П. ШАНЖЁ
ДИНАМИКА ДИРИЖАБЛЯ
ПЕРЕВОД С ФРАНЦУЗСКОГО С. ТОКАРЕВА
ПОД РЕДАКЦИЕЙ инж. В. СЕМЕНОВА
ОНТИ Ъ НКТП
ГОСМАШМЕТИЗДАТ
МОСКВА 1934 ЛЕНИНГРАД

P. CHANGEUX
DINAMIQUE DU DIRIGEABLE
Книга впервые в специальной литературе освещает вопросы динамики
дирижабля с точки зрения практического воздухоплавания и дает научное
обоснование тем случаям из практики эксплоатации дирижаблей, которые
до сих пор казались феноменальными.
Книга дает командиру корабля понимание некоторых критических
случаев полета, выдвигает перед теоретиками и экспериментаторами ряд
новых проблем для научно-исследовательской работы и содержит:
I. Теоретическое обоснование основных случаев динамики дирижабля*
II. Опыты с большими кораблями и разбор катастроф с „Рома44 и
„Шенандоа" на основе теоретических данных.
III. Прогнозы на будущее. Новые формы дирижаблей.
Книга рассчитана на инженеров-теоретиков и эксплоатационников
командиров кораблей и студентов специальных втузов,
Редактор Е. В. Латынин. Техредактор А. Н. С а в а р и.
Сдано в набор 9/Х 1933 г. Подписано к печати 29/11 1934 г. Изд. № 68. Инд. М А-40-5-4.
Тираж 1000 Колич. печ. листов б 1/2. Колич. печ. знаков 56000. Формат бум. 62X94/16.
Уполн. Главлита В-63576. Заказ М 343 Полиграфтехннкум в Москве.

ПРЕДИСЛОВИЕ РЕДАКТОРА
Рост техники дирижаблестроения, выражающийся в постройке
воздушных кораблей огромных кубатур с весом летающей системы в сотни
тонн и со скоростью полета до 150 км\час требует одновременного
роста и искусства кораблевождения.
Но наряду со значительными достижениями в области дальних
перелетов практика воздухоплавания последних лет отмечена также гибелью
нескольких гигантских дирижаблей — этих лучших образцов инженерного
искусства. Эти тяжелые катастрофы наглядно свидетельствуют о том,
что наука эксплоатации больших воздушных кораблей явно отстает, от
общего развития техники дирижаблестроения.
В этом отношении работа Щанжё, освещающая в*жратком,
оригинальном и достаточно простом изложении коренной вопрос динамики
воздушного корабля — его равновесие в прямолинейном движении —
представляет большую ценность.
Здесь автор подробно изучает различные возможные случаи состояния
дирижабля в полете, как-то: перетяжеление, облегчение, ход на подъем,
ход на спуск, влияние силы тяги винтов на равновесие дирижабля,
выпуск газа через газовые клапаны различных отсеков и т. д.
Новизна подхода к вопросу, относительная простота построения
соответствующих графиков и легкость получения с них необходимых
аэродинамических характеристик дирижабля делают эту книгу чрезвычайно
интересной как для постановки соответствующего раздела курса в
специальном вузе, так и для углубленной научно-исследовательской
разработки темы с целью получения конкретных руководящих данных
для практических работников в области эксплоатации дирижаблей.
Автор рассматривает вопрос равновесия корабля, базируясь на том
положении, что большому дирижаблю, летающему на больших
скоростях, наряду со свойствами свободного аэростата присущи также и
свойства аэроплана (с точки зрения действующих на дирижабль
аэродинамических сил). Эти положения выдвигают за собою и целый ряд дру-

гих вопросов, как например непригодность существующей сейчас формы
дирижабля для будущих воздушных кораблей-гигантов при больших
скоростях полета и на большом радиусе действия и необходимость
вследствие этого новых исследовательских работ и в этой области.
Хотя труд Шанжё и не дает исчерпывающего решения всех
выдвинутых в нем задач, он является ценным в том отношении, что четко
ставит проблемы как перед работниками практического воздухоплавания,
так и перед работниками научно-исследовательских институтов,
предостерегая конкретным разбором катастрофических полетов дирижаблей
„Рома" и „Шенандоа" от повторения ошибок их командиров.
Быстро растущая советская воздухоплавательная техника,
впитывающая в себя ценный конструкторский, производственный и эксплоатацион-
ный опыт заграницы, должна с исключительным вниманием отнестись к
труду Шанжё и своей научно-исследовательской и практической
деятельностью развить его до конкретных правил пилотажа воздушных кораблей
и создания паспортных характеристик на каждый выпускаемый с верфи
корабль, исключающих необходимость командиру корабля решать
научные проблемы в воздухе в то время, когда ему необходимо оперативно
действовать.
Нет сомнения, что задача эта является вполне посильной нашим
молодым научным и конструкторским силам.
2/хн 1933 г. в. А Семенов.

ВВЕДЕНИЕ
Поведение воздушного корабля в воздухе и его следование
определенному пути обосновывают обычно различными теориями и, на основе
выводов из ряда таких теорий, создают практические правила пилотажа.
Однако теории эти, вместе с их выводами, нередко представляются весьма
спорными и научно недостаточно обоснованными; современная же
практика воздухоплавания показала, что перемещения аэростатов под
воздействием различных сил были весьма отличны от тех, которые
предусматривались приложением этих теорий.
По этому вопросу в одном из курсов динамики можно прочесть
следующее:
„Было отмечено, что в отношении жестких воздушных кораблей
выводы предшествующих теорий не всегда оправдываются. Мы намеренно
отметили многочисленные гипотезы, на которых покоятся эти выводы и в
числе которых многие, несомненно, не точны. Основания более строгой
теории придется искать в новых экспериментальных изысканиях".
Действительно, 'было установлено, что в отношении жестких
воздушных кораблей изменения нагрузки вызывали вертикальные перемещения,
иногда обратные тем, которые предусматривались теорией; было, например,
установлено, что в определенных границах веса воздушный корабль,
становясь более тяжелым, поднимался, а делаясь более легким, снижался.
Случаи, относящиеся к этому феномену, столь многЬчисленны, что факт
этот можно считать установленным совершенно бесспорно.
С другой стороны, если в состоянии подниматься самолет (машина,
тяжелая по своей природе), естественно, является мысль, почему бы в
известных границах веса не подниматься и перетяжеленному дирижаблю,
поскольку его корпус обладает известной возможностью динамического
поддержания.
Такие влияния нагрузок были известны немцам еще в мировую войну,
и впоследствии их констатировали также командир корабля R-38 Скотт
в Англии и командир „Диксмюде" дю Плесси во Франции.
Ниже приводятся данные о двух такого рода опытах, которые
являются наиболее типичными.
Выдержка из сообщения командира эскадрильи Причара,
сделанного Королевскому воздухоплавательному обществу в Лондоне
... В отношении тяжелого и легкого полета имеет место интересный
феномен, который отмечается на жестких воздушных кораблях с корпу-

сами, обладающими небольшой стабилизирующей поверхностью в
кормовой части. С наступлением вечера, когда уменьшается нагрев газа, корабль
становится тяжелым, причем особенно тяжелеет корабль с ^ хвоста; утром
же, когда газ нагревается и корабль становится более легким, он
одновременно как бы перетяжеляется в носовой части. При дальнейшем
облегчении корабль летит уже с отрицательным углом атаки, несмотря на
то, что рули высоты взяты „полностью на подъем".
Если до сих пор корабль сохранял постоянную высоту полета, то в
случае дальнейшего облегчения он уже начинает постепенно терять
высоту и поднимается лишь тогда, когда уменьшается скорость полета.
В случае тяжелого корабля имеет место обратное явление.
Этот динамический эффект можно ослабить изменением статического
равновесия корабля: так, когда корабль легок и динамически перетяжелен
в носовой части, можно перекачать бензин" в кормовую часть, и,
наоборот, когда корабль тяжел, бензин может быть перекачен в носовую часть.
Но такой метод исправления динамического равновесия путем
статического уравновешивания можно применять лишь с крайней осторожностью,
так как после этого корабль, в действительности будучи статически
тяжелым, оказывается уравновешенным ,,для спуска вперед", либо, будучи
статически легким, уравновесится ,,для подъема вперед". А это означает,
что если по какой-либо причине корабль вынужден будет замедлить ход,
то в случае тяжелого корабля он быстро нырнет и сможет разбиться о
землю; в случае же легкого корабля (с почти полными газовыми
мешками) корабль неизбежно значительно поднимется над зоной своего
равновесия и сделается чрезмерно тяжелым.
Отчет о другом опыте, который подтверждает наблюдения
командира корабля R-33
Опыт производился с кораблем ,,Диксмюде" 18 декабря 1923 года.
В 9 ч. 30 м. утра на пяти моторах, делавших по 1000 об/мин, каждый,
„Диксмюде" летел на высоте 400 м> имея отрицательный угол наклона
оси корабля к горизонту в 7°, при рулях высоты „полностью на подъем".
Перетяжеление носовой части было столь значительным, что не
представлялось возможным воспрепятствовать быстрому спуску корабля
(вариометр стоял полностью на спуск, т. е. быстрота .снижения превышала 2 м
в секунду). Температура газа была 12° при температуре воздуха в 17°.
Командир „Диксмюде", учитывая, что воздушный корабль
перетяжелился на носу вследствие общей статической легкости, открыл клапаны
примерно на 20 сек., что соответствовало утяжелению корабля примерно
на 500 кг. После этого выравнивание оси корабля последовало
немедленно. Этим обстоятельством и воспользовались, чтобы, утяжеляя корабль,
подняться до зоны выполнения, которая и была достигнута на высоте
1300 м при температуре газа в 12° и воздуха—в 16,5°.
Высота эта сохранялась около 5 мин., в течение которых непрерывно
действовали автоматические клапаны. После этого диферент исчез
совершенно, и в 9 ч. 45 м. приборы на корабле давали следующие показания:
альтиметр — 1300 м руль глубины — 0
уклономер— 0 термометр газа — 12°
вариометр— 0 термометр воздуха — 16,5°.
Полагая, что дирижабль является хорошо статически уравновешенным
и желая утяжелить его, командир „Диксмюде" поднял его на 1400 м}

где корабль находился в течение 5 мин. При этом корабль оказался
наиболее тяжелым в своей кормовой части, и для удержания оси корабля в
горизрнтальном положении пришлось взять руль глубины на спуск
примерно на 5°.
В 11 ч. 20 м. корабль вновь находился на высоте 350 м и
проходил через довольно густой слой облаков; температура воздуха и газа
сделалась равной 15°. В это время нос корабля опустился примерно на
10° и начался быстрый спуск. Ввиду этого было поступлено, как и
ранее, т. е. на 20 сек. были открыты газовые клапаны. После этого
корабль немедленно выравнялся, и вновь легко была достигнута высота
в 1000 м.
Примечание. Следует заметить,что общее открытие газовых клапанов
статически утяжеляет носовую часть корабля больше, чем кормовую.
Итак, здесь приведены два полностью совпадающие между собою
опыта по вопросу о расхождении теории с практикой воздухоплавания.
Автор надеется дать здесь исчерпывающее объяснение этого физического
феномена путем теоретического исследования тех реакций, которые
возникают в случае нарушения равновесия определенных вертикальных сил.
Далее будет показано значение изучения этого вопроса с точки зрения
практики пилотирования и будут рассмотрены обстоятельства некоторых
тяжелых несчастных случаев с дирижаблями; полагаем, что если бы
командиры кораблей были знакомы с некоторыми принципами управления,
вытекающими из этого очерка, то несчастных случаев можно было бы
избегнуть.
Содержание рассматриваемого вопроса
Если к воздушному кораблю, находящемуся в состоянии равновесия,!
прилЬжить некоторые силы, то корабль, предоставленный самому себе,
выйдет из того состояния, в котором он находился, и будет производить
известные эволюции до тех пор, пока не займет новое положение
равновесия. В настоящем теоретическом исследовании и предполагается
определить условия этого конечного равновесия, исходя из того соображения,
что первоначальное нарушение равновесия было вызвано изменениями
величин сил тяги винтов или вертикальных сил, или же и тех и других
вместе. В общем вопрос сводится к определению реакций корпуса корабля
в случаях нарушения равновесия вследствие изменения сил тяги или
вертикальных сил, с действием которых обычно встречаются в практике
навигации.

ГЛАВА ПЕРВАЯ
Исследование условий равновесия воздушного
корабля, двигающегося прямолинейно и равномерно
Общие положения
Управляемый аэростат состоит из двух основных частей: 1)
удлиненного в направлении движения корпуса, содержащего в себе несущий газ,
и 2) одной или нескольких гондол, предназначенных для размещения
людей, органов управления и моторов. Совокупность этих двух основных
частей и образует воздушный корабль, который прежде всего должен
обладать свойством сохранять устойчивое равновесие в обычном
состоянии корабля. Это условие устойчивого равновесия будет выполнено,
когда центр инерции, т. е.сцентр тяжести массы, расположен ниже центра
^объема газовой массы и на одной с ним вертикали.
Представим себе корпус корабля, статически уравновешенный с
горизонтальной осью на высоте h (черт. 1); тогда мы имеем Ф = Р.
Так как центр
тяжести массы G при
горизонтальной оси корабля
расположен под центром
объема газовой массы ш и
на одной с ним
вертикали, то равновесие должно
быть устойчивым.
Действительно, если1
отклонить ось корабля на угол О
(черт. 2), то пара Р • а •
• sin 6 (где а = &G) стре-
N Д
Черт. 1.
мится привести корабль в его первоначальное состояние равновесия.
Если предположить обратное, т. е. что центр тяжести массы
расположен над центром объема газа и на одной с ним вертикали, то хотя и
будет иметь место равновесие, однако оно будет неустойчивым.
Действительно, если в этом случае отклонить ос^ корабля на угол 6 (черт. 3),
то пара Pa- sin 6 уже не стремится восстановить исходное положение,
а, наоборот, стремится повернуть корпус аэростата до того положения,
когда центр тяжести окажется уже под центром объема газа, на одной с
ним вертикали.

Таким образом видно, что при всех движениях корабля необходима
учитывать эту восстанавливающую пару, которая изменяется
пропорционально синусу уг,ла наклона1; назовем эту пару парой статической
устойчивости.
С другой стороны, данные какого-либо равновесия во время движения
корабля зависят не только от приложенных сил, но и от формы
корпуса2, а отсюда возникает, следовательно, необходимость пользоваться
таким методом исследования, который учитывал бы влияние этой формы.
Ввиду этого мы применим геометрический прием, используя для
этого две кривые: 1) метацентрическую кривую,
являющуюся огибающей всех направлений равнодействующих сил сопротивления
воздуха, действующих на корабль при различных наклонах оси относи-
Черт. 3.
тельно направления движения, и 2) кривую девиации,
представляющую собою огибающую направлений скоростей, соответствующих
различным наклонам оси корабля относительно направления скорости.
Эти две кривые будут являться характеристическими кривыми корабля
(черт. 4).
Для воздушного корабля данной формы (черт. 4) и снабженного
гондолой метацентрическая кривая как раз и имеет указанный здесь вид.
Для случая поступательного движения она состоит из двух ветвей с
точкой возврата Со— главным центром девиации, и двумя другими точками
возврата С01 и С02, значительно удаленными книзу и кверху.
Огибающая направлений скоростей М', соответствующих различным
углам атаки, имеет свои точки возврата, совпадающие с этими же
точками метацентрической кривой. Кривую эту мы будем называть кривой
девиации.
Верхняя передняя ветвь метацентрической кривбй соответствует
направлениям сопротивления воздуха, направленным снизу вверх, а
следовательно—утяжелению корабля или, вообще, силам, направленным
противоположно силам сопротивления.
1 Как в данном случае, так и в дальнейшем под углом наклона корабля
подразумевается угол наклона оси корабля к горизонту, или диферент.
Примечание редакции.
2 Под приложенными силами, как оговорено вначале, автор имеет ввиду лишь
силы тяги и вертикальные силы (возникающие вследствие маневрирования
клапанами и балластом). Под зависимостью же условий равновесия от формы
корпуса следует понимать влияние аэродинамических сил.
Примечание редакции.

Нижняя ветвь соответствует облегчениям или облическим силам тяги,
направленным вверх.
При рассмотрении поступательного движения кривые эти
обнаруживают три замечательных направления: C0Dy CO1DX и С02/)2, касательные
к кривым в точках возврата Со, С01 и С02; для этих трех направлений
направление скорости совпадает с направлением сопротивления воздуха;
при этом направление C0D представляется особенно интересным, так как
оно соответствует нулевой, силе динамического поддержания.
Черт. 4.
Наконец необходимо сделать замечание, имеющее большое значение
с точки зрения динамики дирижабля и вытекающее из опытов в
аэродинамической трубе: если рассмотреть в аэродинамической трубе
поведение модели дирижабля, удерживаемой в воздушном потоке за какую-
нибудь точку С линии нулевого динамического поддержания, то увидим,
что под действием струи воздуха модель сама установится под таким
углом 6, при котором направление сопротивления воздуха проходит
через точку С и является касательной к метацентрической кривой;
одновременно направление скорости, будучи горизонтальным, явится
касательной к кривой девиации (черт. 5). Точки, подобные точке С, называются
центрами девиации.
Если увеличить скорость струи воздуха с величины СУг до величины
2, то сила сопротивления воздуха все равно будет проходить через
10

точку С, и ее направление относительно направления линии нулевого
поддержания останется неизмененным; лишь величина сопротивления
увеличится с величины С/?! до величины С/?2.
Мы можем сделать тот вывод, что в пространстве, когда направление
сопротивления воздуха не изменяется относительно направления линии
нулевого поддержания, то направление скорости остается неизменным и
Поток
Черт. 5.
лишь величина скорости подвергается соответственному воздействию
изменения облической тяги.
Теперь, когда мы имеем возможность учитывать влияние формы
корпуса, остается установить, каковы движения корабля в вертикальной
плоскости симметрии, иначе говоря, определить траекторию полета корабля в
случае его прямолинейного и равномерного движения.
Начертание траектории корабля, перемещающегося
прямолинейно и равномерно в вертикальной плоскости симметрии
Рассмотрим сперва парусник, ориентированный относительно стран
света, как указано на черт. 6, и идущий под ветром, причем ветер
дует с востока. Направление ветра рассматривается, как направление
вредной силы, стремящейся нести корабль под ветром.,
В результате воздействия подводной части судна, как показывает опыт,
корабль поднимается по ветру, следуя направлению О К (черт. 6), и мы
имеем:
угол A ON—курс, .
угол AOV—дрейф (девиация),
угол VON—путь.
Зная курс и угол дрейфа, можно определить путь, т. е. траекторию
в горизонтальной плоскости.
Для этого требуется взять за начало отсчета углов два основных
направления: 1) основное направление в корабле—ось; 2) основное
направление для отсчета углов в пространстве—географический меридиан.
Когда корабль перемещается, следуя направлению своей оси, то
направление скорости совпадает с. направлением сопротивления потока и
дрейф равен нулю. Мы сказали бы в этом случае, что корабль
перемещается при прямом сопротивлении (черт. 7).
Наоборот, когда направление скорости не совпадает с направлением
11

сопротивления, то угол дрейфа имеет определенную величину. Наличие
угла дрейфа как раз и характеризует облическое движение (см. черт. 6).
Мы воспользуемся этим приемом для изображения траектории полета
воздушного корабля в вертикальной плоскости, перемещающегося
прямолинейно и равномерно.
Достаточно приподнять чёрт. 6, чтобы получить положение
поднимающегося отяжеленного дирижабля, причем направление силы веса
Гор из.
Себер-
Черт. 6.
Черт. 7.
является направлением вредной силы, стремящейся сопротивляться
подъему корабля. Возьмем за основание отсчета углов на корабле то направление1 f
для которого девиация р^вна нулю, т. е. то направление, при котором
сила динамического поддержания равна нулю; от этого направления и
Вертик* плоскость
Н
Напрабл.силы
веса
Я г
Черт. 8.
будем отсчитывать углы атаки.
За основание отсчета
углов в пространстве возьмем
горизонтальное направление, и
для случая прилагаемого
чертежа (черт. 8) мы имеем:
угол А ОН — угол наклона
(диферент) или курс корабля
в вертикальной плоскости — 6;
угол AOV—угол атаки или
угол девиации—о;
угол HOV—угол полета или
путь корабля в вертикальной
плоскости — а.
Эти три угла дают возможность представить себе все положения при
подъеме и спуске, сопоставляя величины диферента и угла атаки.
Отяжеленный воздушный корабль
1. П одъем
Угол наклона корабля больше угла атаки.
Угол полета равен-f-ос — + 6 — о (черт. 9).
Первичный режим полета (большие скорости, малые углы атаки).
1 Совпадающее с направлением скорости.
12
Примечание редакции.

