления крыльев. Для этой цели тросы идущие к переднему лонжерону, были
закреплены жестко, а тросы, идущие от заднего лонжерона, соединялись через
рычажки или ролики и могли перемещаться так, что, если конец левого заднего
лонжерона опускался, конец противоположного лонжерона поднимался. То, что
управление было тяжелым, объяснялось не только деформированием конструкции
при перекашивании крыла, но главным образом тем, что ось, относительно
которой поворачивалось крыло, находилась на расстоянии, равном
приблизительно 10% длины хорды, от передней кромки, а сама хорда имела длину
около 2 м. В итоге аэродинамические шарнирные моменты были велики. Переход
на элероны у монопланов произошел значительно позже. Для облегчения
управления фирма "Ньюпор" применила такую систему управления, при которой
искривление крыльев для управления креном выполнялось ножными педалями, а
рулем направления управляли посредством боковых движений ручки. Такое
управление не получило распространения, но оно затрудняло переход на этот
самолет с самолетов других типов или с него на другие. Во всяком случае,
подобная система управления считалась одним из основных минусов самолета.
Рассматривая схему самолета, мы можем констатировать, что она напоминает
схемы многих других самолетов, которые строились значительно позже и
отличались от нее только некоторыми деталями. Самолет имел трапециевидное
крыло умеренного сужения с удлинением около 5; киль отсутствовал, что
являлось обычным для того времени; руль высоты был относительно невелик.
Самолет мог бы иметь довольно высокое аэродинамическое качество, если
бы его не ухудшали некоторые детали: довольно грубая носовая часть, с малым
развитием выпуклых поверхностей, нужных для возникновения разрежений;
большая длина тросовых расчалок и сложное шасси, когда в силовую систему
входили передняя и задняя пары подкосов, а средняя пара служила только для
шасси. Для амортизации служила обычная рессора, стоявшая поперек потока и
совершенно не обтекаемая. При эффективном удлинении, равном приблизительно
4,6, и Сх₀=0,1 аэродинамическое качество самолета было равно
примерно 6. Нужно сказать, что по сравнению с самолетами того времени это
было приличное качество, обеспечивающее достаточно пологий спуск при
планировании и простой переход от моторного полета к планированию.
Интересно, что профиль крыла был S-образный, т. е. с перегибом средней
линии и примерно постоянным положением центра давления. На других самолетах
обычными были профили с очень большой кривизной средней линии. В то время
некоторые специалисты полагали, что постоянство центра давления улучшает
продольную устойчивость. На самом деле это приводило только к некоторым
прочностным преимуществам и к существенному ухудшению несущей способности
крыла при больших углах атаки. Этим, может быть, объясняются имевшие место
катастрофы в результате сваливания на крыло. Центровка самолета неизвестна,
но нужно думать, что она была не более 40%, что для того времени можно
считать довольно передней центровкой. Нейтральная центровка с зажатым рулем
и без учета эффекта демпфирования составляла 42-44%. Самолет был,
несомненно, устойчив по перегрузке и, вероятно, по скорости. Для того
времени это было редким положительным качеством.
Автору приходилось наблюдать полеты на самолетах "Ньюпор-4" в 1914--
1915 гг. Полет выглядел спокойным и плавным, только при рулении самолет
сильно раскачивался из-за малой базы колес и мягкости рессоры. При
ознакомлении с конструкцией самолета сложилось впечатление, что лонжероны и
тросовые расчалки имели большой запас прочности, хотя прочность, видимо,
вообще не проверялась при статических испытаниях, как не проверялась и
центровка.
Из сказанного выше следует, что по устойчивости и прочности самолет
подходил для выполнения высшего пилотажа. Катастрофы с самолетом происходили
в основном в результате сваливания на крыло при потере скорости. Это можно
объяснить в известной мере свойством профиля крыла -- с резким срывом
обтекания. Одна катастрофа произошла при крутом спуске по прямой линии, из
которого летчик, видимо, не смог вывести самолет и врезался в землю. Этот
случай объясняли потерей жесткости фюзеляжа после грубых посадок в сочетании
с малой эффективностью руля высоты. Известен случай поломки крыльев самолета
при резком выравнивании во время посадки, когда поломались подкосы шасси, к
которым крепились несущие расчалки. Видимо, в данном случае имел место
производственный дефект или же было повреждено шасси при грубых посадках.
Автор был свидетелем катастрофы самолета, при которой погиб летчик С.
В. Гулевич осенью 1915 г. На высоте более 1000 м самолет вдруг начал быстро
вращаться вокруг продольной оси и, продолжая вращаться, в состоянии
пикирования дошел до земли и разбился. В то время о штопоре знали мало и
умышленного штопора не делали. По характеру движения причину катастрофы
можно было приписать невыходу из штопора.
Однако некоторые обстоятельства говорят против этой версии. Во-первых,
как это запомнил автор, фюзеляж самолета был в вертикальном положении, чего
не бывает при штопоре, когда наклон фюзеляжа по отношению к вертикали
составляет не менее 20^о. Самолет был разрушен очень сильно, чего
не бывает при штопоре самолета с малой удельной нагрузкой на крыло.
Наконец, в некрологе, посвященном С. В. Гулевичу, проф. Н. Е. Жуковский
указывает, что ножная педаль, при помощи которой производилось управление
креном, была отъединена от трубы управления. Это могло произойти и при
ударе, но если это имело место в полете в результате выпадения
соединительного болтика, все происшедшее будет вполне объяснимо.
В самом деле, если у самолета произойдет разъединение управления
элеронами, они займут нейтральное положение, так как шарнирный момент их
значительно сильнее зависит от угла отклонения, чем от изменения угла атаки
крыла. Другое дело -- перекашивание крыльев, когда степень зависимости
шарнирных моментов от угла перекашивания и от изменения угла атаки при
движении крена одинакова, и после перекашивания крылья так и остаются в
приданном им положении, а самолет, начав вращение, продолжает его. При
невозможности остановить вращение самолет неизбежно будет двигаться по
вертикали, так как подъемная сила будет поворачиваться вместе с крылом.
Перейдем к рассмотрению летных характеристик самолета. Основной
характеристикой является запас подъемной силы, т. е. отношение максимальной
подъемной силы к весу. Подъемную силу определим по формуле

При максимальном аэродинамическом качестве К_mах=6, N=70 л.
с. и размахе крыльев l=10,6 м получим максимальную подъемную силу