2. Горизонтальное движение
Угол наклона равен углу атаки: 6 = 8.
Угол пути равен 0 = + 6— 8 (черт. 10).
Первичн.реЖим подъема
Н
Черт. 9.
Черт. 10.
вторичн. ре Ж им
Черт. 11.
Черт. 12.
3. Спуск при положительном наклоне (с поднятым
носом)
Угол атаки больше угла наклона корабля.
Угол пути равен — а =— 8+ 6 (черт. И).
Вторичный режим полета (малые скорости, большие углы атаки).
13

Быстрый спуск.
Угол наклона корабля добавляется к углу атаки.
Угол пути равен — а = —(6 + 8) (черт. 12).
Первичный режим при спуске (большие скорости, малые углы атаки).
Облегченный воздушный корабль
(черт. 13).
(черт. 14).
(черт. 15).
1. Спуск:
2. Горизонтальный полет:
6 = 8
а =
3. Полет с опущенным носом:
Вторичный режим полета.
4. Быстрый подъем:
+а=+6+8
Первичный режим полета при
Первичн. режим спуска
Черт. 13, 14, 15, 16.
левого поддержания. Диферент будет,
это направление горизонтально.
(черт. 16).
подъеме.
Когда дирижабль
перемещается, следуя направлению
нулевого динамического
поддержания, то направление скорости
совпадает с направлением
сопротивления воздуха; это
направление является касательной
в точке возврата к
характеристическим кривым. Угол атаки
в этом случае равен нулю.
Можно сказать здесь, что
дирижабль перемещается при
прямом сопротивлении.
Наоборот, когда направле- f
ние скорости не совпадает с
направлением сопротивления, то
дирижабль перемещается путем
облического движения. Это
положение характеризуется
наличием угла атаки или девиации;
по этой причине мы и назвали
огибающую направлений
скоростей кривой девиации.
Для отсчета углов при
исследовании полета в
вертикальной плоскости мы взяли за
основание отсчета углов в
дирижабле направление линии ну-
следовательно, равен нулю, когда
14

В навигационной практике для определения величины диферента
служит направление оси корабля, а при спокойном состоянии корабль
статически уравновешивается таким образом, что ось остается
горизонтальной.
Следовательно, мы вынуждены взять эту линию за основание для
отсчета углов в корабле, а вследствие этого теоретические углы, которые
мы определили выше, будут отличаться на величину постоянного угла р„
который является углом
между направлением о /••-..
оси и направлением -../ /
линии нулевого поддер- * * ..^ д
жания (черт. 17).
Поскольку мы
должны выполнить
построение положений
равновесия, мы будем поль-
зоваться этими теоре- Н
тическими углами,
разумеется, с той оговор- Черт. 17. ~*
кой, что величина этих
углов не будет служить нам для выражения величин сил или реакций,
которые будут иметь место.
Теоретические (фиктивные) углы, которыми мы будем пользоваться
беря ось за основание для отсчета углов, в корабле будут:
АгОН—диферент, равный 04-^ = 0^
A^OV—угол атаки, равный S —[-Р = St.
Угол пути VOH не изменяется; лишь диферент и угол атаки
изменяется на величину угла (3. Наличие этого угла р ни в чем не изменяет
применения метода, который будет дан для определения различных
положений равновесия дирижабля, перемещающегося равномерным и
прямолинейным движением.
Использование характеристических горизонтальных кривых
корабля для определения положений равновесия у
причальной мачты
На практике было обнаружено, что жесткий воздушный корабль не
держится против ветра, когда он пришвартован к мачте, но что
существует два положения равновесия—по одному с каждой стороны
направления ветра.
Мы объясним этот феномен, пользуясь характеристическими
горизонтальными кривыми корабля.
Возьмем модель дирижабля „Медитэранэ", характеристические
горизонтальные кривые которого даны на черт. 18, и предположим, что этот
дирижабль пришвартован к мачте своей носовой частью А.
Проведя от точки А касательную к метацентрической кривой, мы
получим направление сопротивления воздуха для случая равновесия при
горизонтальном ветре. Проведя же из точки А касательную к кривой
девиации, мы обнаружим, что направление скорости образует с осью
корабля угол, примерно, в 7°-
15

Положение корабля будет, следовательно, таким, что
пришвартованный к мачте в точке А он будет находиться в равновесии в 7° от струи
ветра либо с одного края, либо с другого (черт. 19). Угол между
направлением ветра, примерно, в 7° является относительно малым и a priori
видно, что это положение не вызывает больших неудобств.
Черт. 18.
Рассматривая же направление сопротивления воздуха в этом
положении равновесия (черт. 19), мы обнаруживаем, что оно образует с
направлением оси угол, примерно, в 65°. Вследствие этого создаются уже очень
Черт. 19.
существенные боковые усилий отрыва, которые становятся чрезвычайно
резкими при внезапных поворотах в сторону, вызываемых порывами и
изменениями ветра.
При известных поворотах в сторону сопротивление воздуха может
проявляться и в направлении, перпендикулярном оси. Вероятно по этой
причине и имели место случаи отрыва кораблей; это положение приводит
16

к необходимости очень сильного бокового крепления точки привязи в
носовой части. В результате создается утяжеление носовой части
корабля, причем это утяжеление уменьшает полезную подъемную силу
аэростата и увеличивает инерцию носовой точки; это же обстоятельство
вредит сохранению постоянства пути.
Чтобы облегчить это положение и создать для дирижабля лучшие
условия безопасности с минимумом креплений, надлежит увеличить
влияние вертикального оперения так, чтобы отодвинуть главный центр
девиации Со до точки А. Это дает первое положение устойчивого равновесия
в струе ветра, так как направление сопротивления воздуха и направление
скорости в этой точке возврата совпадают с осью аэростата (черт. 20).
М)
Черт. 21.
Перемещая точку Со за точку Л, мы получим более устойчивый
аэростат и более чувствительный к изменениям в направлении ветра (черт.
21) (настоящий флюгер).
Поступая таким образом, мы обеспечиваем лучшее держание корабля
у причальной мачты; этим также улучшается и следование корабля по
курсу, однако, эволюционные качества корабля уменьшаются, что может
потребовать увеличения размеров руля.
Поскольку руль во время стоянки играет роль неподвижного опере-
йия, можно увеличение оперения соответственно распределить между
стабилизаторами и рулями для того, чтобы получить нужный результат.
При рассмотрении этого вопроса мы пользовались характеристическими
кривыми модели определенного аэростата. На практике, когда этот
аэростат будет причален к^ мачте, весьма вероятно, что углы при равновесии
не будут в точности теми, какие здесь указаны. Они могут оказаться
меньшими или большими,—но все же изучение модели дает ценные
указания.
Лишь путем опытов у мачты с самим аэростатом представится
возможным определить, что должно быть сделано, чтобы пришвартованный
к мачте аэростат держался строго против ветра независимо от его силы.
(Опытным путем определить правильное распределение площади оперения
на неподвижное оперение и на рули).
Исследование равновесия корабля в вертикальной плоскости
Мы не можем провести исследование вопроса без ограничения его
определенными условиями в отношении корпуса корабля, в связи с чем
и допустим ряд гипотез.
Предположим, что:
2 Динамика дирижабля 17

1. Корабль не подвергается деформации, т. е. характеристические
кривые его соответствуют определенному положению руля (руль на нуле) *.
2. Центр объема газовой массы находится в неизменном положении
(а—неизменяемо).
3. Плотность воздуха постоянна, и не происходит изменений в
температурах воздуха и газа после того, как произошло нарушение
начального равновессия.
4. Положение начального равновесия установлено в состоянии покоя
при нулевой сплавной силе; ось аэростата горизонтальна.
Чтобы объяснить те случаи поведения кораблей, которые
обнаружились в практике современного воздухоплавания, как было отмечено в
отношении случаев, приведенных в начале настоящего очерка, мы
рассмотрим реакции, вызванные:
1) воздействием силы тяги винтов;
2) воздействием вертикальных сил (изменения нагрузки)---положитель-
ных или отрицательных;
3) одновременным воздействием этих двух категорий сил.
Реакции, вызываемые нарушением равновесия силами тяги, т. е.
силами определенного направления относительно направления
линии нулевого поддержания
Рассмотрим корабль (черт. 22) при нулевой сплавной силе,
уравновешенный при диференте, равном нулю. Вследствие наличия гондол корабль
является несимметричным, и
направление линии нулевого
динамического поддержания
наклонено относительно того
направления оси, когда дифе-
рент равен нулю.
Мы немедленно
обнаруживаем, что направление тяги
касательной к метацентри-
ческой кривой дает
положение равновесия при
диференте, равном нулю. В этом
частном случае направление
сопротивления воздуха прямо
противоположно облической
силе тяги, и пара
статической устойчивости действия
не оказывает.
Мы имеем С/71= CR1 для
направления скорости CVV
величина которой равна CVV
Черт. 22. Повысим величину силы тяги
с CFl до CF29 диферент при
равновесии корабля остается равным нулю и мы имеем CF2=CR2 для
того же направления скорости, которое лишь изменяется с величины
1 Имеется в виду вся линия очертания корабля, включая оперение.
Примечание редакции.
18

г до большей величины CV2. Угол атаки остается
неизменным.
Направление тяги не является касательной к
метацентрической кривой. Величина пары сил от работы
м от о р о в.
Обычно направление силы тяги не является касательной к
метацентрической кривой. Из этого следует, что величина диферента при
равновесии будет функцией величины пары сил, каковую и надлежит установить
ф
А
Возьмем аэростат в его исходном положении и пусть
ТТ—направление тяги, величина которой OF=n. Проведем касательную ТТг' к
метацентрической кривой, параллельную направлению ТТ (черт. 23).
|р г
Черт. 24.
Сила OF *может быть заменена равной силой О'Р\ приложенной по
направлению 7\7\', и парой FOO'F^.
Поскольку сила O'F' сохраняет диферент равным нулю, ибо она
является касательной к метацентрической кривой, диферент, вызванный
силой OF, будет при равновесии определен величиной пары т: X т, которая
является парой от действия моторов, где т = ООг.
Когда равновесие будет достигнуто, мы будем иметь:
2*
19

или sin в=
отношение, дающее величину
р
диферента.
Величина угла атаки о остается неизменной (черт. 24).
Возьмем вновь исходное положение равновесия и увеличим силу тяги
с ^ до большей величины тг2. Пара изменится с величины *, х т до
большей величины ти2х//г; следовательно, величина диферента при
равновесии увеличится, и мы будем иметь диферент б2, при котором sin 62 =
~р~^~* Здесь 02 больше, чем 6Х (черт. 25). Что же касается
величины угла атаки, то она остается неизменной и равной о
Итак:
1) Силы определенного направления в корабле характеризуются в
своем действии существенным фактом: величина угла атаки остается
неизменной, каковы бы ни были величина рассматриваемой силы и величина
диферента при равновесии.
2) Величина пары от моторов дается выражением ъхт причем т
является расстоянием между направлением рассматриваемой силы и поя-
мой, параллельной этой силе, проведенной касательно к метацентрической
кривой»
Следовательно, представляется невозможным определить величину
этой пары, если положение касательной к метацентрической кривой
неизвестно и если ее положение не определяется опытами в полете
6) Всякое изменение силы тяги влечет за собой соответственное
изменение величины диферента при равновесии, которое'(дается уравнением
Sin 6 =
■яхт
а
4) В частном случае, когда направление тяги является касательной к
метацентрической кривой, диферент при равновесии неизменно
устанавливается на нуль независимо от величины рассматриваемой силы.
20

Реакции корпуса дирижабля — тяжелого,
поднимающегося, имеющего руль „полностью на спуск", при
изменении скорости полета.
Пусть АВ будет направлением линии нулевого поддержания
поднимающегося дирижабля, идущего с углом пути а, несмотря на руль,
поставленный „полностью на спуск", вследствие утяжеления р. Угол атаки
равен о (черт. 26). На первый взгляд представляется, что увеличение скорости
корабля, поскольку оно дает большую отдачу руля, обеспечивает возможность
Н
Черт. 26.
удерживать постоянную высоту. Действительно, при маневрировании
кораблями в горизонтальной плоскости увеличение скорости полета
ускоряет эволюцию. Однако при маневрировании в вертикальной плоскости"
вопрос обстоит совершенно иначе, так как здесь мы имеем дело не-с
эволюцией корабля, а с/ переходом его из состояния равновесия при подъ-
Черт. 27.
еме к другому, состоянию равновесия при горизонтальном полете. Мы
увидим, что в этих условиях, как это показывает и опыт, результаты
воздействия тяги заметно.отличаются от тех, которые обычно предполагались.
Пусть АВ будет линией нулевого поддержания корабля. Этот корабль
с отклоненным рулем пусть будет представлен метацентрической кривой
Мг\ пусть С/?! будет сопротивлением воздуха при равновесии для случая
тяги ttj (черт. 27). Взятая изолированно эта тяга дает, например, угол
атаки 82; увеличивая тягу, мы оставляем этот угол §2 неизменным, а угол
диферента будет изменяться лишь под действием величины динамической
опрокидывающей пары, вызываемой сопротивлением воздуха, которое
возрастает от величины С7?2 до величины CR2-
21

При нормальном увеличении скорости положение точки С
существенно не изменяется, а угол атаки, созданный весом р, стремится
уменьшиться вследствие увеличения скорости; диферент увеличивается, и
аэростат поднимается более быстро.
При уменьшении скорости полета угол атаки, вызываемый тягой,
остается постоянным, а угол атаки, создаваемый весом, увеличивается
вследствие уменьшения скорости; опрокидывающая пара ослабляется, угол
диферента быстро уменьшается в своей величине и вскоре становится
равным углу атаки. Полет на постоянной высоте может быть восстановлен.
Следовательно, всякое увеличение хода ускоряет подъем, и единственно
возможным, маневром для удержания постоянной высоты является
уменьшение скорости полета.
Реакция корабля при нарушениях равновесия положительными
или отрицательными вертикальными силами
В этом случае рассматривается вопрос о реакциях, вызываемых
облегчением или утяжелением дирижабля; эти силы проходят через чопреде-
ленную точку, имея определенное направление в пространстве. Опыт
показывает, что феномены изменения веса могут вызываться различным
образом, ввиду чего следует рассмотреть каждый случай в отдельности.
1. Утяжеление или облегчение могут быть соответственно вызваны
хлопком клапана или сбрасыванием баласта.
2. Как указано в сообщении командира эскадрильи Причара, имеют
место дневное облегчение и ночное утяжеление корабля.
3. Утяжеление или облегчение может явиться вследствие
возникновения разницы в температуре воздуха и газа в какой-нибудь данный
момент; это явление было установлено на „Диксмюде". Если мы возьмем
описанный в начале этого очерка опыт с „Диксмюде", то увидим, что
различие в температуре воздуха и газа, примерно, в 5° держалось в
течение двух с половиной часов, а затем, при прохождении корабля через
довольно густое облако, температура немедленно уравнялась.
Когда температура воздуха выше температуры газа, корабль
облегчается, а когда температура воздуха ниже температуры газа, мы имеем
утяжеление корабля.
4. Постепенное облегчение во время полета вследствие расхода
горючего. Это облегчение компенсируется потерей газа; газ этот удаляется
таким образом; что сохраняется статическое равновесие корабля.
С динамической точки зрения это облегчение представляет серьезные
неудобства. Действительно, пусть в начале перелета восстанавливающая
пара будет Р. а ]; тогда для данного утяжеления р корабль будет иметь
угол диферента 6Х при данном режиме работы моторов.
Предположим, что при этом положении для удержания постоянной
высоты руль будет установлен „полностью на опуск" (черт. 28).
В конце перелета пара статической устойчивости будет лишь
(Р—Р) а, и хотя величина а слегка возрастает, пара статической
устойчивости значительно уменьшится, так как вес горючего Р' может
достигнуть четверти тоннажа.
1 Как здесь, так и в дальнейшем изложении произведение Р. а,
характеризующее собой величину статической восстанавливающей пары, автор условно назы-
*ает „восстанавливающей парой". Примечание редакции.

e,=s7T
В этих условиях "для того же самого утяжеления р в конце перелета
нос корабля поднимется вверх, 62>б1? и аэростат будет подниматься при
руле, установленном '„полностью на спуск". Следовательно, придется
уменьшить скорость полета, чтобы сохранить высоту постоянной. Вследствие
этого к моменту прибытия корабля маневренность его уменьшается по
сравнению с моментом отбытия.
Мы рассмотрим эти различные случаи в связи с величиной ста'тичес-
кой восстанавливающей пары, так как прибавление или вычитание сил
веса оказывают воздействие
на ее величину; далее мы рас- ^
смотрим реагирование ко-
рабля на действие вертикаль-
ных сил, т. е. „планирующий
полет" дирижабля.
Изменения веса,
вызываемые
маневрированием балластом или ЧеРт- 28-
хлопком клапана.
Пусть АВ будет осью корабля при нулевой сплавной силе и пусть
корабль в состоянии покоя так уравновешен, что его ось горизонтальна.
Мы имеем ф = Ру и аэростат находится в равновесии на уровне N
(черт. 29).
Дадим хлопок клапана центральному газовому баллону. Сила^
приложенная в со, будет Р—р; с другой стороны, вес остался неизменным.
N
в л
Ла
iff
'Р-о
В
D г
t
Р-с
\G
В
G в '
р-р
Черт. 29, 30, 31 и 32.
Поэтому в центре тяжести мы имеем силу (Р—р)-\-р- Следовательно,
хлопок клапана в со равнозначен увеличению веса на величину /?,
приложенную в центре тяжести аэростата, восстанавливающая пара которого
равна (Р— о)' а (черт. 30).
23

Если мы перенесем вес /?, приложенный в G, в какую-нибудь точку Df
то этот перенос веса будет соответствовать хлопку клапана, данному в
точке o)j для аэростата, восстанавливающая пара которого равна (Р—р) - а
(черт. 31).
Рассуждая таким же образом, можно убедиться, что сбрасывание
балласта в центре тяжести равнозначно приложению силы -\-р в центре
объема газовой массы такого аэростата, восстанавливающая пара
которого равна (Р—р) а (черт. 32).
Следовательно, для получения точки приложения силы, утяжеляющей
или облегчающей аэростат, приходится вводить поправку на величину а \
так как восстанавливающая пара раэна (Р—р) • а.
ш
G
Р-о
•р
Черт. 33.
тр
Черт. 34.
Изменения веса, вызываемые разницей температур
воздуха и газа или радиацией.
1. Утяжеление. В этом случае мы имеем в центре объема газовой
массы некоторую силу Р—р, а в центре тяжести—силу P=z(P—р)-\-р
(черт. 33).
Следовательно, сила р приложена к центру тяжести аэростата,
восстанавливающая пара которого равна (Р—р)а.
2. Облегчение. В центре объема газовой массы мы имеем
некоторую силу Р-\-р, а в центре тяжести—силу Р.
Сила р будет приложена в центре объема газовой массы аэростата,
восстанавливающая пара которого будет Р • а (черт. 34).
Мы видим, что этот частный случай отличен от всех других;
действительно, здесь имеется добавление некоторой вертикальной силы вверх
и нет надобности изменять точку ее приложения.
3. Механическое утяжеление, вызываемое дождем, об-
леденением и т. д.
В этом случае восстанавливающая пара остается равной Р • а, и вес
добавляется в некоторой точке, подлежащей определению в каждом
отдельном случае.
Определение положения равновесия для случая хлопка клапана,
приложенного в произвольной точке
Возьмем какой-нибудь дирижабль, статически уравновешенный на
уровне 7V, причем ось аэростата горизонтальна.
(см. черт. 31).
Примечание редакции.
24

Пусть р будет силой, нарушающей равновесие, полученной в
результате хлопка клапана в о1 (черт. 35). В соответствии с изложенным сила
р должна быть приложена в такой точке О, чтобы ^0=0,, тогда как
восстанавливающая пара аэростата будет равна (Я—р) • а.
Пусть б будет углом диферента при равновессии (черт. 36).
А Я*.
N
ш
Р-Р
Черт. 35.
Когда движение будет
прямолинейным и равномерным, то
направление силы
сопротивления воздуха будет вертикальным
и касательным к метацентриче-
•ской кривой.
Пусть Cm будет этим
направлением; тогда С будет
центром девиации и CV определит
собой направление движения.
Силы уравновесились, и мы
имеем следующее уравнение
равновесия пар:
pOD = (P—p)' а> sin 6.
Проведем через точку О
прямую, перпендикулярную к
направлению1, являющемуся
началом отсчета угла наклона
корабля (диферента).
Э
Черт. 36.
(фр)
Эта прямая пересечется с направлением силы сопротивления воздуха
Следовательно:
что дает:
sin 6,
Р • 00, • sin Ь = (Р—р) • а - sin б;
• а.
Следовательно, перемещая точку отсчета новой величины
• а} мы
1 К оси корабля.
Примечание редакции.
25

получаем точку Ог и, проводя из этой точки касательную к
метацентрической кривой, мы получаем направление сопротивления воздуха, которое
является вертикальным, и величину угла диферента, который определяет
положение равновесия в пространстве (черт. 36).
Возьмем дирижабль ММ' (черт. 37), статически уравновешенный при
угле наклона корабля, равном нулю. Предположим, что Р= 10 тонн;
дадим в некоторой точке а^ хлопок клапана, соответствующий силе р=2 т.
Мы видим, что этот маневр равнозначен утяжелению в Ох на вес р
такого дирижабля, восстанавливающая пара которого равна:
(Р— р) -а = (10—2) -а =8 -а.
Из точки Ох проведем перпендикуляр к направлению,
определяющему диферент равный нулю, и отложим на нем величину • а=4а.
Мы получаем О/—одну точку на направлении силы сопротивления
воздуха, касательном к метацентрической кривой. OlfC1 является
направлением этого сопротивления. Следовательно, когда установится равновесие
при прямолинейном и равномерном движении, это направление будет
вертикальным; угол ОгО'2Cj определяет, таким образом, величину угла
диферента, а направление C1V1—направление движения.
Обратим внимание на положение точки приложения хлопка
клапана. Проведем касательную т2С2 к метацентрической кривой,
перпендикулярную к направлению, определяющему диферент равный нулю.
Для положения ш2 точки приложения хлопка клапана угол диферента
при равновесии будет равен нулю. Это не означает, что этот угол
диферента получается немедленно; в момент нарушения равновесия дирижабль
произведет эволюцию, придя в движение, а затем он остановится на
нулевом диференте, когда движение станет прямолинейным и равномерным
(скорость постоянна).
Эта особая точка именуется точкой безразличия в диференте. Все
хлопки клапаном спереди от этой точки дают положение равновесия с
отрицательным наклоном, а все хлопки клапаном, произведенные сзади
от этой точки, дают положение равновесия с положительным наклоном.
Направление движения — С2К2, угол атаки — о2.
Сзади от этой точки мы находим другую, заслуживающую внимания
точку.
Касательная к метацентрической кривой в точке возврата Со'
пересекается с прямой* DE в О/ (черт. 37). Проведем из этой точки
перпендикуляр к направлению нулевого диферента.
В ш3 мы получаем положение точки приложения хлопка клапана,
который будет таким, что полученное равновесие будет характеризоваться
вертикальным спуском аэростата.
Действительно, для этого положения направление сопротивления
воздуха совпадает с направлением скорости, причем направление
CZOZ' является вертикальным, а следовательно, и спуск тоже будет
вертикальным.
Угол диферента равняется -f- 63, а угол атаки равен 90° + 63 или о3.
Для всех хлопков клапаном спереди от этой точки ш3 перемещение
будет происходить в направлении носа, а для всех хлопков клапаном,
произведенных сзади от точки оо:}, перемещение будет в направлении
кормы.
26

Мы дали построение равновесия и для другого хлопка клапана сзади
от этой точки. Мы получаем там диферент при равновесии + 64 и угол
атаки 84, причем дирижабль перемещается в заднем направлении.
Черт. 37.
Все эти положения равновесия, повернутые таким образом, чтобы
направление силы сопротивления воздуха было вертикальным, дают
положение корабля при равновесии в пространстве и определяют направление
его движения.
Изучение равновесия дирижабля при одновременном действии
силы тяги и вертикальных сил
Общий случай
Для уточнения этого вопроса мы воспользуемся работой морского
инженера Радиге, относящейся к отдаче предохранительных грузов подводной
27

лодки „Опал". Так как Радиге рассматривал лишь один частный случай,
то нам пришлось переработать его труд, чтобы дать возможность
применить этот метод к общему случаю и к полету дирижабля.
Рассмотрим дирижабль в равновесии при нулевом диференте, при
нулевой сплавной силе.
Приложим силу тяги тс, направленную по ТТ и дадим хлопок клапана
силы р в (Oj (черт. 38).
Это равносильно приложению в О силы р со знаком минус к аэростату,
восстанавливающая пара которого
будет (Р—р) ' а.
Под действием этих двух сил
корабль приходит в движение,
производит эволюции и
устанавливается в положении равновесия,
когда движение будет
прямолинейным и равномерным (постоянная
скорость, постоянный диферент).
Пусть 0 будет углом диферента при
равновесии (черт. 39). / является
центром возмущения, и мы имеем
приложенную в нем силу IF,
параллельную силе сопротивления
воздуха, причем последняя является
касательной к метацентрической
кривой.
Рассмотрим составляющие этих двух сил.
Мы имеем:
Сила Ггх может быть заменена равной ей силой /г, и парой rj'lpu;
Ir.-Ip. Таким образом имеем равновесие сил.
Пара гх1'1р0 представляет собою динамическую опрокидывающую пару,
и равновесие пар дает:
Пара гхГ1р0=(Р—р) ■ а • sin 6.
Из точки О проведем прямую, перпендикулярную к направлению
линии нулевого диферента АВ. Эта прямая в точке Ог пересекается с
вертикалью, проходящей через точку /'. Приложим к этой точке две силы,
равные р и прямо противоположные. Это обстоятельство ничего не меняет
в условиях равновесия; можно считать, что сила рх является
результирующей сил Р—р, приложенной в », Р—р, приложенной в G, и р,
приложенной в О.
Действительно мы имеем:
пара pODp»= паре />„Х OD,
р2Х OD=pi X 00, ■ sin Ь = {Р—р) ■ а ■ sin 0.
Три вертикальных силы: Р—р, Р—р, р, могут быть заменены силой
pv приложенной в Olt и условия равновесия будут следующие:
Таким образом мы имеем теперь дело лишь с двумя силами г. и pi9
и когда равновесие будет достигнуто, то сопротивление воздуха, каса-
28

М/
-я

тельное к метацентрической кривой, будет прямо противоположно
результирующей этих двух сил. С другой стороны, положение точки Ох
определено уравнением:
откуда,
г • sin 6—(Р—р) - а - sin б,
00,='-' а.
причем точка 01 является определенной.
Задача теперь сводится к следующему: имея корабль, представленный
своими характеристическими кривыми, определить его положение
равновесия в пространстве, когда к нему
приложены сила тяги тг,
направленная по ТТ'у и вертикальная сила
/?, проходящая через определенную
точку 01 (черт. 40).
В общих чертах эта проблема
равновесия самолета,
перемещающегося в условиях прямолинейного
и равномерного движения. В этом
случае сопротивление воздуха
прямо противоположно ~результирую-
щей приложенных сил (тяги и
й
F
веса).
Возьмем дирижабль в
состоянии равновесия, перемещающийся
прямолинейно и равномерно с
углом диферег.а 0.
Приложен '.т? силы будут: сила
тяги 7г, направленная по ТТ и
имеющая определенный угол с
направлением линии нулевого
поддержания; сила /7, приложенная в
О± и направленная по вертикали.
В точке;/—точке приложения
результирующей сил в
рассматриваемом равновесии мы имеем две равные силы: //г= CR, которые прямо
противоположны.
Сохраняя направление ТТ' неизменным в пространстве, будем
поворачивать силу р на 360° вокруг точки О1. Каждому положению р будет
соответствовать определенное положение результирующей к и р.
Проведя огибающую направлений этих результирующих, мы получим
кривую С. Касательная, общая к этой кривой С и метацентрической
кривой, даст нам направление сопротивления воздуха в отыскиваемом
равновесии, а также ее положение относительно направления линии
нулевого динамического поддержания.
Определяя далее величину диферента, мы будем иметь возможность
ориентировать корабль в пространстве по отношению к горизонтальному
направлению, а проведя из центра девиации при равновесии касательную
к кривой девиации, мы получим направление движения.
30

Отыскание кривой С.
Пу9ть тс будет тягой, направленной по ТТ (черт. 41); / является
центром возмущения и //?—направлением силы р, проходящей через точку
О; так как / является точкой приложения сил, то возьмем /р=/?, причем
IF является результирующей р и тс.
Из точки F опустим перпендикуляры FO' и FA на направления 1р
и ТТ', и из точки О восставим перпендикуляр ОЕ к //?.
Из точки £" прямой /Z7 опустим перпендикуляр на направление ТТ.
Имеем:
ЕА __1Е_ЕО
~FA'~~IF~FO"
откуда
EA~FA'
Но площадь /it/?= площади //77, или
ic X -РЛ'=/> X
следовательно имеем:
/
Следовательно^ точка Е расположена на коническом сечении, фокусом
которого является точка О; направление тяги ТТ—его директриссой,
а отношение его эксцентриситетом (черт. 42).
" Р 1 т
Следовательно, прямая, которая соединяет точку пересечения /
касательной к коническому сечению и директриссы с фокусом, т. е. прямая
П
Черт. 41.
Черт. 42.
/О, является перпендикулярной к прямой, соединяющей фокус с точкой
касания, т. е. /О перпендикулярна к ЕО ( черт. 42).
В этих условиях местом расположения точки Е будет коническое
сечение, для которого точка О является фокусом, направление тяги—дирек-
триссой и отношение эксцентриситетомл
С другой стороны, результирующая сил пир, касательная к мета-
центрической кривой и проходящая через точку /, является касательной
31

в точке Е к коническому сечению, которое только что определено; это
коническое сечение (кривая С) является огибающей результирующих
К
Черт/43.
которую можно получить, поворачивая силу р вокруг точки О; при этом
направление ТТ тяги остается неизменным.
Так как мы не допускали каких-либо гипотез касательно
^относительных величин р и т:, то следующие данные приложимы ко всем случаям.
32

сила тяги моторов меньше рг—в этом случае С представляет собою
эллипс; сила тяги мотогюв равна р,—в этом случае кривая С
представляет собою параболу; сила Тяги моторов больше ру—в этом случае
кривая С представляет собою гиперболу.
При полетах дирижаблей эти три конических сечения будут
использованы для отыскания положений равновесия, соответствующих силам,
нарушающим равновесие, встречающимся в навигационной практике.
в
V
Отыскание положения равновесия дирижабля в
движении, когда нарушение равновесия вызывается
хлопком клапана, приложенным в центре объема газовой
массы.
Возьмем дирижабль с характеристическими кривыми М и М' при
нулевом диференте и нулевой сплавной силе в состоянии покоя.
Приложим, по направлению тяги ТТ' силу тяги моторов тг и дадим 'хлопок
клапана силы р в оо—центре объема газовой массы (центральный газовый
баллон) (черт. 43).
Пусть вес дирижабля равняется 10 т. и пусть р утяжеление,
вызванное хлопком клапана в центре объема газовой массы, будет равно
1 т. Величина тяги, действующей по направлению ТТ', также
равняется 1 т.
Мы видели, что точкой приложения силы р должна быть точка G —
центр тяжести, и что вследствие хлопка клапана восстанавливающая пара будет:
3 Динамика дирижабля
33

Тяга- =п=-
Нарушение равновесия • =?р^1 тонна
\
Черт. 45 Отыскание положения
равновесия.
34

Черт. 46. Положение равновесия.
3*
35

Тяга =sTT=i. тонны
Нарушение, равновесие'=
5= облегчение^] тонна .
Черт. 47. Отыскание положения равновесия.
36

(Р—р)' а = (10—1) • а = 9 - а.
Расстояние до фокуса конического сечения, которое в данном случае
является параболой, будет:
— а— г _У а,
считая книзу от центра тяжести О.
Черт. 48. Положение равновесия.
37

Пусть О будет этой точкой. Построим параболу, имеющую своим
фокусом точку О и директриссой направление ТТ. Этой параболой
будет кривая С Проведем касательную, общую этой кривой и метацен-
трической кривой; мы получаем 1т—положение силы сопротивления воз*
духа при равновесии.
Соединяя точку / с точкой О, мы получаем* направление новой
вертикали в этом равновесии, а величина диферента определяется углом KOL.
Черт. 49.
Через точку О проведем перпендикуляр к направлению /О; эта прямая
пересекается с коническим сечением в точке Е, где его касается прямая,
определяющая собой направление силы сопротивления воздуха. Эта пря->
мая ЕО в положении окончательного равновесия будет горизонтальной.
Проведя из точки С—центра девиации—касательную к кривой
девиации М\ мы получим направление движения CV.
Теперь отстается лишь повернуть чертеж по направлению часовой
стрелки на угол 6, ориентируя направление 10 по направлению
вертикали, и мы получим положение дирижабля в пространстве (черт. 44).
38

На чертежах на стр. 34 — 38 мы даем построение для отыскания
положения равновесия при различных относительных величинах силы тяги
и силы, нарушающей равновесие. Все эти графики уже повернуты и дают
для каждого случая положение дирижабля в состоянии равновесия при
прямолинейном и равномерном движении (черт. 45, 46, 47, 48 и 49).
Эти разнообразные построения дают нам значительные изменения
угла диферента; это вытекает из того обстоятельства, что мы выбрали
характеристические кривые с таким расчетом, чтобы изображения
были бы в достаточной мере выявлены. Реакции подвергаются
рассмотрению главным образом с качественной стороны; например, мы замечаем,
что отклонения в величине диферента при утяжелении будут больше, чем
при аналогичном облегчении; это рбстоятельство является следствием
воздействия момента от тяги моторов.
Хлопок клапана в каком-нибудь газовом баллоне
Пусть М и М' будут характеристическими кривыми дирижабля, а
АВ направлением линии нулевого поддержания, когда аэростат находится
в равновесии в состоянии покоя при нулевом диференте; со будет
центром объема, a G центром тяжести (четр. 49).
Найдем коническое сечение, характерное для тяги ^, допуская, что
дирижабль весом 10 т. р = 1 т, а тяга равна 0,5 т.
Коническое сечение представит собою эллипс С, причем точка О
является фокусом этого эллипса; построение графика равновесия дает нам
диферент-|-6 для хлопка клапана в центральном баллоне в ш.
Давая хлопок клапана в одну тонну в произвольной точке корабля,
мы замечаем, что директриссой будет всегда направление тяги и что
эксцентриситет, равный —, всегда постоянен. Следовательно, достаточно
Р
переместить коническое сечение, чтобы сейчас же получить угол
диферента при равновесии для хлопка клапана в любой точке.
Мы можем определить точку шх, для которой положение равновесия
будет при нулевом диференте.
При равновесии прямая, соединяющая фокус с точкой касания, будет
горизонтальной; следовательно, проведя прямую НК, являющуюся
касательной к коническому сечению, мы получаем направление сопротивления
воздуха для отыскиваемого положения равновесия.
Проведем линию, параллельную к этой прямой, касательную к мета-
центрической кривой. Эта прямая пересечется с линией тяги ТТ в
некоторой точке Iv являющейся центром напора. Проводя лз точки 1Х
перпендикуляр к направлению линии нулевого диферента, мы имеем в (пг
точку, где должно быть вызвано нарушение равновесия для
получения нулевого диферента, поскольку Ог является фокусом конического
сечения.
Для всех хлопков клапанов, приложенных спереди от точки <av углы
диферента при равновесии будут отрицательными; они будут
положительными для всех точек, расположенных сзади a>v
Действительно, мы имеем диферент — 62 для хлопка клапана в <о2 и
диференты -j- б и -f-63—Для хлопков клапана в ш и со3.
39