При нормальном полетном весе, равном 680 кГ, Y_max/G=1,47;
при весе, равном 600 кГ, который, вероятно, близок к весу, имевшему место
при выполнении петли П. Н. Нестеровым, Y_max/G=1,67; для пустого
веса самолета G₀=450 кГ величина
Y_max/G₀=2,2. Более простыми характеристиками служат
величины, применяемые для статистики:

По полученным значениям можно сделать такие выводы: по запасу подъемной
силы самолет может быть отнесен к категории средненагруженных,
маломаневренных самолетов. Значение K_G=8,3 близко к таковому для
современных винтовых самолетов; значение K_Go=5,5 несколько велико
и говорит о некотором перетяжелении конструкции. При весе 600 кГ величина
Y_max/G=n_у=1,67 позволяет маневрировать со средним
значением перегрузки 1,6, например, делать длительные виражи с креном около
50^о. Как известно, П. Н. Нестеров выполнял более крутые виражи;
очевидно, они выполнялись со скольжением, когда наличие нагрузки на боковые
стенки фюзеляжа позволяет увеличить крен, не уменьшая вертикальной
составляющей от подъемной и боковых сил.
На рис. 7, 8 и 9 приведены результаты поверочного аэродинамического
расчета самолета "Ньюпор-4". На рис. 7 дана поляра и зависимость Су от угла
атаки; в нижней части графика дан профиль крыла. На рис. 8 приведены
зависимости мощностей, потребных для преодоления сопротивления, и полезных
мощностей от скорости для высот 0, 1, 2 и 3 км, в условиях горизонтального
полета при полетном весе 600 кГ. По пересечениям кривых получаем значения
максимальных скоростей горизонтального полета; по максимальной разности
мощностей получим избытки мощности DN, по которым затем можем найти
вертикальные скорости V_y=75 DN /G.

Рис. 7. Поляра и профиль крыла самолета "Ньюпор-4":

Рис. 8. График мощностей для самолета "Ньюпор-4": сплошные линии -
потребные мощности; пунктир - располагаемые мощности.
На рис. 9 даны зависимости максимальной скорости V_max от
высоты; вертикальной скорости от высоты при скорости V_наб;
скорости при наборе высоты V_наб и минимальной скорости полета
V_min. Кроме того, на графике приведены зависимости высоты от
времени подъема t при скорости V_наб. Графики даны для полетных
весов 600 и 680 кГ.

Рис. 9. Основные летные характеристики самолета "Ньюпор-4" при полетных
весах 600 и 680 кГ
При более точном расчете мы получили максимальную подъемную силу,
равную 980 кГ, при скорости V=25,8 м/сек (93 км/час). При полетном весе 600
кГ это даст перегрузку n_y=l,63; ее горизонтальную составляющую
n_гор=1,29; центростремительное ускорение j_цс=12,6
м/сек²; отсюда получим радиус виража
r=V²/j_ц.с.=53 м и время совершения полного круга
t=2pr/V=13 сек.
Посмотрим теперь, как должна была выглядеть петля, которую выполнил П.
Н. Нестеров. Расчет петли удобно и наглядно можно выполнить исходя из
энергетических принципов. Величину h_к=V²/2g будем
называть кинетической высотой -- она характеризует кинетическую энергию
летящего самолета; при полете на минимальной скорости получим величину
h_к0=V²_min/2g; для самолета "Ньюпор-4" при
полетном весе 600 кГ, h_к0=18,5 м.
Таким образом, для коэффициента перегрузки n_у получим одно
условие по скорости:

второе условие будет по прочности: n_у< n_{у доп}.
Поскольку мы не знаем действительной прочности самолета, примем n_у
доп=3,5, что достаточно для выполнения петли. В пределах от
n_у=0 до n_у _mах мы можем произвольно
выбирать значения n_у, в зависимости от желаемого характера
траектории; при движении по прямой мы всегда должны брать n_у=соs
q. Для получения минимального радиуса кривизны траектории
n_у=h_к/h_к0, но не более n_{у доп}.
Практически целесообразно выбирать такую перегрузку, при которой
самолет будет обладать аэродинамическим качеством, близким к максимальному;
это будет иметь место при условии С_y²
/pl_э=C_х0. Значение n_{у н} (т. е. при C_у
н) можно представить в виде

где h_к.н -- кинетическая высота горизонтального полета при
максимальном аэродинамическом качестве

Для рассчитываемого случая C_ун=1,15; h_к.н=21,5 м.
Таким образом, при выполнении криволинейного движения следует придерживаться
перегрузок, определяемых условием n_у= h_к/21,5, но не
более 3,5 и не более n_y= h_к/18,5. Имея значение
перегрузки n_у и h_к, мы можем определить радиус
кривизны траектории в вертикальной плоскости:

Это будет первым уравнением для расчета петли. Второе уравнение
позволит рассчитывать значение h_к. Для этой цели мы используем
выражение, связывающее коэффициент продольной перегрузки с изменением уровня
энергии самолета:

Значение n_х может быть раскрыто как функция h_к и
n_у; для Р/G мы подобрали линейную зависимость от h_к,
которая справедлива в нужном диапазоне скоростей P/G=0,28--
0,0016h_к.
Для Q/G получим

Подставив

получим

В итоге, для полета с работающим двигателем будем иметь

При полете с выключенным двигателем мы отбрасываем тягу винта и
добавляем его сопротивление, что дает DC_x0=0,03, и тогда получим

Вообще говоря, можно было бы вместо формул для n_х дать
график. Таким образом, мы имеем два уравнения: одно для радиуса кривизны --
простое, и для уровня энергии -- дифференциальное. Кроме того,
вспомогательные связи: h_э=h+h_к; ds= rdq; dh=ds sinq.
За текущую координату может быть выбран путь s или угол поворота
касательной к траектории q. Производя расчет движения, пользуясь
дифференциальным уравнением, выбираем шаг расчета Ds или Dq; первый -- на
прямолинейных участках, а на криволинейных участках удобнее брать Dq, так
как мы всегда будем знать среднее значение угла q.
Численное интегрирование усложняется необходимостью делать
последовательные приближения или брать очень малые значения шага. Работа
упрощается, если возможна экстраполяция средних значений величин, входящих в
формулы. Приняв некоторый шаг для угла наклона траектории Dq, мы получим
следующие формулы:

В очередном интервале расчета мы знаем q, выбираем n_у и
вынуждены экстраполировать величину h_{к. ср}; если после выполнения
расчета h_{к. ср} окажется иным, мы должны повторить расчет. Чтобы
улучшить экстраполяцию, следует в процессе расчета строить графики
h_э и h пo s и рядом с ними траекторию так, чтобы масштабы были
одинаковы. На рис. 10 и 11 показаны результаты расчета петли для самолета
"Ньюпор-4" применительно к условиям выполнения ее П. Н. Нестеровым.
За исходные условия был взят горизонтальный полет на высоте 900 м при
скорости 90 км/час, что давало h_к= 32 и начальный уровень энергии
932 м. Затем происходил переход в пикирование под углом 60^o,
которое продолжалось до момента достижения самолетом высоты 650 м с
неработающим двигателем. Благодаря действию сопротивления воздуха, которое
непрерывно возрастало, падал и уровень энергии, так что, когда высота стала
равной 650 м, уровень энергии оказался равным 785 м и h_к=135 м,
или скорость ~ 185 км/час. При этой скорости могла бы быть получена
максимальная перегрузка n_у=135/18,5=7,3. Начинать петлю нужно
было достаточно осторожно.
Дальнейший расчет производился то интервалам Dq=30^o. Когда
самолет начинал выходить из пикирования, сопротивление настолько возрастало,
что, несмотря на включение двигателя, уровень энергии продолжал падать, а
кинетическая высота некоторое время оставалась почти постоянной. Когда же
самолет стал описывать первую четверть петли, величина h_к стала
быстро уменьшаться как из-за увеличения h, так и вследствие уменьшения
h_э. Только после прохождения вертикального положения падение
уровня энергии прекратилось, но h_к продолжало падать и дошло до
значения h_к =10, когда максимальная перегрузка могла иметь
величину, равную лишь примерно 0,5. Таким образом, в верхней точке петли
летчика прижимало к сиденью с силой, равной 30-40% от силы веса. Во второй
части петли h_к стало увеличиваться, но не очень сильно, так как
двигатель был опять выключен и уровень энергии стал понижаться.

Рис. 10. Схема расчета петли Нестерова для самолета "Ньюпор-4"
энергетическим методом
По графику, приведенному на рис. 10, можно получить значение
h_к в любой точке петли и затем найти скорость по выражению V=4,4
h_к^1/2. Разделив интервалы пути на средние значения
скорости, можно найти интервалы времени и затем определить время совершения
петли. От начального горизонтального участка до конечного оно оказалось
равным около 10 сек.
На рис. 11 дана общая схема пикирования, петли и последующего
спирального спуска с, креном около 30^о. Сопоставив ее с известной
схемой, составленной самим П. Н. Нестеровым, мы можем увидеть весьма большое
сходство между ними.

Рис. 11. Схема снижения, петли и спирального спуска, полученная путем
расчета применительно к условиям выполнения первой петли П. Н. Нестеровым
Высота петли оказалась равной 90 м, что соответствует диаметру виража с
очень большим углом крена, из чего и исходил П. Н. Нестеров. Только форма
петли оказалась не окружностью, а фигурой, которую можно получить, если
взять проволочное кольцо нужного диаметра и, разрезав его в нижней точке,
сдвинуть концы, как бы затягивая петлю. Тогда в нижней части кривизна
уменьшится, а в верхней увеличится.
При совершении петли основной вопрос заключается в правильном выборе
начальной скорости. Перед началом петли самолет должен иметь запас
кинетической энергии, определяемый высотой h_к.нач. Высота петли
равна утроенному-учетверенному значению h_к.н, соответствующему
горизонтальному полету на наивыгоднейшей скорости,
Dh=D=(3,5-4,0)h_к.н, где h_к.н=0, 82G/(S
C_ун).
Кроме того, при выполнении петли происходит изменение уровня энергии от
действия тяги и лобового сопротивления. Это изменение можно определить
следующим образом. Длина пути полупетли будет равна

Среднее значение перегрузки по пути петли n_у~2,3; угол атаки
находится в районе максимального качества. Тогда снижение уровня энергии за
полупетлю составит

Когда самолет окажется в верхней части петли, должна оставаться
некоторая перегрузка -- не менее n_y=0,3-0,4, для чего необходим
запас кинетической энергии, равный h_к.кон~(0,3-0,4)
h_к.н. В итоге получим

Этот приближенный расчет h_{к. нач} очень близок к тому, что
было получено при выполнении петли. Чем больше P/G, т. е. чем больше
тяговооруженность самолета, тем легче выполнять петлю и тем меньше может
быть начальная скорость. Тяговооруженность самолета, на котором летал П. Н.
Нестеров, была невысока, и перед петлей потребовался основательный разгон
путем пикирования. Мы можем только удивляться тому, насколько правильно
задумал П. Н. Нестеров выполнить петлю -- после пикирования около 300 м.
Будь разгон более слабым, самолет завис бы в верхней части петли, и тогда
непривязанный летчик оказался бы в затруднительном положении.
Может возникнуть вопрос, была ли петля выполнена со снижением или нет?
Если рассматривать этот вопрос только в отношении высот начала и конца петли
при горизонтальной касательной к траектории, то она могла бы быть выполнена
и без снижения при более резком выводе из пикирования. Из схемы, приведенной
на рис. 10, видно, что в этом случае (пунктирный конец петли) скорость
оказалась бы малой и налицо был бы риск сваливания в штопор. Петля считается
выполненной без снижения в том случае, если после выхода из одной петли
самолет готов к выполнению следующей не только по исходной высоте, но и по
уровню энергии. Чтобы это было возможно, тяга двигателя должна обеспечивать
длительный полет с перегрузкой не менее 2,3. П. Н. Нестеров располагал
длительной перегрузкой, равной лишь около 1,6. Чтобы повторить петлю, ему
нужно было бы вновь разгонять самолет пикированием.