Изменения величины диферента и высоты полета, являющиеся
следствием непостоянства общего веса корабля во время полета
Приведенные в начале этой работы опыты дают нам представление о
реагировании корпуса жесткого дирижабля, идущего с данной полетной
скоростью, на изменение общего веса аэростата из-за солнечной
радиации или вследствие возникновения разницы в температуре воздуха и
газа.
Пользуясь только что изложенным методом исследования вопроса и
для данного случая, мы установим соответствие результатов, к которым
нас приводит этот метод, с опытными данными, полученными во время
полета.
Это теоретическое исследование будет произведено в отношении
корабля, имеющего ось симметрии, в котором, кроме того, направление тяги
совпадает с осью; это делается для упрощения графического
изображения положений равновесия и для придания большей ясности чертежам.
Характеристические кривые будут относиться к дирижаблю в 10 т,
предполагаемому выполненным при нулевой сплавной силе и
уравновешенным в состоянии покоя при нулевом диференте.
Приложим по оси силу тяги, равную, например, 1 т. и будем
отыскивать положение равновесия, соответствующее последовательным
утяжелениям в 0,5, 1 и 2 т, приложенным в центре объема газовой массы
для случаев, когда имеется различие в температуре воздуха и газа.
Это равносильно изучению случая, имеющего место во время
обычного полета дирижабля, который следует с определенной скоростью и
мало по-малу утяжеляется с увеличением разницы в температуре воздуха
и газа.
1. Тяга равна одной тонне. Утяжеление равно 500 кг.
Это равносильно приложению веса в 500 кг в центре тяжести
аэростата, восстанавливающая пара которого будет (Р—р) • а.
Расстояние по высоте до фокуса конического сечения Olt считая от
центра тяжести, будет (черт. 50):
Р—р 9,5
р 0,5
Так как отношение — больше единицы, то коническое сечение
представляет собою гиперболу, точка Ох является одним из ее фокусов, а
ось аэростата, совпадающая с направлением тяги,— директриссой. Эта
гипербола имеет своей вершиной точку Sv а одной из
ассимптот—прямую АХ.
Общая для этого конического сечения и метацентрической кривой
касательная т1С1 определяет положение силы сопротивления воздуха и
центра девиации Cv Направление О1С1 является направлением вертикали
в отыскиваемом положении равновесия при диференте -f- 6Х, и С\ Vx
определяет собою направление движения.
Это построение вполне правильно, так как обе силы С1р1 и С^ дают
результирующую силу CXFV касательную к метацентрической кривой, а
40

Достаточно повернуть чертеж, направив С1О1 по вертикали, чтобы
получить положение дирижабля.
2. Тяга равна одной тонне. Утяжеление равно одной тонне (чертеж 50).
..."' И Е
Черт. 50.
Положение фокуса конического сечения по высоте, считая от центра
тяжести, будет:
Р—р 10—1 Q
£. • а =—i— • а = 9 • а.
Р 1
41

Таким образом получаем точку О2 в качестве фокуса параболы,
вершиной которой будет точка S2. Общая касательная дает положение
сопротивления воздуха для центра девиации С2, а направление О2С2 будет
направлением вертикали в трм положении равновесия, которое должно
наступить. С2 V2 представляет собою направление движения. Диферент-|-62.
3. Тяга равна одной тонне. Утяжеление равно двум тоннам (черт. 51).
Положение фокуса эллипса по высоте определяется равенством:
Р—р 10—2 .
восстанавливающая пара равна 8а.
Находим точку О3; общая касательная С3/я3 дает положение
сопротивления воздуха, а направление C2OS—направление вертикали при
равновесии, которое наступит при диференте -(- 63.
CbVz представляет собою направление движения.
4. Не прибегая ни к какому коническому сечению, имеем одно
положение равновесия, которое можно найти немедленно: то, которое
соответствует нулевому диференту. Достаточно провести из центра объема
газовой массы касательную к метацентрической кривой, чтобы получить
положение сопротивления воздуха в этом случае (черт. 51).
Отыскивая вертикальную составляющую, соответствующую этому
случаю равновесия, имеем в а>р4 величину утяжеления; в этом случая р
приблизительно равно 5,5 тонны.
Для утяжелений, превышающих эту величину, аэростат будет
двигаться с опущенным носом, и предельная величина диферента найдется
построением графика равновесия для случая, когда аэростат опорожнен,
т. е. когда /?=А
Точка G является тогда фокусом эллипса. Построение графика этого
равновесия весьма затруднительно вследствие близости точек О и со; к
тому же этот случай не представляет интереса с практической точки
зрения.
Таковы реакции корабля. Мы брали корабль, обладающий осью
симметрии, чтобы придать большую ясность изображениям; использование
несимметричного корабля, в котором направление линии нулевого
динамического поддержания отлично от направления оси, при Тяге,
прилагаемой снизу от оси, дало бы нам аналогичные результаты.
Для рассмотрения движений этого дирижабля нанесем на
горизонтальную линию, начиная от некоторой исходной точки О, величины
утяжелений, служившие для установления последовательных положений
равновесия, и пот оси ординат отложим соответственные величины углов
диферента и углов атаки. Соединяя друг с другом полученные таким
образом точки, мы получим две кривые изменения величины диферента
и угла атаки, когда утяжеление повышается непрерывно от 0 до
предельной величины (опорожненный аэростцт).
Рассмотрим лишь начальную часть этих кривых, соответствующую
нормальным утяжелениям в условиях навигации. Кривая изображена
здесь в увеличенном размере (черт. 52).
Вертикальное расстояние на одной из ординат между этими двумя
кривыми дает величину угла пути в вертикальной плоскости, которую мы
можем нанести на другие оси (черт. 53).
1. В В угол пути будет максимальным, причем от О до В, т. е. для
42

Черт. 51.

утяжеления, меняющегося от 0 до 660 кг, положительный диферент
увеличивается быстрее угла атаки. Эта фаза, характеризующаяся быстрым
0 6 .78 § МО
подъемом тяжелого дирижабля на полетной скорости, может быть
названа „первичным режимом на подъеме".
•*"У?оп атаки
Перв.реЖим
при подъеме
Вторич.реЖим-
при подъеме Вторич.реЖим при спуске
20°
в
Подъем
Спуск
Наклон
Черт. 53.
2. В Л диферент будет максимальным для величины утяжеления в
840 кг. Эта максимальная величина угла диферента корабля соответствует
максимальной величине динамической опрокидывающей пары.
44,

В С угол диферента равен углу атаки и угол пути равен нулю для
величины утяжеления в 1300 кг. Здесь мы имеем максимальный вес>
который корабль может нести (руль на нуле) по горизонтальной
траектории при статической паре, определенной заданным начальным весом.
От В к А положительный диферент увеличивается менее быстро, чем
угол атаки, а от Л до С диферент уменьшается, а угол атаки
увеличивается. Дирижабль поднимается по наклону, все ме^ее выраженному по
мере того, как утяжеление увеличивается. Эта фаза может быть названа
„вторичным режимом при подъем е".
3. От этого момента (точка С), по мере того как утяжеление
увеличивается, положительный диферент уменьшается, а угол атаки быстро
увеличивается и оказывается больше, чем угол диферента, в связи с чем
аэростат спускается с поднятым носом. Эта фаза может быть названа
„вторичным режимом при спуске".
4. Нулевой диферент получается в D для утяжеления в 5,5 тонны, и
угол пути в этот момент равен углу атаки; далее диферент становится
отрицательным, и угол пути равен сумме двух углов* диферента и атаки.
Эта фаза не представляет интереса, так как она соответствует
катастрофическим утяжелениям (черт. 52).
Так как все дирижабли имеют характеристические кривые,
аналогичные тем, которыми мы пользовались, то при движении они одинаково
реагируют на изменения в весе, а степень реагирования зависит от формы
корпуса и скорости пути.
Опыт показал, что реакции обнаруживаются более резко на жестких
дирижаблях и, наоборот, они вовсе не были обнаружены на мягких. В
связи с этим нам приходится изучать этот феномен для обоих типов
дирижаблей раздельно.
Поведение корабля на эксплоатационных скоростях
Мягкие дирижабли на полетной скорости
Рассмотрим кривые, представляющие собою изменение величин угла
диферента и угла атаки мягкого аэростата, когда аэростат постепенно
утяжеляется; укажем для определенных весовых соотношений в аэростате
положение руля высоты, которое позволяет удерживать дирижабль на
постоянной высоте, деформируя в каждый момент очертания корабля в цело м1.
Следовательно, мы допускаем, что каждая точка этих кривых была
получена при помощи метацентрических кривых, соответствующих
каждому положению руля (черт. 54).
В О руль на нуле. Сплавная сила равна нулю. Угол диферента
равен нулю.
В Oj руль, например, повернут на 15° на спуск, диферент
максимален; следовательно, придется использовать максимальный угол руля, чтобы
препятствовать подъему. Вес—OOV
В О2 руль снова на нуле|^Вес—ОО2.
В О3, например, руль в положении „целиком на подъем", и при
рассматриваемой полетной скорости это положение будет соответствовать
максимальному весу, который аэростат может нести в горизонтальном
полете. Вес—00^
Меняется положение руля. Примечание редакции.
45

Таким образом мы видим, что для этого типа дирижаблей весь
первичный режим при подъеме легко охватывается рулем высоты, причем
угол поворота руля не превосходит 15°.
Это обстоятельство связывается с тем фактом, что на аэростатах этого
типа статическая восстанавливающая пара относительно больше, чем на
жестких кораблях, так как гондола расположена значительно ниже га-
Руль
на нуль
Черт.. 54.
зового баллона. Сверх того площадь рулей глубины составляет более
значительную часть "всей площади оперения, чем на жестких кораблях.
С другой стороны, скорости этих аэростатов обычно ниже 100 км\час.
В этих условиях, поскольку не было произведено опытов при руле,
установленном на нуле, не было отмечено и случаев подъема тяжелого
аэростата.
Жесткие воздушные корабли на полетной скорости
Рассмотрим кривые изменений величины диферента и угла атаки,
полученные в тех же условиях с учетом поворота руля для каждой точки.
В О руль на нуле, например, для нулевой сплавной силы (черт. 55).
При утяжелении Ог руль стоит уже ,,полностью на спуск" на полетной
Руль Рупь
на нуль полностью
на спусн
полн. на
спуск
Черт. 55.
Руль Руль.
на нуль полн.на
подъем
скорости; следовательно, после того как утяжеление перешло от нуля к
О1У в распоряжении командира для сохранения постоянной высоты не
остается ничего кроме моторов и балласта.
С другой стороны, при утяжелении О3 руль стоит на нуле на полетной
скорости. Следовательно, между точкой, где диферент максимален, и
утяжелением О3 существует утяжеление, в отношении которого командир
46

вновь получает свободу распоряжения своим рулем. Пусть О2 будет
величиной этого утяжеления.
Наконец, для утяжеления О4 руль стоит „полностью на подъем", и
это утяжеление соответствует максимальному весу, который аэростат
может нести при полетной скорости.
Из этого положения явствует, что по мере того, как утяжеление
нарастает с величины О1 до величины О2, аэростат поднимается при руле,
установленном „полностью на спуск", и что высоту можно удержать
постоянной лишь при помощи тщательного маневрирования моторами и
балластом. В течение всего этого периода линия очертания всего корабля
не изменяет своей формы, так как руль застопорен „полностью на спуск".
1. Маневрирование при помощи моторов. Мы должны
полагать, что в О, Ог и О3 .моторы отрегулированы на эксплоатацион-
ную скорость. Так как интересующий нас динамический эффект
происходит вследствие того, что изменение диферента больше изменения угла
атаки, то работа моторов будет прогрессивно уменьшаться, начиная от
утяжеления Ои до того момента, когда динамическая опрокидывающая
пара будет максимальной, что соответствует утяжелению О5.
Предположим, что при полетной скорости моторы делают 1000 об/мин
и что для утяжеления О5 число оборотов, позволяющее держаться на
постоянной высоте, будет 800; здесь можно притти к выводу, что весь
первичный режим будет поглощаться рулем при ходе на 800 оборотах. При
превышении 800 оборотов реакции корпуса корабля таковы, что
аэростат будет подниматься, и скорость подъема будет тем заметнее, чем
более высокой будет полетная скорость.
Начиная от утяжеления О5, число оборотов будет прогрессивно
увеличиваться, и для утяжеления О2 можно будет вернуться к полетной
скорости.
2. Маневрирование балластом при сохранении
полетной скорости.
Поскольку аэростат стремится подняться в О1У так как он
утяжеляется, необходимо устранить причину подъема, сбрасывая балласт таким
образом, чтобы сохранить постоянной высоту.
Когда утяжеление перестает возрастать, командир вновь обретает
свободу распоряжения своим рулем, сбрасывая сверх того
соответственное количество балласта.
Мы рассмотрели случаи утяжеления; что же касается облегчения, то
здесь принимаются обратные меры—работают клапаном; но все же и
здесь действительной мерой является уменьшение скорости.
Геометрическое построение положений равновесия корабля при
изменяющемся весе и движении позволяет, следовательно, выявить эти
реакции и установить, что наблюдавшееся явление подъема тяжелого
аэростата и спуска легкого не заключает в себе чего-либо парадоксального.
Нужно думать, что на практике затруднительно быстро уяснить,
что происходит с весом корабля и, в связи с этим, требуемый маневр
не вырисовывается с достаточной ясностью.
На практике наоборот, весьма легко, учитывая положение аэростата,
знать в каждый данный момент, является ли аэростат легким или
тяжелым, или очень легким или очень тяжелым.
Для управления на постоянной высоте, когда аэростат, например,
утяжеляется, необходимо удерживать аэростат носом кверху, а когда аэро-
47

стат облегчается, его необходимо удерживать носом книзу.
Следовательно знак диферента, т. е. положение носа аэростата в вертикальной
плоскости, и дает необходимое указание для определения значения
изменения веса.
Далее положение руля даст возможность установить эту величину
изменения веса, для того чтобы узнать, является ли аэростат тяжелым
или легким, или очень тяжелым или очень легким.
Черт. 56. Черт. 57.
Положение 1. Нос кверху, руль „полностью на спуск"; аэростат,
будучи тяжелым, стремится подняться (черт. 56).
Маневр, подлежащий выполнению: уменьшить ход или сбросить
балласт для сохранения постоянной высоты.
Положение 2. Нос кверху, руль „полностью на подъем" при
стремлении к спуску. Аэростат очень тяжел (черт. 57).
Маневр, подлежащий выполнению: увеличить ход или сбросить балласт
л/1я сохранения постоянной высоты.
В
Черт. 58. Черт. 59.
Положение 1. Нос книзу, руль „полностью на подъем" при
стремлении к спуску. Аэростат легок (черт. 58).
Маневр, подлежащий выполнению: уменьшить ход или работать слегка
клапаном, чтобы сохранить постоянной высоту.^
Положение 2. Нос книзу, руль „полностью на спуск" при
стремлении к подъему. Аэростат очень легок (черт. 59).
Маневр, подлежащий выполнению: увеличить скорость или работать
клапаном для сохранения постоянной высоты.
Следовательно, мы видим, что знак угла диферента и положение руля
высоты дают на этот счет очень надежные показания.
В начале этой работы мы сделали несколько допущений:
1. Характеристические кривые корабля предполагались известными.
Чтобы пользоваться на практике этим методом рассмотрения,
необходимо знать характеристические кривые корабля. Следовательно,
необходимо произвести известное число опытов, чтобы определить их со всей
возможной точностью. Ошвартовывая аэростат у причальной мачты в
свободном состоянии при установившемся ветре и пользуясь специальным
механизмом для измерения вертикальных и горизонтальных усилий тяги
в потоке, ветра, можно будет получить ряд данных о силах
сопротивления воздуха, соответствующих углам атаки, например, от 0 до 10°.
48

Этот способ, даст первое приближение формы кривых и их положения.
Далее придется уже в полете произвести новый ряд опытов на
различных скоростях, для того чтобы установить, каково влияние воздушных
струй от винта на форму этих кривых и их положение.
Сравнение этих кривых с кривыми, полученными в трубе и у
причальной мачты, могут дать ценный материал для изучения будущих форм
корабля.
2. Аэростат предполагался выполненным, т. е. а постоянно.
Так как основная цель этой работы указать со всей возможной
ясностью геометрическое построение положений равновесия, то мы
предполагаем а постоянным, для того чтобы облегчить построение ччертежей.
При действительных операциях пришлось бы, разумеется, после
каждого хлопка клапана или при каждом опыте вводить точную величину а,
для каждого случая соответствующую: а19 п2, а3 и т. д.
3. Изменение веса, в связи с изменением аэростатом высоты.
Когда аэростат меняет свою высоту, то газ либо сжимается, либо
расширяется—в зависимости от движения вверх или вниз; к тому же
температура окружающего воздуха значительно изменяется. В этих
условиях наблюдается расхождение в температурах воздуха и газа, что
влечет за собой изменение веса аэростата. Следовательно, в этих случаях
мы имеем действие новых сил, которые дают новое положение корабля
при равновесии.
Лишь опыт позволит установить, в какой мере этот метод
исследования может быть пригоден, во-первых, для нахождения нового
положения равновесия, когда значение и величина изменений веса известны, и,
во-вторых, в том случае, когда величина изменений веса определяется
положением равновесия, полученным на данной высоте.
4. Поскольку положение равновесия аэростата зависит от
приложенных к нему сил, необходимо, разумеется, знать величину этих сил:
величину изменения веса и силы тяги винтов. Что касается скорости, то она
будет измерена.
В общем, надлежит сделать ряд опытов, чтобы определить степень
воздействия изменений веса на поведение корабля в горизонтальном
полете; все же данный 'нами очерк дает весьма ясное представление о
реакциях корабля и может служить отправной точкой для производства
опытов, которые позволят улучшить поведение дирижаблей в полете,
учитывая очень существенные изменения веса, с которыми придется иметь дело
и которые никогда не смогут быть устранены.
4 Динамика дирижабля