НА САМОЛЕТЕ "МОРАН-Ж"

Как мы уже указывали, самолет "Ньюпор-4" не отличался высокими
маневренными качествами: запас мощности у него был небольшой, органы
управления мало эффективные и только запас прочности был достаточен. Автору
не приходилось встречать сведений о том, чтобы кто-нибудь, кроме П. Н.
Нестерова, выполнял на нем высший пилотаж.
Французский самолет "Моран-Ж" появился в 1912 г. и быстро завоевал
большую популярность -- вначале благодаря ряду перелетов, совершенных на
нем, а затем как прочный и маневренный самолет, легко выполнявший фигуры
высшего пилотажа, и, наконец, как один из первых истребителей. "Моран"
закупался во Франции и строился затем в России как тренировочный самолет.
Его можно было встретить в авиационных школах до 1922-- 1923 гг., а
отдельные экземпляры и позже. Когда в 1918 г. в Московской авиационной школе
было введено обязательное обучение высшему пилотажу, то для этого
использовались самолеты "Моран"; инструктором по обучению полетам на этих
самолетах был замечательный советский летчик Михаил Михайлович Громов.
Летом 1914 г. в Москве на Ходынском поле (впоследствии Центральный
аэродром) петли Нестерова демонстрировал летчик-испытатель завода "Дукс" А.
М. Габер-Влынский. Впоследствии на воздушных праздниках высший пилотаж на
этом самолете демонстрировался рядом русских летчиков. Самолет "Моран-Ж"
привлек внимание П. Н. Нестерова своим запасом мощности и хорошей
управляемостью. Освоив самолет, П. Н. Нестеров в июле 1914 г. совершил на
нем перелет Москва-- Петербург за 5 часов. Высокая маневренность самолета
"Моран-Ж" привела П. Н. Нестерова к мысли о возможности сбить самолет
противника, нанеся ему повреждение своим самолетом.
Схема самолета "Моран-Ж" показана на рис. 12. По конструктивной схеме
он почти не отличается от самолета "Ньюпор-4", т. е. тоже представляет собой
расчалочный моноплан, однако, он несколько меньше и легче, чем "Ньюпор-4", а
двигатель на нем был установлен более мощный -- "Гном", а затем "Рон"
мощностью 80 л. с. По внешнему виду "Моран" выглядел изящнее, чем "Ньюпор",
и преимущество в весе пустого самолета у него составляло 100 кГ, т. е. более
20%.

Рис. 12 Самолет "Моран-Ж" (1913 г) с ротативным двигателем "Гном"
мощностью 80 л. с. Площадь крыла с подфюзеляжной частью 15,5 м²,
вес пустого самолета около 350 кГ, полетный вес с одним летчиком около 500
кГ.
Приведенная площадь вредного сопротивления F₀ была равна
около 1,0 м, т. е. более чем в полтора раза меньше, чем у самолета "Ньюпор".
Причины этого аэродинамического преимущества заключались в меньших размерах
площади крыльев, меньшей общей длине тросовых расчалок крыльев и,
безусловно, в более аэродинамичной форме капота двигателя. Важнейшим
условием уменьшения сопротивления воздуха является наличие в носовой части
тела гладких выпуклых поверхностей, на которых развивается пониженное
давление, в большей или меньшей степени компенсирующее повышенное давление в
районе центральной носовой части тела.
У самолета "Моран" капот двигателя был полукольцевой; впоследствии на
самолетах с ротативными двигателями стали применять кольцевые капоты,
благодаря которым величина F₀ была еще более уменьшена. Теория
кольцевых капотов для двигателей с звездообразным расположением цилиндров
была разработана значительно позже -- в тридцатые годы. Уменьшение величины
F₀ при повышенной мощности двигателя дало увеличение скорости до
130-135 км/час (вместо 110 км/час у самолета "Ньюпор"). Если кинетическая
высота h_к=V²/2g у самолета "Ньюпор" составляла около
48 м, то у самолета "Моран" она равнялась 70 м; это было важное преимущество
при выполнении фигур высшего пилотажа.
Несмотря на меньшую величину F₀, максимальное
аэродинамическое качество самолета "Моран" было равно примерно 6,5, т. е.
оно было таким же, как у самолета "Ньюпор", вследствие меньшего размаха
крыльев.
На рис. 13 даны поляра и форма профиля крыла самолета "Моран-Ж".
Подобный профиль очень типичен для того времени; его относительная толщина
составляет лишь около 5%, а носовая часть довольно сильно изогнута. Это
приводит к довольно значительному увеличению коэффициента сопротивления при
малых углах атаки, что, однако, не сказывается на основных летных
характеристиках.
На рис. 14 даны графики мощностей, потребных для горизонтального полета
при весе 500 кГ, и графики полезных мощностей для высот от нуля до 4 км. По
пересечениям кривых мы получаем максимальные скорости горизонтального
полета, а по максимальной разности мощностей находим вертикальные скорости
на режиме взлета:

На рис. 15 приведены основные летные характеристики самолета "Моран-Ж"
-- максимальная и минимальная скорости, скорость V_наб,
соответствующая максимальной вертикальной скорости, вертикальная скорость на
разных высотах и время подъема на высоту, полученное путем приближенного
интегрирования

При скорости полета 120 км/час на высоте 1000 м потребная мощность
составляет 44 л. с., а мощность, развиваемая двигателем, будет около 53 л.
с. (см. рис. 14). При удельном расходе топлива, равном 0,26-0,28 кг на
лошадиную силу в час, и к. п. д. винта, равном 0,75, часовой расход топлива
будет равен около 16-17 кг/час.

Рис. 13 Поляра и профиль крыла самолета "Моран-Ж"
При запасе топлива в 50 кг время полета будет равно около 3 часов и
дальность полета около 350 км. Сравнивая летные характеристики самолета
"Моран-Ж" с характеристиками самолета "Ньюпор-4", мы видим, что самолет
"Моран-Ж" имеет значительные преимущества.
Важнейшим показателем маневренных возможностей самолета является
величина максимальной перегрузки, обеспечиваемой двигателем,
n_y=Y_max/G, равной отношению максимальной подъемной
силы к весу. У самолета "Ньюпор-4" мы имели n_у=1,65, у самолета
"Моран-Ж" n_у=2,0. Впоследствии у маневренных истребителей
величина n_у стала достигать величины, равной 3,0, и даже 3,5.
При вираже на скорости 30 м/сек на малой высоте и при коэффициенте
перегрузки n_у =1,9 мы получим радиус виража

и время совершения полного круга

Остановимся еще на некоторых особенностях самолета "Моран-Ж". Профессор
В. П. Ветчинкин производил определение положения центра тяжести для ряда
самолетов того времени, в том числе для самолета "Моран-Ж". Однако он
интересовался только углом выноса шасси, т. е. наклоном линии, соединяющей
центр тяжести с осью колес, и не отметил координаты центра тяжести по
отношению к крылу. Их можно найти по схеме самолета, но не особенно точно.
Произведя графическое построение, мы получили центровку 27-28%. Это необычно
передняя центровка для самолетов того времени. С пассажиром она составляла
около 30-31%.

Рис. 14. График мощностей для самолета "Моран-Ж" при полетном весе 500
кГ.