ГЛАВА ВТОРАЯ
Обзор происшествий и несчастных случаев из практики
воздухоплавания
Практика полетов жестких дирижаблей показала, что во время этих
полетов происходят такие весовые изменения, что командование
оказывается внезапно лишенным нормальных средств маневрирования, в то время'
как руль высоты уже установлен „полностью на спуск" или „полностью"
на подъем". В общем налицо имеется несоответствие между формой корабля
и средствами держать последний на должной скорости.
В этих условиях командир оказывается вынужденным для сохранения
постоянной высоты пользоваться либо моторами, либо балластом или
газом. Однако эти маневры таят в себе существенные неудобства,
которые мы и хотим выявить, чтобы сделать из этой работы ясные выводы
в отношении форм корпуса дирижабля.
Для относительной оценки этих маневров с точки зрения
воздухоплавательной практики мы сначала рассмотрим опытные данные,
полученные на R-33 во время его двукратного перелета через Атлантический
океан. Результаты этих данных являются предметом специального доклада,
представленного Лондонской королевской академии.
Опытные данные, относящиеся к R-33
Выписка из сообщения, сделанного Королевскому
воздухоплавательному обществу командиром эскадрильи Причаром
„При полете дирижабля в тяжелом или легком состоянии имеет место
интересный феномен, который особо отмечается в отношении
современных жестких воздушных кораблей с корпусами, снабженными
небольшой стабилизирующей \ поверхностью в кормовой части.
Когда приближается вечер и нагревание уменьшается, корабль как
будто становится особенно тяжелым в хвостовой части одновременно с
тем, как он утяжеляется вообще; наоборот, утром, когда газ нагревается
и корабль становится более легким, qh одновременно становится тяжелым
в носовой частиц таким образом в случаях крайнего облегчения корабль
для сохранения неизменной высоты постоянно летит с отрицательным
углом, но при руле „полностью на подъем".
Когда корабль становится еще боле^ легким, он постепенно
начинает терять высоту и поднимается лишь тогда, когда уменьшают его
скорость. Обратное явление имеет место, когда корабль тяжел.
' 50

Этот динамический эффект может быть ослаблен путем нарушения
статического равновесия корабля, а именно: когда корабль легок и
становится динамически тяжелым в носовой части, можно накачать бензин
в кормовую часть корабля (нарушая этим статическое равновесие), и
обратно, когда корабль тяжел, можно накачать бензин в его переднюю часть.
Однако этот метод статического уравновешивания с целью внесения
поправки в динамическое равновесие должен применяться с крайней
осторожностью: дело в том, что после такого уравновешивания корабль в
действительности становится либо статически тяжелым и одновременно
уравновешенным для спуска вперед1, либо статически легким и
одновременно уравновешенным для подъема вперед2.
Это означает, что если по какой-либо причине ход корабля
пришлось бы замедлить, то корабль быстро нырнул бы (если он тяжел) и мог
бы разбиться; если же он летел почти выполненным, то он неизбежно
поднялся бы значительно выше зоны своего равновесия и сделался бы
очень тяжелым".
Может возникнуть вопрос, каким образом эти эксперименты заходили
так далеко во время путешествия; ведь казалось бы, что при столь
важном перелете нет времени для производства такого рода опытов.
Предположим, однако, что мы находимся посередине Атлантического
океана при противном ветре, и если этот ветер свежеет, то
своевременное прибытие к месту назначения является сомнительным.
Корабль днем облегчается, а затем вечером утяжеляется и в
определенный момент он стремится подняться, в то время как руль высоты
установлен „полностью на спуск".
Прежде всего является мысль увеличить ход с целью использовать в
большей мере работу руля. Но мы видели, что в этой области нечего
ожидать, так как угол атаки, создаваемый рулем, остается постоянным и
увеличивается лишь динамическая опрокидывающая пара; а так как
вследствие увеличения скорости полета увеличивается угол диферента, то
аэростат поднимается с большей вертикальной скоростью. Перед лицом этого
неожиданного результата командиру пришлось уменьшить скорость
полета, и в этих условиях высота могла быть сохранена вследствие явления
утяжеления при работе моторов.
Ввиду прогрессивного нарастания этого явления число оборотов
моторов из-за утяжеления корабля оставалось уменьшенным в течение части
ночи, а затем и в течение части дня уже вследствие облегчения корабля.
В результате такого положения вещей и при сложившейся- атмосферной
обстановке не представлялось больше возможным в этих условиях полета
прибыть к месту назначения. Следовательно, пришлось искать других
способов борьбы с этим явлением, не сбавляя обороты моторов.
Так как корабль поднимался, командир должен был прибегнуть, как
это обычно имеет место, к правилам маневрирования свободным
поднимающимся аэростатом, а именно: он был вынужден дать хлопок клапана.
Результатом >£того маневра было увеличение поднятия носа кверху, и
аэростат поднялся выше. Перед лицом такого результата, прямо
противоположного ожидавшемуся, командир сбросил балласт, и этим ему
удалось сохранить высоту.
1 Т. е. с опущенным носом. Примечание редакции.
2 Т. е. с поднятым носом. Примечание редакции.
51

Следя за явлением утяжеления, а затем облегчения, командир легка
заметил, что так можно зайти в тупик вследствие быстрого исчезновения
балласта и расхода большого количества газа; в связи с этим он
постарался найти другой выход.
Обнаружив, что при транспортной скорости момент рул* был
недостаточен для удержания правильного диферента, он не без* основания
решил, что для уменьшения величины диферента было бы достаточным
некоторое перемещение груза в надлежащем направлении, а это позволило
бы удержать высоту постоянной.
В случае утяжеления, когда корабль с поднятым носом стремился
подняться при руле „полностью на спуск", было достаточно следить за
весовым изменением, перебрасывая бензин из кормовой части в носовую.
В этих условиях представлялось возможным сохранить высоту, а работа
моторов давала возможность обеспечить хорошую транспортную скорость.
Такого рода решение проблемы представлялось наилучшим; однако,
приходится отметить, что здесь исходное статическое равновесие
аэростата уничтожается с целью противостоять данному динамическому
положению, которое соответствует определенным оборотам моторов.
Следовательно, всякое уменьшение работы моторов создает для аэростата
особое положение: делает его тяжелым в положении с опущенным носом, что
является одним из наиболее критических моментов. Это указывается в
отчетах об опытах, где было отмечено, что в данном случае аэростат может
снизиться до поверхности моря.
Резюмируя сказанное, находим, что из всех маневров, которые были
испробованы, имеется лишь один, позволяющий лететь на хорошей
скорости, но и он представляет серьезные неудобства. Можно, следовательно,
притти к выводу, что вообще нет средств против весовых изменений, с
которыми сталкиваются в практике воздухоплавания над открытым морем;
это обстоятельство усугубляется тем, что такого рода явления
происходят с дирижаблями, двигающимися со скоростью, примерно, 100 —
110 км\час.
Ввиду того что в дальнейшем потребуются значительно большие
скорости; примерно, 150 км\яас, то нарушение равновесия, возникающее уже при
100 км\час, вследствие несоответствия между формой корабля и
средствами для маневра, сильно возрастет; следовательно нужно считаться с.
тем, что форма корпуса корабля вместе со средствами маневрирования
должна будет подвергнуться серьезным видоизменениям.
Опыт „Диксмюде"
Условия полета
18 октября 1923 г. в 9 ч. 30 м. утра „Диксмюде" летел на высоте
400 м при 7° наклона носа книзу, при руле „полностью на подъем"
и при работе пяти моторовна 1000 оборотах. Утяжеление передней части
было настолько значительно, что в этот момент оказалось невозможным
помешать быстрому спуску дирижабля (вариометр „полностью на спуск")„
т. е. спуску, превышавшему 2 м в секунду. Температура газа была+12°,
а воздуха +17°.
Командир „Диксмюде", полагая, что корабль был тяжел в носовой
части, так как он был статически легок, дал общий хлопок клапанам в
20 сек., соответствующий утяжелению примерно в 500 кг.
52

Выпрямление последовало немедленно. Это было использовано, чтобы,
утяжеляя аэростат, поднять его до зоны выполнения, которая и была
достигнута на высоте 1300 м. Температура газа-|-12°. Температура воз-
духа+16,5°.
На этой высоте корабль оставался пять минут, в течение которых
автоматические клапаны действовали непрерывно. После этого диферент
полностью выравнялся, и в 9 ч. 45 м. имелись следующие показания:
альтиметр 1300
уклонометр 0
вариометр 0
руль 0
газовый термометр +12°
воздушный термометр+16,5°
Полагая, что дирижабль статически хорошо уравновешен, и желая
его утяжелить, командир заставил его подняться на 1400 м, где корабль
оставался в течение пяти минут. Дирижабль оказался тяжелым в
кормовой части, и, чтобы удержать нулевой диферент, потребовалось, примерно,
5° поворота руля на спуск.
В 11 ч. 20 м. корабль был вновь на высоте 350 м и пересекал до-,
вольно густой облачный слой. Температуры воздуха и газа уравнялись
на 15°. Тогда дирижабль наклонился носом, примерно, на 10°, что
повлекло быстрый спуск. В этом случае было поступлено так же, как и
ранее, т. е. был дан хлопок клапанам в 20 сек. Выпрямление
последовало немедленно, и легко удалось подняться на высоту 1000 м.
Примечание. Следует заметить, что общий хлопок клапаном статически
утяжеляет носовую часть больше, чем кормовую.
Рассмотрение явления
Этот полет протекал в условиях, позволяющих бесспорно установить
реакции облегченного корабля, спускающегося при первичном режиме,
Черт. 60.
несмотря на руль, действие которого недостаточно для данного хода
моторов.
Вследствие облегчения положение равновесия при прямолинейном и
равномерном движении устанавливается Ъри диференте — б (черт. 60).
Так как нарушение положительного равновесия влечет за собой
диферент— 6, больший чем угол атаки-)-8, то аэростат спускается с углом
пути — а.
53

Поскольку это положение вызывается облегчением, то, устраняя это
облегчение при помощи общего хлопка клапанов, мы устраняем причину
спуска, в результате чего может быть восстановлен нормальный ход,
примерно, при нулевой сплавной силе; в связи с этим руль оказывается
свободным. Такого рода реакции были особенно резкими на этом
дирижабле, который был удлинен, в связи с чем следование по
горизонтальному пути представлялось нелегким. Весовые изменения вызывали такие
реакции, что представлялось необходимым постоянно менять скорость
полета, а эти изменения в длительном полете немало уменьшили
выносливость моторов.
Командир нашел такое решение, которое позволило ему следовать по
заданному пути на нормальной скорости, несмотря на значительные
колебания температуры в течение дня и ночи.
Черт. 61.
Подробности того, что в этом отношении было сделано, не
представляют интереса. В общих чертах использованный прием состоял в
тщательном утяжелении аэростата утром в зоне выполнения на транспортной
скорости в тот самый момент, когда температура воздуха и газа были
одинаковы.
Затем, когда сплавная сила равнялась нулю, при нулевом диференте,
нулевом повороте руля и постоянной высоте, аэростат подвергали
утяжелению, поднимая его выше
зоны выполнения с- учетом
веса бензина, подлежащего
израсходованию в течение
дня.
В этих условиях аэростат
находился, например, утром
15° у
Черт. 62
с поднятым кверху носом
при 15° поворота руля на
спуск (черт. 61).
Когда происходило дневное облегчение, то з середине дня аэростат
оказывался с опущенным книзу носом при некотором угле руля на подъем
(черт. 62), но ни в один момент руль не стоял „полностью на подъем",
и аэростат в течение всего дня сохранял способность маневрировать.
Следовательно, это было равносильно использованию лишних 15° руля
для удержания пути. В общем — 40° курса.
Что касается ночи, то здесь не приходилось опасаться утяжеления,
так как потребление бензина частично компенсировало ночное
утяжеление и оставалась необходимость лишь в утреннем утяжелении.
Командир сам допускал, что этот прием был весьма сомнительным,
так как, если бы метеорологические предвидения не оправдались, то
положение дирижабля оказалось бы весьма критическим.
54

Несчастный случай с „Рома"
Цель, которую преследовал вылет „Рома", сводилась к испытанию
новых моторов, более мощных, чем те, которыми пользовались ранее; в
связи с этим рассчитывали на выигрыш в скорости от 10 до 15 км\час.
Аэростат был выведен из эллинга и, как обычно, при произведенном
положительном нарушении равновесия он поднялся до высоты 150 ж; наэтой
высоте командир очень быстро перевел моторы на большие обороты.
Аэростат немедленно сильно наклонился носом, и свидетели видели,
как его экипаж перемещал грузы с передней части гондолы в заднюю.
В этот момент дирижабль шел с большой скоростью и моторы, видимо,
были на полной мощности.
Внезапно аэростат наклонился на нос, по оценке свидетелей на 45°;
во всяком случае этот наклон был настолько силен, что экипаж корабля
был переброшен толчком
из задней части гондолы
в переднюю. Вслед за этим
последовало уменьшение
диферента, который все
же до конца сохранял
значительную величину; в
этих условиях аэростат,
спускаясь, продолжал свой
путь; снижаясь, он задел
за одну из фабричных
труб, а затем налетел на
электрические провода
высокого напряжения и
загорелся.
Доклад комиссии отмечает, что следовало остановить моторы в тот
момент, когда аэростат приближался к земле, так чтобы оказаться в
положении свободного аэростата и этим путем избежать несчастного случая.
Обследуя различные части корпуса дирижабля, комиссия обнаружила,
что тяги к рулю высоты были прерваны, что и вызвало пикирование
аэростата в тот момент, когда он внезапно накренился носом на 45°;
далее комиссия добавила, что командир допустил ошибку, переведя с
самого начала моторы на полную мощность, вместо того чтобы постепенно
увеличивать обороты, как это обычно делается в подобных случаях.
Если не считать этих замечаний, то доклад не объясняет, почему
аэростат оказался с самого начала с опущенным носом, несмотря на
поворот руля высоты „полностью на подъем".
Данное нами объяснение этого явления хорошо совпадает с^ фактами.
Кроме того, в тот момент, когда командир начал полет на высоте 150 м,
аэростат был легким вследствие нарушения исходного равновесия, и быть
может это облегчение превышало обычное.
Для того чтобы аэростат держался носом книзу, несмотря на
восстанавливающую пару руля и статическую восстанавливающую пару,
оказывается необходимым, чтобы сопротивление воздуха, проходящее через
центр девиации, толкало аэростат облически сверху вниз. Эта сила CR
является результирующей силы Сг1У параллельной направлению тяги
винтов, и силы Сг2, вертикальной и направленной книзу (черт. 63). Обли-
55

ческая сила тяги, которая ее уравновешивает, имеет в качестве
результирующей, с одной стороны, тягу винтов OFV а с другой—вертикальную
силу О/*2, направленную снизу вверх, т. е. силу облегчения.
В этом положении, когда корабль медленно спускался при руле
высоты полностью на подъем, начали перемещать балласт из передней части
гондолы в заднюю; затем, поскольку воздействие этой переброски не
давало себя чувствовать достаточно быстро, командир дал полный газ
моторам, надеясь получить лучшую работу руля.
Мы видели, что угол атаки, порождаемый рулем, будет постоянен
независимо от хода моторов; вот почему этот маневр имел своим
результатом немедленное усиление наклона носа книзу и ускорение спуска.
Вероятно именно в этот момент пилот, предполагая, что тяга к рулю
„заела", налег на рычаг управления, отчего тяга и оказалась прерванной.
. ' Внезапное исчезновение момента от действия руля вызвало быстрое
пикирование аэростата на 45°; затем он слегка выпрямился, но далее,
вследствие того что он был легок, корабль сохранил сильный наклон
носа книзу до конца своего пути.
Таким образом причиной этого несчастного случая является излишняя
скорость при легком аэростате, спускавшемся ей условиях первичного
режима. Руль был слишком слаб для нового режима—при максимальной
мощности моторов.
Так как шло испытание на скорость, то казалось бы достаточным для
устранения создавшегося положения дать хлопок клапанам; при этом
аэростат, приближенный к нулевой сплавной силе, мог бы быть легко
удержан при помощи руля, освобожденного в результате такого рода маневра.
Несчастный случай с „Шенандоа"
Материалы, которые имеются об этом несчастном случае, достаточно
многочисленны и точны, чтобы позволить установить причины этой
катастрофы и рассмотреть некоторые моменты, представляющие интерес с.
точки зрения маневрирования дирижаблем.
Несомненно, это рассмотрение даст возможность оценить, в какой
мере представленный нами метод исследования (мог бы оказаться
полезным для командиров, ибо применение этого метода дало бы возможность
устранить ошибочный маневр, явившийся исходным моментом
беспорядочных движений дирижабля.
Было бы слишком длинно приводить полностью и в деталях отчет
об обсуждении этого вопроса в комиссии; мы ограничимся цитированием
выдержек с целью привлечь внимание к моментам, интересным с точки
зрения динамики дирижабля и реакций корпуса корабля, находящегося в
движении и подвергающегося воздействиям значительных весовых
изменений.
Краткий обзор фактов по данным технического обследования,
произведенного проф. Ховгардом (W. Hovgard)
. Многочисленные факты, выяснившиеся в ходе следствия, в частности
данные о последовательности событий и о высоте полета корабля, считая с 4 ч.
20 м. утра 3 сентября 1925 г. и до момента гибели корабля, примерно,
в 4 ч. 52 м. утра того же дня, представлены на прилагаемой здесь карте
(черт. 76 на стр. 67), составленной под руководством проф. В. Ховгарда в
56

Воздухоплавательном бюро. Эта кривая высоты была выведена из кривой
барографа, записанной до 4 ч. 48 м., когда этот барограф перестал
действовать.
Краткая сводка событий.
Примерно в 4 ч. 20 м. утра „Шенандоа" двигался при работе своих
моторов 1У 2У 3 на полной мощности и моторов 4 и 5 на 2/3 их
мощности. Корабль держал курс, примерно,—вест-зюд-вест.
Корабль был перетяжелен на 1200 фунт, и имел наклон носа кверху
на 3°. Зона выполнения в этот момент была примерно в 3600 фут.
Показания лейтенанта Мейера, относящиеся к исходному положению
корабля, таковы:
Корабль летел на высоте 2500 фут., утяжеленный, с углом наклона
+6° и рулем высоты, повернутым на спуск в пределах 12°—15°, делая в
воздухе 36 узлов. Позднее угол наклона уменьшился до 2х/2—°3° при угле
поворота руля 10° на спуск и скорости 38 узлов.
Первый подъем.
Высота была 1800 фут., когда в 4 ч. 23 м. утра корабль натолкнулся
на восходящий воздушный поток, который вынудил его внезапно
подняться.
Была произведена попытка остановить подъем при помощи руля
высоты, и корабль был наклонен носом вниз на 18°. Средняя скорость
подъема была, примерно, 3,75 фут\сек (1,23 м\сек) и достигала
максимума в 5 фут\сек.
В 4 ч. 30 м., когда корабль достиг высоты 3100 фут., подъем
прекратился, и корабль продолжал свой путь на той же высоте в
течение, примерно, 6 мин. Было отдано приказание перевести моторы на
полную мощность, однако, вскоре после этого мотор № 2 остановился.
Останбвка мотора 2 в значительной мере была вызвана большим
наклоном корабля.
Вторичный подъем.
В 4 ч. 36 м. корабль начал вторичный подъем большей амплитуды
и с большим наклоном, чем в первый раз. Зона выполнения была.быстро
превзойдена и подъем продолжался до высоты 5000 фут. при средней
скорости 3,75 фут\сек> достигая моментами 6,5 фут\сек. Однако, на
высоте 5150 фут. начался новый подъем с более резко выраженным
наклоном. Этот подъем довел корабль, примерно, до 6060 фут. при
скорости подъема 16,4 фут\сек (5 м\сек). Максимальная высота была
достигнута в 4 ч. 46 м.
Во время подъема корабль наклонился носом книзу, причем угол
наклона вначале равнялся 18°, однако, к концу подъема этот угол как
будто не превышал 10—12°. С целью прекратить подъем и помешать
излишнему давлению газа в баллонетах маневренные клапаны держались
открытыми в течение 5 мин. Открытие началось, когда корабль был
-на высоте 4100 фут., а закрытие—на высоте 5360 фут.
Подъем между моментом закрытия клапанов и моментом, когда была
достигнута максимальная высота, длился 42 сек., в течение которых
корабль поднялся на 700 фут., что означает скорость в 16,7 фут\сек
(5 м\сек). Как только маневренные клапаны были закрыты,— но
еще до того, как была достигнута максимальная высота,— было от-
лано распоряжение опорожнить центральные ватербалласты;
установлено, что затворы для выпуска воды из карманов были немед-
57

ленно открыты и что еще до того, как была достигнута максимальная
высота, все центральные ватербалласты (т. е. примерно 2500 фунт.) были
опорожнены.
Как только максимальная высота была достигнута, было слышно
хлопанье двух тросов где-то в верхней части корабля. Одновременно был
услышан шум, сходный с тем, который мог быть вызван разрывом одного
из двух креплений. Механик Соляр, который находился у переборки 75,
слышал, как хлопнул трос в момент достижения кораблем
максимальной высоты.
Спуск.
Как только максимальная высота была достигнута, корабль начал
очень быстро спускаться. Вначале скорость, судя по барографу, была
примерно 25 фут\сек (75 м/сек.).
Вскоре после начала падения баллонеты начали сжиматься и воздух
с очень большой скоростью начал проникать через отверстие,
приспособленное для аэрации. Лейтенант Мейер почувствовал сильнейший поток
холодного воздуха, проходивший через вентиляционное отверстие
передней части, что дает представление о быстроте падения.
Во время спуска корабль принимал различные наклоны носом книзу,
находясь иногда почти в горизонтальном положении. Когда падение
прекратилось, нос корабля был опущен, примерно, на 10°—12°.
Оставшиеся 4300 фунт, балласта были сброшены во время этого спуска.
Трети й'п о дъе м и гибель аэростата.
Корабль как будто стабилизировался на более низком уровне,
примерно, на 3000 фут. в течение одной или двух минут, когда внезапно
передняя часть оказалась под воздействием сильного восходящего потока;
с этого момента события стали развиваться катастрофически.
Последовательность этих событий не может быть установлена с полной точностью,
но основывается на достаточно надежных показаниях свидетелей,
находившихся в хороших условиях для наблюдения. Корабль, после того как он
был резко брошен к земле, внезапно получил наклон носа кверху,
достигавший почти 30° и создававший положение, аналогичное положению
аэроплана в начале петли.
В этом обзоре мы подчеркнули моменты, интересные с точки зрения
реакций корпуса корабля, и уже сейчас можно допустить, что помимо
движений, вызванных атмосферными явлениями, движения, вызванные
весовыми изменениями, несомненно оказали огромное влияние на величину
угла диферента корабля.
Имея эти сведения и после очень тщательного рассмотрения
, метеорологических условий и изучения состояния дирижабля с точки
зрения состояния шпангоутов, сопротивляемости корпуса, состояний давлений
в баллонетах во время различных подъемов, проф. Ховгард, эксперт суда,
пришел к выводу, что аэростат был подхвачен идущим кверху ветром и что
наконец он попал в воздушный поток такой силы, что оказался разбитым.
По этим данным причиной катастрофы явились внешние
аэродинамические силы, которые подвергли корабль таким скручивающим усилиям,
которых он не выдержал.
Нельзя отрицать, что существуют атмосферные возмущения такой
силы, которые могут вызывать такого рода несчастные случаи. Однако,
тогда мы имеем дело с такими вихрями и циклонами, которые
производят на поверхности земли большие разрушения. Этот же феномен, кото-
X
58

рый вызывает наш интерес и который протекает, усиливаясь, в течение
25 мин., не соответствует ходу циклонических феноменов, действующих
обычно с обезоруживающей внезапностью: Чтобы доказать правильность
своей точки зрения, проф. Ховгард должен был оставить без внимания
ряд явлений, относящихся к реакции корпуса корабля; явления же эти
имеют как раз столь большое значение, что необходимо рассмотреть
вопрос именно под этим углом зрения, так как в итоге различных
маневров происходят существенные изменения веса.
Редко бывает, чтобы после несчастного случая такого рода можно
было располагать столь полными и точными данными для оценки
имевшего место положения; ^этот опыт, стоивший так дорого, должен
послужить основанием для кодификации правил маневрирования дирижаблями
современных конструкций.
Мы обращаем внимание на следующие моменты:
J • Причины подъема. На основании всех свидетельских
показаний очевидно, что причиной исходного подъема аэростата явилось
воздействие направленного кверху ветра. В этот момент общее положение
представлялось хорошим, и все свидетели сходятся в утверждении, что
аэростат поднялся, несмотря на наклон носом книзу в 18°.
2. Маневрирование балластом и газом. Повидимому,
считается установленным, что движения, вызываемые балластом и газом, имеют
значение лишь с точки зрения удержания высоты, и в тексте доклада не
имеется каких-либо ссылок на изменения в диференте, которые могли
последовать в результате нарушений равновесия, произведенных на
большой скорости.
3. Рассматривая барограмму, устанавливаем наличие двух характерных
явлений, следующих за двумя маневрами, приведшими к существенному
весовому изменению: первое—после хлопка клапана в 5 мин.; второе—
после выбрасывания значительного количества балласта на большой
скорости полета (последнее кабрирование аэростата).
Можно притти к выводу,! что имеется связь между этими двумя
маневрами и крупными эволюциями корабля, последовавшими в вертикальной
плоскости.
4. Тросы лопнули в момент достижения первого максимума, когда
произошли повреждения в остове. Аэростат разрушился в момент
второго максимума.
Можно притти к выводу, что мы здесь имеем дело с двумя
динамическими феноменами одного и того же порядка, но различной степени
интенсивности и что в обоих случаях имелось резкое движение корабля,
которое в первом случае подвергло его страшному напряжению, а во
втором случае—разрушило его. ,
5. Ясно, что здесь нет речи о хорошей погоде; однако барограмма
все же последовательна: ниже зоны выполнения подъем происходит с
уменьшенной скоростью, и лишь после перехода зоны выполнения
положение осложняется. Можно допустить, что существует связь между
имевшими место динамическими феноменами и тем фактом, что зона
выполнения была превзойдена в значительных размерах. С этой точки зрения
атмосферные токи имели лишь второстепенное значение (см. барограмму
на черт. 76).
• Таким образом мы приходим к необходимости проследить за
кораблем по его траектории, пытаясь установить для каждого момента поло-
59

жение корабля и вступающие в действие силы, с тем чтобы
восстановить тот криволинейный путь, на протяжении которого динамические
реакции увеличивались по своей амплитуде.
Поведение корабля от подъема до аварии
От нуля до зоны выполнения.
Первая фаза
В О (черт. 64) аэростат идет облическим движением по
горизонтальному пути с перегрузкой в 600 кг\ нос приподнят кверху на -f- 3° и руль
высоты застопорен на 10е на спуск. Скорость равна 38—40 узлам.
0
Черт. G4.
В этот момент рулевой дает знать командиру, что он не в силах
воспрепятствовать подъему аэростата (черт. 65). Это значит, что он
использовал уже в максимальной степени имевшиеся в его распоряжении
средства, т. е. руль высоты стоял уже „полностью на спуск" (черт. 66).
. Следовательно, аэростат пег
П] решел из положения 1 (черт. 65)
в положение 2 (^ерт. 66), где
руль установлен „полностью на
спуск".
Это положение 2 (черт. 66)
соответствует положению
аэростата, борющегося против
направленного кверху ветра,
интенсивность которого можно
определить по скорости в 40
узлов.
v= V - sin 18°.
v — скорость восходящего
ветра, уменьшенная на 1 ж,
V—скорость по оси;
здесь гл=20 • 0,3=6 м\сек
(приблизительно).
Поскольку аэростат подни-
Черт. 65—66.
• » ^^ -^г ш ш. ^^-» л. а^ * ш т v* >^ ш^ V^ ^^ Л V» Ж Ж Ж KS J-ЛьШ. Ill
мается со скоростью 1 м\сек, направленный кверху ветер имеет по
меньшей мере скорость в 7 м\сек, так как аэростат тяжел и направление
его движения идет по направлению OV2 (черт. 67).
В этих условиях равновесия аэростат поднимается в течение 10 мин.
при средней скорости 1 м\сек, с максимальной скоростью в 1,5 м\сек
в точке В—точке перегиба траектории.
60

Эта скорость подъема невелика, и может возникнуть вопрос, почему
не был дан наклон в 20° носом книзу, т. е. такой диферент, который
позволил бы сохранить высоту.
Это можно объяснить единственно тем, что руль стоял уже
„полностью на спуск"; это и было выражено рулевым, заявившим, что он не
может воспрепятствовать подъему аэростата. Действительно, приходится
учесть, что исходное положение корабля с перегрузкой в 600 кг и с
носом, поднятым на 3°, уже требовало поворота руля на 10°; таким
образом в распоряжении
оставалось лишь 15° поворота руля
для того, чтобы наклонить нос
книзу; но угол в 18° диферента
оказался недостаточным.
Заметим, что, сбрасывая
понемногу балласт в центральной
части корабля до 600 кг, т. е.
приближаясь к нулевой
сплавной силе, можно было бы вновь приобрести свободное распоряжение
углом руля в 10° и оказалось бы тогда возможным выиграть 2°
диферента, необходимых для сохранения высоты.
Во время этого подъема ход моторов был увеличен в точке А и
наконец им был дан полный газ в точке С.
Результат сказался немедленно, так как оказывается возможным не
только сохранить высоту постоянной, но даже обнаруживается некоторая
тенденция к спуску. В таких условиях удержание высоты находится
целиком в зависимости от выносливости моторов, которые работают на режиме
полной мощности в ненормальных условиях диферента (18° наклона носа
книзу).
В точке D мотор 2 останавливается, в результате чего подъем
возобновляется в тех же условиях, что и ранее, и корабль пересекает
зону выполнения на 3600 фут. Следует заметить, что положение не таит
в себе чего-либо критического, и что не случись этой аварии с мотором,
корабль, удержанный книзу от зоны выполнения, выбрался бы из района*.
где господствовали восходящие ветры, и имел бы возможность
возобновить нормально свой путь.
Вторая фаза
В этой фазе траектории следует иметь в виду три различных части:
1. От А до В, примерно, в течение 3 мин. (черт. 68).
Аэростат выбрасывает газ всеми автоматическими клапанами всех
газовых баллонов. Наклон носа книзу удерживается на 18°, и руль,
разумеется установлен „полностью на спуск".
2. От В до С — действие клапана в течение 5 мин. .'
3. От С до D — резкий подъем со скоростью 5 м\сек в течение
42 сек. Рассмотрим подробно всю вторую фазу полета.
Все баллоны выбрасывают газ и аэростат утяжеляется. Командир
принимает решений воздействовать на корабль, маневрируя управляемыми
клапанами, чтобы остановить подъем утяжелением аэростата, как это
практикуется в отношении свободного аэростата с целью избежать
сверхдавлений в центральных баллонах.
61

На всем рассматриваемом участке полета утяжеление чрезвычайно
велико, а наклон траектории, примерно, постоянен. Можно задать себе
вопрос, почему корабль не реагировал более быстро в отношении диферента
под воздействием этого утяжеления, ибо мы видели, что положейие
равновесия аэростата в этих условиях устанавливалось с положительным
дифферентом.
Корабль, поднимаясь выше аюны выполнения, оказывается в весьма
своеобразном положении (черт. 69). Схематически мы имеем, с -одной
Выбрасывание
1300 кг балласта \
D
Черт. 68.
стороны, момент F X ВС руля, который работает на поддержание наклона
носа книзу, причем центр девиации С постепенно перемещается к задней
части корабля. Этот момент уравновешивается в определенный момент
времени суммой моментов: R X d—вызываемого облической силой
сопротивления воздуха, так как корабль тяжел, и (Р—р) • а • sin
18°—статического восстанавливающего
момента.
Таким образом, если
момент (R X d) увеличивается,
то статический
восстанавливающий момент уменьшается,
когда утяжеление р
увеличивается. В этих условиях
представляется возможным, что
изменение динамического
восстанавливающего момента
было относительно медленным
до того момента времени,
Черт. 69 когда корабль приблизился
к нулевому диференту. В
соседстве с точкой Ь наклон не превышает уже 10° носом' книзу,
и этот факт указывает, что восстановление носом кверху уже
/началось.
Вследствие воздействия центробежной силы в точке С создалось
своего рода движение коромысла ъ тот момент времени, когда нулевой ди-
ферент был перейден; аэростат оказался носом кверху, далеко перейдя
положение равновесия, соответствующее приложенным в этот момент си-
62

лам в результате инерции вращения. Это обстоятельство вызвало подъем
на 200 м в 42 сек. ,
Это движение носило столь резкий характер, что командир оказался
вынужденным на него реагировать, так как он увидел в связи с
увеличивающимся отклонением носа кверху, что аэростат очень тяжел.
Поэтому командир перестал работать клапаном и вполне правильно
поступил, сбросив балласт; однако, этот запоздалый маневр оказался
недостаточным, чтобы остановить движение вращения; все же этот маневр поз-
, ^^j^---- j
18°
;юо;а15°
волил, пожалуй, избежать полного распада аэростата, когда он достиг
вершины этого восхождения.
Так как аэростат вследствие инерции вращения значительно перешел
положение равновесия, то он упал в вертикальной плоскости наподобие
парусного корабля, который пропустил поворот бортом в горизонтальной
плоскости; это движение было ускорено тем обстоятельством, что оно
происходило в воздухе, плотность которого меньше плотности воды.
При этом движении носом книзу корпус корабля претерпел серьезные
повреждения.
Так как целью этой
работы является изыскание
средств, необходимых для
предотвращения потери
управляемости кораблем в
аналогичных обстоятельствах, то Черт. 71.
мы и займемся этим вопросом,
прежде чем перейти к рассмотрению последующей фазы.
К началу второй фазы положение рисуется в следующем виде.
Корабль под воздействием внешней силы поднимается выше зоны
выполнения вопреки своим усилиям воспрепятствовать этому, так как он
не обладает достаточной скоростью, чтобы противиться господствующему
здесь восходящему ветру. Он непрерывно утяжеляется в течение всего
этого подъема, а пятиминутный хлопок клапаном в конечном счете
вызывает резкое падение носом вниз. В результате командир теряет
распоряжение диферентом корабля.
Чтобы сохранить свободное распоряжение диферентом, т. е. в
рассматриваемом нами случае, носом р:тзу на 18°, достаточно удержать
аэростат в пределах нулевой сплавной силы.
В этих условиях приходится непрерывно сбрасывать балласт, чтобы
свести на нет в каждый данный момент потерю сплавной силы,
вызываемую выбрасыванием газа всех баллонов, и совершенно воздержаться от
маневрирования управляемыми клапанами.
63

Здесь можно возразить, что представляется трудным установить, какое
количество балласта надлежит сбрасывать, и что регулировка
использования этого балласта является десьма деликатной. Однако, учитывая
реакции корпуса корабля, мы обнаруживаем верный показатель, дающий
ценные указания; таковым будет изменение диферента, которое будет
надежно руководить тем, на чьей обязанности лежит маневрирование
балластом: слишком быстрая сброска балласта увеличивает абсолютную
величину диферента, слишком медленная—уменьшает абсолютную величину
диферента.
С этой точки зрения лучше итти в сторону быстрой сброски и вот
почему: корабль поднимается вследствие восходящего ветра, однако в
действительности, так как он находится на 18° носом книзу и двигается
с хорошей скоростью, он опускается относительно окружающего его
воздуха. Следовательно, с точки зрения подлежащего выполнению маневра,
надлежит полностью оставить без внимания этот подъем по барограмме
и рассматривать лишь движение корабля относительно воздуха, в
котором аэростат спускается.
Становясь на эту точку зрения, мы устанавливаем необходимость
сохранения наклона носом книзу на 18°; вместе с тем, так как погода
плоха, представилось бы выгодным иметь возможность пользоваться рулем,
чтобы смягчить силу резких отклонений и следить, таким образом, с
большей легкостью за диферентом, являющимся в известном смысле точкой
опоры. В этих условиях представляет интерес обеспечить за рулем его
маневренные способности (черт. 70).
Чтобы достигнуть этого результата, необходимо воспользоваться
динамическими реакциями корабля, которые являются благоприятными; при
/ этом лучше сбрасывать балласт с большей быстротой, чем происходит
выпуск газа, с тем чтобы поставить корабль в условия легкого
первичного режима без какого-либо излишка, т. е. при нулевой сплавной
силе.
Таким образом получается средний угол руля, например, в 15° на
спуск, что позволит маневрировать рулем и уменьшить величину резких
отклонений от пути, соответствующего 18° наклона книзу. Одновременно
можно будет много лучше оценить изменение диферента, и, таким
образом, всегда можно будет иметь данные о необходимой величине балласта
для сбрасывания (черт. 71).
При такого рода маневре зона выполнения перемещается
одновременно с подъемом корабля вследствие воздействия восходящего ветра.
Поскольку зона выполнения не оказывается превзойденной, нет основания
опасаться резких падений, и корабль остается все время по соседству с
нулевой сплавной силой.
В тот момент, когда восходящий ветер уменьшается или исчезает,
высота может быть сохранена постоянной, а если обнаруживается
нисходящий поток воздуха, то представляется возможным немедленно отклонить
корабль носом кверху и, таким образом, лучше сопротивляться внешним
силам.
С точки зрения маневра мы видим, что факт уменьшения оборотов
моторов в момент, когда корабль начинал свою быструю эволюцию носом
кверху, оказал бы самое лучшее влияние: он остановил бы эту эволюцию,
и падение, вызвавшее повреждения в корпусе, было бы в этих условиях
избегнуто.
64