Горизонтальное оперение самолета состояло из одного руля высоты, что
имело место и у некоторых других самолетов того времени. Однако площадь
горизонтального оперения была небольшой и составляла около 1,6
м². Положение фокуса самолета следует оценить (по расчету) в 35%
от длины хорды крыла, конечно, при зажатом руле. Таким образом, самолет,
несомненно, был статически устойчив и, тем более, устойчив по перегрузке.

Рис. 15. Основные летные характеристики самолета "Моран-Ж" при полетном
весе 500 кГ
Небольшой по площади руль высоты, имевший к тому же значительную осевую
компенсацию, давал совсем незначительные аэродинамические шарнирные моменты;
в сочетании с незначительным трением это приводило к необычайной легкости
управления рулем высоты и, несомненно, давало слабую зависимость усилия от
перегрузки. В то же время, боковое управление перекашиванием крыльев было
довольно тяжелым. Короткая ручка управления заканчивалась небольшой
"баранкой", за которую держался летчик. Таким образом, получалась
дисгармония в управлении -- большие усилия в одном направлении движения
ручки и очень малые в другом. Руль направления площадью в 0,5 м²,
тоже с осевой компенсацией, требовал совсем незначительных усилий на
педалях.
У самолета "Моран-Ж" была еще одна особенность в управлении. Если
летчик небольшим усилием на педалях отклонял руль направления, создавая этим
скольжение, то на ручке возникало большое усилие, стремящееся отклонить ее в
сторону, обратную ходу педали, так как косое обтекание крыльев приводило к
тенденции их перекашивания. У самолета Моран "Парасоль" эта особенность в
управлении самолетом проявлялась столь резко, что, отклонив руль
направления, летчик не мог удержать ручку от ухода ее в сторону.
Указанная специфика управления требовала достаточной тренировки
летчика, вызывала трудности при обучении, осложненные отсутствием двойного
управления, но при надлежащем освоении техники управления эта особенность
позволяла летчику выполнять самые разнообразные фигуры высшего пилотажа --
петли, перевороты, падение листом, штопор и др. Прочность самолета, и
особенно его пилотажных вариантов, была высокой. Случаи поломки этого
самолета в воздухе автору не известны.
При наличии у самолета "Моран-Ж" только одного руля высоты
симметричного профиля, без неподвижной части -- стабилизатора, самолет не
мог летать с брошенной ручкой. Поскольку на крыло при отсутствии подъемной
силы действовал пикирующий момент, в случае брошенной ручки самолет должен
был перейти в пикирование с дальнейшим переходом в перевернутый полет. Как
известно, после тарана, который произошел на высоте около 1000 м, до высоты
50 м П. Н. Нестеров выполнял спиральный спуск, но затем самолет перешел в
пикирование и упал в перевернутом положении. Такое поведение самолета
свидетельствует о том, что П. Н. Нестеров потерял сознание и отпустил ручку
управления; после перехода на отрицательные углы атаки и отрицательное
значение n_у он был выброшен из самолета, поскольку не был
привязан.
Аэродинамическое качество самолета с учетом сопротивления винта было
равно примерно 5,7. Однако практически самолет снижался довольно круто по
следующей причине: чтобы вращение винта не прекратилось при спуске, летчик
старался держать повышенную скорость, тем самым отдаляя самолет от режима
максимального качества. Так, при скорости 100-110 км/час аэродинамическое
качество становилось равным 4,5. Поломки при посадке были часты -- в
основном, погнутость оси колес. При повреждении шасси или при наличии сноса
в момент касания самолет становился на нос или даже переворачивался на спину
-- "капотировал".
Нет сомнения в том, что П. Н. Нестеров в совершенстве овладел самолетом
"Моран-Ж", свободно и точно на нем маневрировал и уверенно совершал посадки
на небольшие полянки. Следует напомнить, что длина разбега самолета была
равна 75-80 м и время разбега -- около 7 сек; длина пробега при посадке --
80-90 м; взлетная дистанция до набора высоты, равной 10-15 м, составляла
около 200 м; угол подъема на малых высотах -- около
8^o-10^o. При наличии профиля крыла с большой кривизной
и установочного угла крыла по отношению к фюзеляжу, равного
5^o-6^o, линия нулевой подъемной силы составляла с осью
фюзеляжа угол 10^o-12^o. При наборе высоты угол наклона
фюзеляжа оказывался меньше наклона траектории и создавалось впечатление, что
самолет "вспухает", т. е. поднимается почти при горизонтальном положении
фюзеляжа. При спуске, наоборот, наклон фюзеляжа был больше наклона
траектории, создавая иллюзию более крутого спуска; но зато это
обстоятельство улучшало обзор вперед.
В 1918 г. профессор В. П. Ветчинкин в полете на самолете "Моран-Ж",
пилотируемом известным летчиком, героем Гражданской войны Ю. А.
Братолюбовым, впервые произвел измерения перегрузок при полете в "болтанку"
и при выполнении фигур высшего пилотажа. Эти исследования имели очень важное
значение для разработки требований к прочности самолетов.

НОВАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ

Перейдем теперь к вопросу, который весьма интересовал П. Н. Нестерова и
явился объектом его исследований и конструктивных разработок. Уже первое
знакомство с самолетами и средствами управления ими в 1910 г. заставило
Петра Николаевича задуматься над причинами различия полетов самолетов и
птиц. У всех птиц отсутствует вертикальное оперение, у самолета оно не
только имеется, но и играет важную роль в управлении полетом. На самолетах
того времени повороты делали без крена или осторожно, с малым креном, боясь,
как бы не произошло скольжение на крыло, поскольку не было значительной
поверхности, которая этому помешала бы. Нужно сказать, что скольжения на
крыло действительно случались, хотя причина их тогда еще не была
установлена. Если мы познакомимся с причинами аварий и катастроф в период
1910-- 1917 гг., то мы встретим не столько упоминаний о сваливаниях на крыло
и срывах в штопор, сколько о скольжениях на крыло.
Присутствуя на аэродроме и прислушиваясь к разговорам летчиков в 1916--
1917 гг., автор не раз слышал, как они обменивались опытом и рассказывали о
случаях скольжения на крыло, а на воздушном празднике весной 1917 г. автор
был свидетелем катастрофы, когда самолет "Вуазен" с высоты 40-50 м скользнул
на крыло и в положении скольжения ударился боком о землю. Частые случаи
скольжения на крыло самолетов того времени не были обследованы. Это можно
объяснить тем, что в те времена знание свойств самолетов было недостаточным,
а затем интерес к вопросам скольжения отпал, так как более актуальными стали
вопросы борьбы со сваливанием на крыло и переходом в штопор.
Несомненно, что склонность к устойчивому и неуправляемому скольжению на
крыло следует объяснять аэродинамическими особенностями некоторых самолетов.
Эти особенности заключаются в применении тонких профилей крыла со
значительной кривизной и в слабом развитии вертикального оперения.
Если сравнить схему современного спортивного легкого самолета со
схемами самолетов 1910-- 1914 гг., то наиболее существенное различие между
ними будет заключаться как раз в том, что современные самолеты имеют большую
толщину профиля крыла и относительно большую площадь вертикального оперения.
Скольжение на крыло, которое являлось причиной аварий, не следует
смешивать с тем скольжением, которое легко вызывается простым отклонением
руля направления. Если самолет сильно накренить, не меняя величины подъемной
силы, то движение его будет характеризоваться двумя ускорениями -- одно,
определяемое горизонтальной составляющей подъемной силы и дающее искривление
траектории в горизонтальной плоскости, и второе, определяемое недостатком
вертикальной составляющей подъемной силы, направленное вниз и вызывающее
искривление траектории в вертикальной плоскости. В итоге развивается
спиральное движение, и при отсутствии или недостаточности разворота самолета
в сторону крена получается скольжение, т. е. косое обтекание. Однако, если
бы при накренении была увеличена подъемная сила отклонением руля высоты,
кривизны траектории в вертикальной плоскости не было бы. В итоге получается
правильный вираж без скольжения. Для П. Н. Нестерова динамика виража с
большим углом крена была ясна, и он, получив возможность летать, стал смело
применять очень глубокие виражи.
Обращаясь к "аварийным" скольжениям, следует указать, что дело было не
в том, что оно возникало при накренении без увеличения подъемной силы, а в
том, что, оказавшись в скольжении, летчик чувствовал невозможность его
устранения. Несмотря на отклонение элеронов против направления крена, а
может быть, и отклонение руля направления тоже в сторону, обратную крену,
самолет сохранял свое состояние крена и скольжения. Конечно, летчик мог
устранить скольжение, отклонив руль направления в сторону крена, но тогда
самолет был бы переведен в крутое снижение, чего нельзя было допустить на
малой высоте. Потеря эффективности элеронов объяснялась выходом самолета на
критические углы атаки. В то же время, моменты от несимметричного срыва
обтекания, вызывающие самовращение, были слабы. Впоследствии при выполнении
виража с недостаточной скоростью (например, на самолетах Р-1) самолет, начав
скольжение в сторону крена, подхваченный моментами самовращения от срыва
обтекания со стороны крыла, обратной направлению скольжения, весьма быстро
выходил из крена и сваливался в штопор в противоположную сторону.
Большинство летчиков раннего периода развития авиации и конструкторов
самолетов были спортсменами, которые имели практику езды на автомобиле,
мотоцикле, моторной лодке. С. И. Уточкин прямо указывал, что езда на
мотоцикле позволила ему быстро овладеть управлением самолетом. Для
спортсменов наличие руля направления на самолете представлялось совершенно
естественным. Иным был путь П. Н. Нестерова; он сразу почувствовал
противоречие между органами управления самолета и птицы. Он поставил себе
задачу применить иную схему управления хвостовым оперением. Он указывал, что
поворот всего руля или поворот руля как части хвостовой поверхности с
переломом формы сечения нежелателен; более целесообразным является выгибание
поверхности. Принцип искривления крыльев он считал правильным, но только, по
его мнению, форма крыльев самолета должна была бы быть ближе к форме крыльев
птицы. Наконец, П. Н. Нестеров интересовался эффектом изменения
установочного угла крыла по отношению к фюзеляжу, полагая, что с его помощью
можно расширить диапазон скоростей, облегчить взлет и посадку. В своем
проекте самолета, который П. Н. Нестеров представил в Главное Инженерное
Управление Военного ведомства в 1912 г., он предусматривал указанные выше
усовершенствования.
Рассматривая схему самолета Нестерова, опубликованную в журнале "Аэро"
в 1912 г., и, особенно, более детальную схему, приведенную в труде И. Ф.
Шипилова "Выдающийся русский летчик П. Н. Нестеров" (Военное издательство
Министерства Обороны СССР, 1952), мы видим (рис. 16), что она напоминает
известную в то время схему самолета Этриха "Таубе", но отличается от нее
хвостовым оперением.
Остановимся немного на истории схемы самолета "Таубе". "Таубе" -- по
немецки "голубь", и действительно, схема самолета "Таубе" (рис. 17)
напоминает, если не голубя, то, во всяком случае, какую-то птицу. Интересно,
что эта схема в действительности "происходит" не от птицы, а от планирующего
тропического семени "Цанония". Это семя (рис. 18) представляет собой
летающее крылышко с оттянутыми и несколько отогнутыми вверх концами.

Рис. 16. Схема самолета, спроектированного П. Н. Нестеровым в 1912 г, с
оперением оригинального типа

Рис. 17. Схема самолета Этриха "Таубе" (1911 г.)

Рис. 18. Схема планирующего семени "Цанония"
Центр тяжести его расположен так, что центровка получается передней.
Австрийские конструкторы Этрих и Вельс сначала просто воспроизводили это
семя в большом масштабе, а затем добавили к нему хвост, похожий на хвост
коршуна, и получилась схема "Таубе". Один из самолетов Этриха "Таубе" был в
Петербурге в 1911 г. и летчик Лерхе принял участие в перелете на этом
самолете по маршруту Петербург -- Москва. Впоследствии самолеты этой схемы
получили распространение в Австрии и Германии -- например, "Гота-таубе",
"Румплер-таубе" и др. Были и бипланные варианты схемы "Таубе". Об
особенностях аэродинамических свойств схемы "Таубе", к сожалению, автору
ничего неизвестно. Аэродинамика их была посредственной из-за наличия у них
множества растяжек, открытого расположения двигателя, больших радиаторов
охлаждения и других неукрытых деталей. Естественно, скорость их была
невелика.
Схема "Таубе" применялась с 1910 по 1915 г., причем в начале первой
мировой войны в австро-германской армии таких самолетов было много, и
наименование "Таубе" стало нарицательным для самолетов противника России.
Однако самолеты "Таубе" постигла та же судьба, что и монопланы "Ньюпор" и
"Моран". Германия и Австрия перешли на фюзеляжные бипланы, типичными
образцами которых были "Шнейдер", "Альбатрос" и "Даймлер", подобный тому,
который был сбит П. Н. Нестеровым. Фюзеляжный биплан начал развиваться в
России; Я. М. Гаккель применил эту схему еще в 1908-- 1909 гг., И. И.
Сикорский разработал прекрасные образцы фюзеляжных бипланов в 1911-- 1912 г.
и применил ее на самолетах "Гранд" и "Илья Муромец".
П. Н. Нестеров принял за основу своего самолета схему "Таубе" по ряду
соображений. Во-первых, у этого самолета органы управления не поворачиваются
на шарнирах, а выгибаются. Однако вместо раздельных рулей высоты и
направления, он применил одну горизонтальную поверхность, которая при
выгибании дает эффект не только руля высоты, но и руля направления. Для этой
цели ось отгиба расположена косо (см. рис. 16, пунктирная линия). Форма
крыльев самолета "Таубе" характерна не только оттянутыми назад концами, но и
их выгибом вверх. Благодаря этому в полете концевые части крыла оставались
ненагруженными или слабо нагруженными, сохраняя свою эффективность для
поперечного управления и при больших углах атаки. Но было здесь и другое
соображение.
П. Н. Нестеров хотел избавиться от вертикального оперения, которого не
имеют птицы. Не нужно думать, что у самолетов вертикальное оперение было
применено только ради выполнения поворотов без крена. Первыми практически
применили выгибание крыльев для поперечного управления братья Райт. Применяя
это управление, они обнаружили довольно неприятное явление -- при выгибании
концов крыльев в разные стороны самолет вращался вокруг продольной оси в
нужном направлении и одновременно стремился повернуться вокруг вертикальной
оси в обратную сторону.
Так, если летчик накренял самолет вправо, в процессе этого движения
самолет обнаруживал довольно сильное стремление повернуться влево, что было
совсем нежелательно. Для устранения разворота летчик должен был всегда,
одновременно с выгибанием крыльев, действовать и рулем направления, а
последний должен был быть достаточно мощным, чтобы преодолевать
разворачивающий момент. Это свойство заставило братьев Райт применить
своеобразную систему управления. На их самолете было две ручки управления --
правая и левая; ножные педали отсутствовали. Левая ручка управляла рулем
высоты, а правая при движении в стороны -- выгибанием крыльев, а при
движении вперед и назад -- рулем направления. Таким образом, одним косым
движением правой ручки можно было одновременно создавать кренящий момент и
бороться с заворачивающим моментом.
На самолете братьев Райт эффект заворачивания при накренении
проявлялся, может быть, сильнее, чем у других самолетов того времени, из-за
большого размаха крыльев, больших углов выгибания их концов и из-за условий
полета при довольно больших углах атаки. Явление нежелательного
заворачивания при вращении вокруг продольной оси обнаружилось и у других
самолетов не только при выгибании концов крыльев, но и при действии
элеронами. При обучении полетам у летчиков вырабатывался рефлекс
одновременного отклонения ручки и ножных педалей в одну и ту же сторону
(например, при отклонении ручки вправо нажимают и на правую педаль).
Объяснение причины возникновения заворачивающего момента казалось
довольно простым: в той части крыла, где вследствие увеличения местного угла
атаки или отклонения элерона происходит увеличение подъемной силы,
одновременно увеличивается и лобовое сопротивление; у противоположного конца
крыла вместе с уменьшением подъемной силы уменьшается и сопротивление.
Отсюда вытекало соображение, что если исходные углы атаки на концах крыла
будут уменьшены (а, еще лучше, близки к нулю), то эффект заворачивания будет
ослаблен или даже уничтожен.
В двадцатые годы вопросу борьбы с заворачивающим моментом уделялось
большое внимание. Кроме описанного уже уменьшения нагруженности концов
крыльев, предлагались: дифференциальное отклонение элеронов, когда
поднимающийся элерон отклонялся на больший угол, чем опускающийся; плавающие
элероны, которые независимо от угла атаки крыла оставались на нулевом угле
атаки; специальные формы профиля элеронов, при которых при поднятии элерона
происходил местный срыв обтекания, благодаря чему возникало повышенное
сопротивление. Все эти мероприятия не нашли широкого применения и, в
сущности, были оставлены. Вопрос борьбы с заворачиванием решался
использованием руля направления и повышением путевой устойчивости. Размеры
вертикального оперения неуклонно росли из-за необходимости обеспечить
путевую устойчивость, уравновешивание самолета при несимметричной тяге
двигателей и вывод из штопора. К этому нужно прибавить, что крейсерские
режимы полета стали соответствовать меньшим углам атаки крыла и поэтому
эффект заворачивания не служил помехой при пилотировании.
Нужно напомнить, что поперечное управление самолетом может
производиться не только элеронами и искривлением концов крыльев, но и путем
использования эффекта скольжения, вызываемого отклонением руля направления.
На большинстве самолетов полет можно производить, не пользуясь поперечным
управлением, а используя эффект скольжения, хотя это и имеет известные
неудобства. Строились даже самолеты, совсем лишенные поперечного управления.
Подобный самолет конструкции А. Г. Фоккера был и во времена П. Н. Нестерова.
Объяснение причины возникновения заворачивающего момента различием в
сопротивлениях было, в сущности, неправильным. Рассуждение о различии в
сопротивлениях могло относиться к начальному моменту, когда после отклонения
элеронов или искривления концов крыла самолет еще не приобрел скорости
накренения, или угловой скорости относительно продольной оси самолета.
Однако самолеты того времени очень быстро приходили во вращение с постоянной
угловой скоростью и благодаря окружным местным скоростям в сечениях крыла
подъемные силы крыльев выравнивались. Для определения заворачивающего
момента нужно было исходить не из сил сопротивления, а из их составляющих,
параллельных продольной оси самолета. В итоге, подъемные силы оказывались
равными и различие в силах сопротивления было незначительным. Самое основное
заключалось в том, что направления действия подъемных сил в районе концевых
частей крыла были различными. У опускающегося конца крыла подъемная сила
наклонялась вперед, у поднимающегося -- назад. Взяв составляющие этих сил по
направлению продольной оси, мы и получим заворачивающий момент.
Таким образом, причиной возникновения заворачивающего момента являлось
органическое свойство крыла, связанное с наличием подъемной силы и угловой
скорости вращения вокруг продольной оси. Заворачивающий момент прямо
пропорционален окружной скорости концов крыла при вращении и обратно
пропорционален скорости полета. Из этого следует, что без отклонения руля
направления нельзя выполнять правильное накренение.
Как же управляют креном птицы? Проще всего этот вопрос решается в том
случае, если птица может махнуть крылом; тогда вместе с увеличением
подъемной силы появится момент, действующий в сторону поворота, а не в
обратную. Парящие птицы обычно совершают полет с распущенным хвостом,
который создает известную подъемную силу. Они могут поворачивать хвост
вокруг продольной оси, наклоняя тем самым подъемную силу хвоста и создавая
эффект, аналогичный отклонению вертикального оперения. Однако при парящем
полете чаек можно наблюдать, что хвостовое оперение у них полностью сложено
и, следовательно, управление полетом происходит исключительно с помощью
крыльев. Продольное управление может производиться очень незначительным
перемещением крыльев относительно корпуса -- вперед и назад; поперечное
управление -- выгибанием крыльев. Что касается путевого управления и
преодоления заворачивающего момента при выгибании крыльев птицами, то этот
вопрос в полной мере не выяснен. Разгадку можно искать в своеобразии
выгибания крыльев.
Рассмотрим теперь, как работает оперение, предложенное П. Н. Нестеровым
(рис. 16 и 19). Для простоты будем рассматривать вариант, который был
реализован П. Н. Нестеровым на самолете "Ньюпор-4" в начале 1914 г. и
который был им испытан в полете. Схема этого оперения схематически
воспроизведена нами по фотографии и, конечно, неточна. Обе половины оперения
поворачиваются (или, вернее, выгибаются) относительно оси, составляющей угол
около 30^о с поперечной осью. Тогда нагрузка, действующая на
оперение при его отклонении, даст составляющие силы -- вертикальную и
боковую. Если обе половины отклонены на равные углы, то боковые составляющие
взаимно нейтрализуются; если они отклонены в противоположные стороны на
равные углы, то направление действия результирующей боковой силы оперения
будет зависеть от его угла атаки и эта сила будет равна нулю при нулевом
угле атаки. Если некоторые птицы в планирующем и парящем полетах
поворачивают хвост вокруг продольной оси туловища, то в схеме, предложенной
П. Н. Нестеровым, мы получаем подобный же геометрический эффект при
отклонении половин руля в разные стороны.