Третья фаза
(С максимальной высоты до момента, когда корабль разрушился)
(черт. 72).
После своего падения в вертикальной плоскости дирижабль
наклонился носом книзу. Свидетельские показания в значительной мере
расходятся относительно абсолютной величины диферента во время этого
спуска. Это расхождение не должно вызывать удивления, так как падение
должно было сопровождаться отклонениями, причем наклон носа был
наиболее резким в начале. Действительно, установлено, что как раз в
этот момент спуск и б#ыл
наиболее быстрым, а затем
последовало выпрямление и пошли
колебания вокруг диферента с \ \ с°РошенО
опущенным книзу носом. Есте- \ \балласта
ственно, что в этих условиях
Свидетели отметили весьма
различные величины диферента в
зависимости от того к какому
моменту относится их
наблюдение.
Следовательно, корабль ока- Барограф—
зался с опзаценным книзу носом ии" X в ...'"
и очень тяжелым по двум при-
чинам: ^
1. Корабль очень тяжел.
Исходное перетяжеление, примерно, в 600 кг.
Выпуск газа из всех баллонов в течение трех минут для разности в
высоте в 150 ж.
Выпуск из всех баллонов, не снабженных управляемыми клапанами, в
течение пяти минут для разности в высоте, примерно, в 300 м.
Пятиминутный хлопок клапана в центральных баллонах.
Выпуск газа из всех баллонов в течение 42 сек. для разности в
высоте в 200 м.
Приходится согласиться, хотя и представляется трудным установить
какую-либо определенную цифру, что утяжеление было колоссально.
2. При 42-секундном подъеме до максимальной высоты,
предшествовавшем падению, положительный наклон носа был ярко выражен, и в
этих условиях баллоны передней части опорожнились в значительно
большей мере, нежели баллоны, расположенные сзади; отсюда и
обнаружилась статическая тенденция к наклону носа вниз, присоединившаяся к той
же тенденции, вызванной утяжелением. В этом положении корабль очень
быстро стал набирать скорость, несмотря на то, что один из моторов
прекратил работу на потолке.
Действительно, если аэростат идет со скоростью Vv направленной по оси
вследствие тяги моторов, то вес, приложенный в центре корпуса, дает
ему скорость V2, и мы имеем результирующую скорость V, которая
несомненно значительна при значительном угле атаки Д (черт. 73).
Руль был установлен „полностью на подъем", однако, его
воздействие оказалось недостаточным вследствие большой величины
динамических пар.
5 Динамика дирижабля 65

Полет книзу представляется резко выраженным, так как имеется
приток холодного воздуха через все отверстия, предназначенные для
вентиляции; в связи с этим баллоны резко раскачиваются, и создается весьма
серьезное положение, так как холодный воздух должен еще более
увеличить утяжеление.
Поскольку руль не дает какого-либо ощутительного результата,
остается лишь сбрасывать в больших количествах балласт. На этот раз имеется
г-б
нарушение равновесия, в связи с чем во время этого спуска производится
значительное сбрасывание балласта, примерно, в 2200 кг. Нельзя не
согласиться, что такого рода нарушение равновесия, произведенное на
большой скорости, должно вызывать весьма значительные реакции
корпуса корабля, к тому же, так как запасы балласта в центре были исчер-
Черт. 74 — 75.
паны, возникает вопрос, не был ли весь этот балласт сброшен с
передней части.
Подобный вопрос был рассмотрен при изучении подводных лодок в.
отношении отдачи предохранительных грузов на большой скорости, и
вывод, к которому пришли, говорит о необходимости предварительной
одновременной остановки моторов.
До выбрасывания балласта аэростат находится в положении,
изображенном на черт. 74. После выбрасывания балласта, так как корабль про*
66

Барограмма
6 000
5.000
'4.000
1000
2.000
1,500
1.00D
500
л
4"
__ Г*
Пере
20*
рузка'Ы
*
А
]коро
25
/УС/1
-
4'
г30
м газ
У
——.
выполнен i
..я
ни
4"
X
a 6V/7
C6f
S
!8°
4
ллас
t ^Л
2ПП«
i
\
у
Fnr>
ист
4"
Поб
j
/
XJ3OQ
анов
45
1
v
\
\
/лея.
GHUS
<
\
\
\
(no/
омИи
Вы Spotlit
балла с nm
\
\
\
\
л
P03f.
kepa
4"50
0.K2L.
уше*
5/7/? «
/
LO.
1
4"52
Фиг. 76.

должает еще быть тяжелым, он должен был бы занять положение
равновесия носом кверху на 10°, как, например, на черт. 75.
Для того чтобы перейти из положения на черт. 74 к положению на
черт. 75, была произведена большая эволюция в вертикальной
плоскости, и эта эволюция была еще более ускорена с точки зрения вращения
тем, что выбрасывание балласта было произведено быстро и тем, что
скорость корабля была значительной.
В этих условиях проявилось резкое воздействие центробежной силы
и аэростат вышел из состояния равновесия (черт. 75) и достиг дифе-
рента в 30°. Эта эволюция, сопровождавшаяся вращательным движением
аэростата вокруг своей оси, вследствие значительно уменьшившейся
боковой устойчивости, дала свидетелям основание для сравнения с эволюцией
самолета в начале петли.
На этот раз вертикальное падение носом книзу, последовавшее за
этой эволюцией, явилось столь резким, что аэростат разбился.
Из всех вышеизложенных данных мы стремимся извлечь насколько
возможно больше сведений; однако, не имея в своем распоряжении самого
существенного документа, а именно регистрации движений диферента, т. е.
перемещений носа аэростата в вертикальной плоскости, мы лишены
возможности утверждать что-либо категорически. Весьма возможно, что
движение воздуха преувеличили динамические реакции, лежащие в основе
всех этих движений.
Тем не менее первый выполненный маневр (вышеупомянутый хлопок
клапаном), видимо, и повлек за собой дальнейшие этапы катастрофы;
так как, если корабль выносится за зону выполнения восходящими
потоками, представляется безусловно необходимым, сбрасывая балласт,
переместить зону выполнения (которую мо>кно переходить лишь в очень
ограниченных пределах).
Сбрасывание балласта во время спуска являлось правильным маневром
но его следовало выполнять на уменьшенных оборотах моторов. К тому
же ход моторов следовало убавить и потому, что вследствие выраженного
наклона носа книзу их воздействие увеличивало скорость спуска.
Заканчивая, мы считаем нужным заявить самым категорическим
образом, что мы никогда не имели в мыслях критиковать командира, который
в достаточной мере проявил себя при многочисленных перелетах,
осуществленных на „Шенандоа".
Этот веема заслуженнный командир оказался вследствие условий
погоды в весьма затру дительном положении, о котором никто не подумал.
Положение таило в себе неожиданность; и приходится согласиться, что
ему было весьма трудно в разгар действия разрешить столь сложную
динамическую проблему без предварительного изучения реакций корпуса
корабля на действия значительных сил веса, нарушавших равновесие. 1

ГЛАВА ТРЕТЬЯ
О формах корпуса воздушного корабля
при больших скоростях
С точки зрения навигации при дальних полетах, когда возникают
различные трудности в борьбе с атмосферой, современный дирижабль обладает
следующими тремя недостатками, которые необходимо исправить и этим
увеличить степень безопасности путешествий:
1. Недостаточная скорость.
2. Изменения веса во время полета, которые, как показывает опыт,
в значительной мере стесняют полет корабля, а в известных случаях
могут привести к катастрофе.
3. Трудность маневров, требуемых для приземления.
Недостаточная скорость
Скорость современных кораблей (в этом отношении все мнения
сходятся), примерно, совпадает со скоростью воздушных потоков,
встречающихся при порывах ветра. В несчастном случае с „Шенандоа" вопрос
о скорости имел первостепенное значение. Действительно, именно
ограниченная скорость этого дирижабля и побудила пилота дать кораблю
наклон носом книзу в 18°, чтобы бороться против резкого восходящего
ветра. Вследствие этого большого наклона моторы отказались работать,
лишенные смазки при таком наклоне; в результате этого аэростат был
вынесен за зону выполнения, а факт этот сразу же вызвал необходимость
в очень рискованных маневрах.
При большей скорости наклон мог бы быть и меньшим, примерно,
от 8° до 10° и моторы могли бы обеспечить возможность выбраться из
зоны восходящих ветров на постоянной высоте.
Можнд допустить, что в этом отношении следует стремиться к
транспортной скорости в 150 км\час.
Изменения веса
Рассмотрение обстоятельств, связанных с происшествиями и
несчастными случаями в области навигации, вызывавшимися изменениями веса,
показывает, что этот вопрос заслуживает самого тщательного внимания.
Вначале управляемый аэростат создавался для полетов при прямом
сопротивлении. Его удерживали в пределах нулевой сплавной силы, и
руля было достаточно для^ удержания корабля на горизонтальном пути.
69

В настоящее время вопрос идет о длительных полетах на жестких*
дирижаблях, когда применяются огромные массы несущего газа; при этом
опыт показал, что существенные изменения веса происходят во время
полета более или менее неожиданно. Чтобы сохранить радиус действия
дирижабля не представляется возможным бороться с этими изменениями
веса при помощи газа и балласта; при этих методах маневрирования
аэростат очень скоро окажется обессиленным.
Теперь, когда/ происходит нарушение равновесия корабля, руль
глубины очень скоро оказывается недостаточным для сохранения
горизонтального полета при облическом движении (положение, с которым ранее
не считались).
Возникает новая проблема, и приходится считатся с реальной
обстановкой: необходимо либо пытаться устранить насколько возможно
причины изменения веса, либо согласиться с неизбежностью облического
движения дирижабля, а этот принцип полета ставит новую проблему для
корпуса корабля.
Вопрос весовых изменений во время полета уже привлекал к себе
специалистов.
На „Шенандоа" были установлены рекуператоры для воссоздания
балласта из конденсированных водяных паров, содержащихся в
отработанных газах.
На „Графе Цеппелине" использование газообразного горючего (блау-
газ) в значительной мере сокращало расход водорода во время пути;
так, при пересечении Атлантического океана этот расход газа при жидком
горючем, выражающийся в 40000 куб. м, был здесь уменьшен до 8000
куб. м; в связи с этим к концу перелета зона выполнения была лишь
около 600 м вместо 3500 — 4000 м} что облегчало борьбу с
изменениями веса. В этих условиях статическая восстанавливающая пара
уменьшается в меньших размерах, а этот факт ослабляет реакции при дифе-
ренте в облическом движении в случаях весовых изменений в пути к концу
перелета.
На этом дирижабле боролись с ночными и дневными изменениями
веса путем металлизации оболочки, вентиляции слоя воздуха между
газовыми баллонами и внешней оболочкой. Регистрирующие термометры
отмечают в каждый данный момент температуры газа и внутреннего
воздуха и позволяют учитывать разницу в этих температурах.
Все эти мероприятия показывают, какое значение придают специалисты
вопросу изменения веса; ведь для одного градуса отклонения темпердтуры,
утяжеление или облегчение этого дирижабля в 105000 куб. jk "равно,
примерно, 450 кг.
Все эти мероприятия уже улучшают условия полета корабля. Однако,
при длительном полете остается рассмотреть еще ряд особых случаев,
в частности механические утяжеления, вызываемые различными причинами:
обледенение, песок во время песчаных бурь, 'саранча. Далее следует учесть,
что система поддержания имеет ряд слабых мест: газовый баллон может
оказаться разорванным в верхней части, и если речь идет об одном из
конечных баллонов, то эта авария вызывает необходимость еще
опорожнения одного из симметрично расположенных газовых баллонов.
В этих крайних случаях, как бы то ни было, приходится итти обличе-
ским движением, тогда как корпус корабля не был построен для этой цели.
Следовательно, вполне естественно пытаться усовершенствовать корпус
70

корабля, с тем чтобы возможно больше увеличить степень безопасности и
с этой целью допустить, что дирижабль с большим радиусом действия
является летательным аппаратом переменного веса и что он должен
обладать максимально развитой способностью поддержания в известных
условиях при определенном диференте.
Следовательно, дирижабль должен сохранять высоту в самых серьезных
случаях утяжеления в определенных условиях реакции при диференте.
Прежде всего следует рассмотреть эти реакции с точки зрения их
качества; далее, если они благоприятны, следует попытаться получить их
величину соответственно максимальной скорости корабля, т. е. привести
в известную систему формы, для получения хорошего равновесия.
В этом отношении мы имеем ценные указания в области других видов
навигации, где реакции корпуса на маневр протекают вполне
удовлетворительно.
Рассмотрим внимательно парусное судно.
Маневрирующий этим судном уравновешивает паруса так, чтобы иметь,
примерно, руль по ветру на 5°, что означает, что при руле на нуле корабль
стремится стать по ветру, т. е. по направлению вредной силы (черт. 77).
Когда ветер усиливается,
одновременно возрастает и Горизонтальная плоскость
скорость; приходится
сильнее поворачивать руль по I Направление вредной
ветру, чтобы держаться задан- ' СиПь''
ного направления пути. Стре- Д , оетер
мление итти по ветру уси- ^
ливается с увеличением ско-
рости. '
Перейдем теперь к хо-
рошо уравновешенному са- v^L,
молету — аппарату тяжелее X 5°
воздуха. Пилот удовлетворен, Черт. 77.
если аппарат, с мотором на
полном режиме, стремится кабрировать при горизонтальном полете, т. е. если
он стремится встать по направлению вредной силы (силы тяжести). В обоих
случаях руль одинаково ориентирован относительно вредной силы.
Следовательно, самолет также стремится подняться, кабрируя, если
руль остается в бездействии, так же точно, как парусник стремится итти
по ветру, если руль стоит на нуле.
Всякое увеличение скорости заставляет кабрировать аппарат, & всякое
уменьшение хода приводит его к пикированию (черт. 78).
Это стремление аппарата, независящее от среды, где он находится,
точно определенное в зависимости от типа корабля или самолета, нужно
рассматривать как характеристику хорошего уравновешивания корпуса.
Чтобы лучше выявить преимущества этой тенденции в реакциях
летательных аппаратов, достаточно указать на случай с одним
гидросамолетом, когда на высоте 2000 м пилот был внезапно лишен возможности
распоряжаться рулем глубины.
Вследствие очень хорошего качества реакции самолета он имел
возможность при помощи одних моторов, не пользуясь рулем глубины,
произвести надлежащую посадку на море. Никаких несчастных случаев с людьми
ле было. ,
71

вертикальная плосность
Направление вредной
Благодаря умению и хладнокровию пилота, аппарат все время был
управляем, хорошо реагируя на ход мотора, и был в состоянии N держать
горизонтальную линию полета и, в случае необходимости, даже
подниматься.
При обратной тенденции (самолет пикирует при руле глубины на нуле
и кабрирование с увеличением тяги не имеет места) катастрофа при
посадке на море была бы неизбежна, даже если допустить, что спуск мог
бы быть правильно осуществлен, ибо пилот не имел бы в своем
распоряжении средств выравнять аппарат в линию горизонтального полета.
Что касается дирижабля
в полете, то, как только
аэростат утяжеляется, он
отклоняется носом кверху, а ко"да
облегчается, то
наклоняется носом книзу; это означает,
что он сам по себе принимает
в пространстве такой дифе-
рент, который позволяет
бороться против утяжеления или
облегчения. Следовательно,
cafoa по себе эта реакция
Черт. 178. прекрасного качества. Сверх
того, в случае утяжеления
аэростат поднимается.
Допустим, что в этот момент руль высоты застопорен на нуле.
Дирижабль сохраняет способность маневрировать, ибо достаточно уменьшить
ход моторов, чтобы сохранить высоту постоянной.
^ Наоборот, предположим, что по причине своей формы аэростат, при
утяжелении, наклоняется носом вниз и что руль застопорен на нуле.
С наклоном носа вниз тяжелый аэростат спускается до уровня земли или
моря. Приходится стопорить, а затем сбрасывать балласт, что уменьшает
степень безопасности. В этом случае аэростат лишается способности
72

маневрирования, так как он принужден остановиться. В этом случае or
не имеет тех преимуществ, которые свойственны кораблю с поднятым,
носом, могущему сохранять скорость поддержания при облическом
движении.
Необходимо сохранить способность корабля давать силу динамического^
поддержания, но обеспечить возможность регулировать величину этой силы,
т. к. она увеличивается со скоростью его. Поскольку эта сила динамического*
поддержания при диференте вызывает динамическую опрокидывающую
пару г Ceo / = r. d, то достаточно лишь уменьшить плечо рычага d = <&C^
Но эта длина является
функцией формы и поло-
жения метацентрической
кривой, а следовательно,
положения главного центра
девиации Со — точки
возврата этой кривой
(чертеж 79).
Следовательно, можно
притти к выводу, что все
корпуса, которые будут
отодвигать положение
точки Со к задней части
корабля, дадут ожидаемый
результат и уменьшат
величину этой реакции.
Допустим, что для дан- Черт. 80.
ного корабля, когда
аэростат утяжеляется, первичный режим при подъеме будет поглощаться 10е*
поворота руля при скорости 100 км\час. При этом главный центр
девиации находится в Со (черт. 80).
Чтобы сохранить то же реагирование (носом кверху) для случая
утяжеления, было бы необходимо, чтобы точка возврата метацентрической
кривой находилась в С01 для ПО км\час, далее в С02 для 120 км и т.д.,
имея в виду в конечном результате хорошо уравновешенный аэростат на
скорости 150 км I час.
Допустим, что площадь руля сохраняется постоянной. Чтобы
отодвинуть точку Со, достаточно увеличить одерение соответственно
максимальной расчетной скорости, и в данном случае дпя скорости в 150 км\час мы
приходим к оперению очень крупного размера, что представляет серьезные
неудобства. Помимо вопроса об укреплении этого оперения на корпусе
и крепости самой кормы, даже рассматривая вопрос лишь с динамической
точки- зрения, приходится отметить, что поступая таким образом, мьг
приближаемся к строгому оперению Ренара, являющемуся предельным.
Рассмотрим положение дирижабля, оперение которого было развито
до этого предела — оперение Ренара. Ренар попытался разрешить
следующую проблему: для данного дирижабля в состоянии нулевой сплавной
силы (если тяга действует по оси симметрии) какова должна быть
площадь оперения, для того чтобы он автоматически держался
горизонтального пути на бесконечной скорости?
Пользуясь метацентрической кривой, весьма легко осуществить
решение этой проблемы. Установим для рассматриваемого дирижабля такое
73