Рис 19. Схема оперения, установленного и испытанного П. Н. Нестеровым
на самолете "Ньюпор-4" в 1913 г
Мы не знаем, какое впечатление сложилось у П. Н. Нестерова в результате
полетов на самолете "Ньюпор-4" с предложенным им оперением и как он учел
этот опыт при проектировании своего нового самолета. В литературе 1910--
1913 гг. можно встретить большое количество статей по вопросам устойчивости
и особенно относительно мероприятий по борьбе с авариями. Высказывалось
много ошибочных и даже наивных соображений. Стремясь обеспечить устойчивость
самолета, многие авторы изыскивали средства для удержания самолета в
нормальном положении, базируясь на теории маятников или гироскопов. Надежды
на теорию маятника были вообще ошибочны, и причина ошибки была разъяснена Н.
Е. Жуковским. Однако и гироскоп сам по себе не мог обеспечить стабильность
положения самолета в пространстве.
Самолетом можно управлять по воле пилота или по командам от
гироскопического автопилота только при соблюдении основных условий динамики
полета и, в первую очередь, при наличии достаточной кинетической энергии.
Этого многие не учитывали. А между тем, еще в 1891 г. Н. Е. Жуковский в
работе "О парении птиц" раскрыл основы динамики полета летательных
аппаратов. Идеи, которые выдвигал П. Н. Нестеров, в то время не только не
были "модными", но и противоречили широко распространенным взглядам. Можно
сказать, что П. Н. Нестеров являлся ближайшим наследником идей Н. Е.
Жуковского. То, что Н. Е. Жуковский обосновал теоретически, П. Н. Нестеров
выполнил на практике, с полным пониманием основ динамики полета.
С того времени многое разъяснилось и переменилось. Забылись ошибочные
толкования и ложные теории. Динамика полета в среде постоянной плотности
получила развитие применительно к движению в значительной области высот,
когда плотность воздуха меняется, а затем и применительно к условиям полета,
когда направление действия силы тяжести быстро меняется, т. е. к выходу на
круговые околоземные, а затем и на дальние космические орбиты. Вклад в
теорию и практику полета, сделанный П. Н. Нестеровым, весьма ценен сам по
себе. Его жизнь и деятельность будет служить нам примером того, как, сочетая
знания, вдумчивость и отвагу, можно за очень короткий срок получить
важнейшие результаты.

2. Первые тяжелые
грузоподъемные самолеты

ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ. 1910-- 1921 гг.

Начало успешных полетов отдельных самолетов относится к 1907-- 1908 гг.
Первые международные состязания самолетов и первые перелеты (в том числе,
перелет через пролив Ламанш) были осуществлены в 1909 г., и авиация вступила
в стадию широкого распространения. Это характеризовалось серийным
производством наиболее удачных типов самолетов, появлением авиационных школ
-- заводских, клубных и военных, широкой демонстрацией полетов во многих
городах и дальнейшим развитием спортивных состязаний по установлению
рекордных достижений и перелетов по различным маршрутам.
Первые самолеты, на которых обычно летали сами конструкторы, были
одноместными. К 1910 г. стала выявляться потребность в двухместных самолетах
для "катания" пассажиров, обучения летчиков и, конечно, для использования
самолетов в качестве военных разведчиков. Переход на двухместные самолеты
был произведен очень просто -- позади летчика устанавливали небольшой
стульчик, на который и садился пассажир, примерно, как на мотоцикле.
Естественно, что не все самолеты смогли возить повышенную нагрузку, но
некоторые из них оказались достаточно грузоподъемными. Затем конструкторы
стали изыскивать способы увеличения грузоподъемности самолетов путем
применения более мощных двигателей и увеличения площади крыльев.
Изучая историю развития грузоподъемных самолетов, следует рассмотреть
теоретические изыскания и практические мероприятия конструкторов. Отдавая
должное теоретическим исследованиям, мы должны сказать, что в период 1910--
1920 гг. они не были эффективны вследствие недостаточного развития
теоретической аэродинамики и ограниченности проводимых экспериментов с
моделями в аэродинамических трубах.
В периодической литературе того времени можно было встретить много
ста