оперение, чтобы точка возврата метацентрической кривой совпадала
с центром объема, и предположим, что эта точка О является центром
инерции. Такой аэростат отвечает условиям поставленной проблемы
(черт. 81).
Действительно, вызовем вращательное движение, например, носом
кверху; поскольку все воздушные реакции расположены за центром
инерции, мы имеем положение CR силы сопротивления в данный момент,
соответствующей результирующей OF силы тяги и центробежной силы.
Пара FOCR стремится воспрепятствовать начатому движению вращения,
Чем значительнее скорость, тем сильнее увеличивается центробежная сила,
«а равным образом и восстанавливающая пара. Такого рода аэростат может
держаться пути даже при бесконечной скорости при известном условии,
.М
1 л То с в
Черт. 81.
а именно: сплавная сила должна быть нулевой. Действительно, приходится
установить, что существует лишь одно положение равновесия, при котором
направление сопротивления совпадает с направлением скорости, это тогда,
когда скорость направлена по линии нулевого поддержания и притом
независимо от ее величины.
Утяжелим аэростат на величину р в центре объема корабля. Когда
в этом случае равновесие установится в прямолинейном и равномерном
движении, то действующая динамическая пара уже не будет являться
более опрокидывающей парой с наклоном носа кверху, а явится парой
FOCR, которая вынудит аэростат взять наклон носом книзу
соответственно приложенному утяжелению (черт. 82).
Мы видели, что положение тяжелого корабля с наклоном носа книзу
является плохой реакцией корпуса. Следовательно, как только имеют
место такого рода весовые изменения, корабль с точки зрения
маневрирования является непригодным. К тому же имеется и другое существенное
неудобство, даже и в том случае, когда сохранена нулевая сплавная сила,
а именно — неудобство навигации в бурной атмосфере.
Поскольку аэростат приспособлен к сохранению положения своей оси
параллельно воздушному потоку, действию которого он подвергается, то
как только наступит резкое изменение направления этого потока
вследствие встречных порывов ветра, аэростат в этот момент будет стремиться
встать параллельно потоку; иначе говоря, он будет очень чувствителен
к движению воздуха. С другой стороны, так как вследствие сопротивления
74

вращению руль действует очень слабо- то мы имеем дело с кораблем
очень чувствительным к воздушным потокам и корабль перестает быть
чувствительным к действию руля и статической восстанавливающей пары.
Следовательно, такое положение является недопустимым в
современном воздухоплавании, когда приходится иметь дело со всякого рода
возмущениями. Устанавливая более значительное оперение на аэростате,
который мы стремимся так видоизменить, чтобы уменьшить его реакции
при 150 км\час, мы,
таким образом, получаем
некое промежуточное
положение метацентрической
кривой М2 (черт. 83).
Значение кривых следующее:
1. Мх—исходная
метацентрическая кривая.
2.
М2—метацентрическая кривая, дающая такое
положение точке С02,
когда максимальная реакция
при диференте вследствие
изменения веса на скоро-
Черт. 82. сти в 150 км\час будет
легко поглощаться
поворотом руля, например, на 5° на подъем или на спуск.
3. мз—метацентрическая кривая аэростата со строгим оперением Ренара.
Поскольку сопрот в-
ление облическому
движению возрастает, эти
кривые становятся все более
выгнутыми. Положение
точки С02 соответствует
максимальной скорости в
150 км\ч. Проведем
касательную у\Е к
метацентрической кривой,
перпендикулярную оси; в rj мы
имеем точку безразличия
лиферента остановленного
аэростата, т. ег такую
точку, что если в ней
приложить груз /?, то
остановленный аэростат будет
спускаться при нулевом диференте по направлению, даваемому касательной
к кривой девиации. Мы видим, что. силы сопротивления при утяжелении
могут быть расположены либо спереди от точки О г в C1RV либо сзади
от этой точки, например, в С2/?2, причем положение силы CR зависит
от относительной величины силы тяги и изменения веса.
Для всех направлений сопротивлений воздуха, подобных С2/?2,
аэростат оказывается тяжелым с наклоном носа книзу, и мы видим, что факт
м,
Со 3. Примечание редакции.
75

использования все более значительного оперения для уменьшения реакции
диферента представляет неудобство, так как сопротивление (от оперения)
при облическом движении расположено исключительно в крайней
кормовой части для круглых форм корпуса.
К тому же выигрыш в силе поддержания сравнительно невелик, и
единственным результатом этого расположения является получение
определенной величины редкции диферента для ограниченного числа случаев,
когда сопротивление воздуха проходит спереди от О.
Остается лишь одно приемлемое решение вопроса — существенное
видоизменение форм при следующих условиях:
1. Реакцию при диференте, возникающую вследствие нарушения швно-
весия сил тяжести, отрегулировать таким образом, чтобы она никогда не
превосходила величины, например, в 6° при максимальной скорости (руль
на нуле).
2. Обеспечить максимально возможную силу поддержания для аэростата
данного объема и тоннажа.
3. Воздействовать на формы так, чтобы точка безразличия в
диференте (когда аэростат остановлен) была бы возможно ближе к центру
объема.
Рассмотрим аэростат с тем нормальным оперением, которое он имеет
в настоящее время, и пусть Со будет главным центром девиации (черт. 84).
Чтобы допустить скорость 150 км\час без чрезмерной реакции при
диференте, необходимо увеличить оперение, и тогда мы получим мета-
центрическую кривую, главный центр девиации которой находится в С01,
а точка безразличия в диференте при остановленном аэростате в D.
Необходимо получить ту же точку С01, упраздняя оперение, и переместить
точку D в Dj — ближе к центру объема, сделав более крутой метацентри-
ческую кривую.
Поскольку современные формы передней части корабля не
благоприятствуют облическому движению, их следовало бы делать более тонкими,
путем применения эллиптических шпангоутов с большой вертикальной
осью.
Для замены сопротивления, вызываемого оперением при облическом
движении и вращении следовало бы утоньшить формы кормовой части
корабля при помощи эллиптических шпангоутов с большой
горизонтальной осью. Наконец, для увеличения силы поддержания и приближения
76

точки D к центру объема (в £>х) шпангоуты .центральной части корабля
равным образом должны были бы быть эллиптическими с большой
горизонтальной осью (черт. 85).
Это дает нам схематически изображаемую ниже форму, которая
приближается к форме современной подводной лодки^ обладающей большой
скоростью при пикировании и очень развитыми качествами поддержания.
Беря эту форму, мы достигаем желаемого результата в смысле обли-
ческого движения в вертикальной плоскости, но сохранение
горизонтального пути затруднено, так как мы увеличили площадь вертикального
Вертикальное свчение по Оси
ABC О Е
Горизонтальное- сечение по
I ;
Поперечные сечения
Черт. 85.
сечения в передней части корабля и уменьшили ее (сделали более тонкой)
в кормовой части.
В этом смысле можно задаться целью перенести точку возврата
горизонтальной метацентрической кривой в переднюю часть аэростата так,
чтобы он хорошо держался в потоке ветра, будучи причаленным к мачте.
Этот результат может быть достигнут путем присоединения киля, который
одновременно будет служить и продольной свяаью, причем передняя часть
может быть расширена для устройства в ней различных служебных
помещений.
Мы хорошо понимаем, что такого рода проект вызывает у
конструктора ряд сомнений, тем более что вес корпуса должен быть сведен
к минимуму для обеспечения большего радиуса действия и возможности
перевозки значительного полезного груза. Однако, принимая во внимание
то, что мы наблюдаем в течение 15 лет, все же позволительно поставить
77

эти вопросы во весь их рост, так как нужно рассчитывать на дальнейшие
достижения техники.
Эти видоизменения будут осуществляться мало по-малу под давлением
аварий и других происшествий в полетной практике, и форма корпуса
подвергнется последовательным изменениям, начиная с кормовой части*
путем упразднения оперения совершенно также, как это было в области
подводного плавания. Первые подводные лодки имели форму вполне
сходную с современным аэростатом, обладающим очень большим оперением.
Полезное действие такого рода корпуса должно быть выяснено
экспериментально в трубе на различных моделях; сравнение полученных резуль-
V
татов, как в смысле прямого сопротивления, так и сопротивления при
облическом движении, даст ценные указания о том, чего можно ожидать
от этих новых форм. Метацентрические кривые и кривые девиации этих
различных типов смогут быть получены в этих же условиях.
С этой точки зрения особый интерес представляет применение
геометрического метода исследования, который позволит определить реакции
при диференте и изучить положения равновесия в пространстве различных
аэростатов от 50000 до 100000 куб. м с одинаковыми
характеристическими кривыми и тем же коэфициентом трения, что и у модели.
График, изображающий относительное изменение углов диферента
и углов атаки для различных весовых изменений позволил бы установить
максимальный вес, который может нести корабль при данной тяге
моторов. Применение геометрического метода представлялось бы особенно
ценным для случая характеристических кривых, полученных
экспериментальным путем у причальной мачты с самим аэростатом.
Все эти мероприятия очевидно не могли бы быть применены к
современной полетной практике, так как здесь не учитываются воздушные струи
от винтов.
78

Приходится все же допустить, что применение геометрического метода
исследования, о котором мы упоминали, представляет собой известный
интерес с точки зрения предвидения и с успехом может явиться
дополнением к опытам в аэродинамической трубе.
Во всех этих подлежащих проведению опытах имеется очень
существенный момент, на который мы должны обратить особое внимание.
В области динамики величина угла атаки берется за основу всякого
исследования. Поскольку величина этого угла зависит от направления
линии нулевого поддержания, она никогда не определяется точно, так как
всегда будет затруднительно и почти невозможно установить точно
направление линии нулевого поддержания^ в отношении которой легко
допустить ошибку в несколько градусов.
Можно использовать другой угол, который всегда возможно получить
с достаточной точностью и изменение которого является функцией изме- '
нения угла атаки. Рассмотрим характеристические кривые какого-нибудь
корпуса М и М* (черт. 86).
На линии нулевого поддержания C0D направление сопротивления сш-
падает с направлением скорости; это явление повторяется и на
направлении Cq'D.
Когда4 изменяют угол атаки, угол FCV мЪкду направлением
сопротивления и направлением скорости имеет определенную величину.
Следовательно, этот угол, изменяясь от нуля до нуля, в определенный
момент проходит через некий максимум. Положение центра девиации,
соответствующее этому положению, представляет собой большой интерес.
При' причаливании на тросе максимум этого угла соответствует такому
положению точки привязи, которое для определенной длины троса дает
самое большое удаление от берега. Это и будет наилучшей полезной
работой корпуса. В вертикальной плоскости для причаленного аэростата
максимум этого угла соответствует самой большой высоте, которая может
быть достигнута при данной длине кабеля.
Для самолета, вероятно, он соответствует величине угла атаки,
дающей наибольшую полезную отдачу или наибольшее качество самолета
при планирующем полете, а для дирижабля этот угол атаки, вероятно,
соответствует наибольшей силе поддержания в горизонтальном полете.
В этом отношении вопрос подлежит выяснению опытным путем.
Во всяком случае можно утверждать, что для самолета и аэростата
максимальная величина этого угла является очень важной данной. Это —
единственный угол, который может быть определен точно. Мы позволим
себе привлечь к этому вопросу внимание тех, кто имеет в своем
распоряжении средства для производства динамических опытов в этой области.
Маневрирование при посадке
Передний руль. Маневрирование при посадке представляется
очень тонким вопросом, и часто в этом отношении отсутствует
достаточная ясность.
Действительно в момент посадки при слабом ветре и уменьшенной
скорости рули действуют слабо и ими приходится маневрировать под
большими углами. При вращательном же движении центробежная сила
проявляется с известной резкостью вследствие большой массы воздушного
корабля, и в этих условиях всякого рода вихляние трудно устранимо.
79

С другой стороны, изменение веса нередко происходит как раз при
маневрировании на посадку, причем определить величину этих изменений
веса представляется затруднительным.
Как общее правило, всякой посадке предшествует взвешивание
аэростата, приводящее его, примерно, к нулевой сплавной силе.
Использование таблиц, заранее составленных по опытным данным
применительно к данной скорости, позволяет получить результаты, близко
совпадающие с действительностью. Например, для поддержания высоты
необходим диферент с отклонением носа кверху на 2° и руль должен
^быть установлен на 5° на спуск. В составленных опытным путем таблицах
находим, что это положение соответствует вполне определенному утяже-
ч.
О В •> 0 -_s
^ '^й ' В
A N О В
Черт. 87.
Глению для транспортной скорости. Таким образом избыток веса может
быть легко уменьшен; но при последующем маневрировании с уменьшенной
скоростью, когда корабль, приближается к земле, вновь происходят
изменения веса, и представлялось бы интересным знать, что происходит в этом
отношении в каждый момент.
Именно в этом случае руль спереди мог бы оказать самые ценные
услуги. В вопросе использования рулей существует ряд теорий.
Многочисленные испытания были произведены на подводных лодках, чтобы
точно установить роль и значение передних рулей в вопросе
маневрирования и сохранения пути. Из результатов опытов, при которых автор
присутствовал или которые он проводил сам, явствует, что все теории
полностью опровергнуты.
Те или иные детальные разъяснения по этому вопросу выходят за
пределы настоящего очерка; но нам все же хотелось бы сделать
некоторые замечания, представляющие интерес для эксплоатационника,
обнаруживающие преимущества применения эт#х рулей.
Для упрощения изложения допустим, что:
1) корпус корабля обладает осью симметрии (без гондол), причем
ось является Направлением линии нулевого поддержания;
2) с того момента, как мы вводим рули спереди и сзади, выражение
„на спуск" и „на подъем" не может применяться для установки поворота
руля.
Условимся в следующем (черт. 87):
знаки „ +" и п —и относятся к передней конечности рулевого
пера;
знак „ +и указывает на поворот руля, стремящийся поднять точку
крепления руля;
80

знак „ —" указывает на поворот руля, стремящийся снизить точку
крепления руля, т. е. эти указания не имеют никакого отношения к
движению корабля.
3. Следует еще дать определение тому, что мы называем поперечной
силой руля в вертикальной плоскост i.
Возьмем аэростат, линия нулевого поддержания которого является
рсью АВ с углом наклона — 0, причем задний руль повернут „до отказа"
(черт. 88).
Сила F может быть разложена на две других: fv перпендикулярную
к направлению нулевого поддержания, и /2, совпадающую с этим направ-
Черт. 88.
лением. Назовем fx поперечной силой руля в вертикальной плоскости.
Эта-то сила и вызывает девиацию. Наоборот, девиация, вызываемая силой/2,
равна нулю.
В различных теориях, трактующих об использовании рулей, никогда
не учитывается воздействие этой боковой силы, а учитывается лишь пара;
но как раз воздействие этой боковой силы и имеет очень большое
значение как с точки зрения эволюции корабля, так и с точки зрения
поддержания равновесия в пути при прямолинейном и равномерном движении.
При посадке командиру в каждый момент должно быть известно то,
что происходит с весом корабля. При горизонтальном движении можно
учитывать причину изменения веса, но при спуске, например в момент
приближения к земле, ничего нельзя сделать.
Поскольку вопрос идет о весе, необходимо пользоваться
измерительным инструментом, рассматривая ось аэростата как коромысло весов, а его
рули как чашки. Для получения желательного результата положение
переднего руля не является безразличным; допустим при нашем рассмотрении
что площадь переднего руля будет такой, что его поперечная сила при
„полном повороте руля" равняется такой же заднего руля в том же
положении; пусть / будет этой поперечной силой.
Пусть Со будет главным центром девиации и С центром т девиации,
соответствующим воздействию поперечной силы (черт. 89).
Передний руль должен быть установлен таким образом, чтобы
расстояние DC было меньше расстояния СВ. Такого ррда положение будет
всегда реализовано для рулей одинакового действия, поскольку точка С
находится спереди от центра объема и передний руль неизбежно распо-
6 Динамика дирижабля 81

ложен в задней части носа аэростата. Из этого положения явствует, что
нулевому диференту при переднем руле, повернутом „до отказа",, всегда
соответствует много меньший, но того же значения угол заднего руля.
-*-
л ^ с0 с о
Черт. 89.
Будем поддерживать аэростат на данном ходу при нулевом диференте
и предположим, что он будет перетяжелен в центре объема на величину р
(черт. 90).
Угол переднего руля =„-]-" „до отказа".
Угол заднего руля = -{- 10°.
Угол диферента=0. /
1. Высота сохраняется постоянной:
2. Аэростат спускается:
Сбрасывая понемногу балласт, мы приближаемся к нулевой сплавной
силе; углы поворота рулей уменьшаются по мере того, как удаляется
балласт, при условии, что высота сохраняется постоянной.
^
Нос Норма
2
Черт. 90.
Таким образом создается равновесие: положение „ -|~" или „ — " рулей
дает направление действия, а величина поворота руля дает в каждый
момент величину pzmfl -j-/o.
Использование обоих рулей.
Управление рулями производится раздельно.
82

Передний руль удерживает высоту для посадки при помощи точного
альтиметра и вариометра.
Задний руль обеспечивает диферент при помощи уклономера.
Предположим, что дирижабль находится на высоте 250 м под
воздействием нижнего (наземного) ветра достаточно большой скорости. Избыток
веса уменьшен согласно таблицы, полученной по опытным данным для
данной скорости; далее аэростат удерживается при нулевом диференте.
В этом положении сплавная сила доводится, примерно, до нулевой
сплавной силы, причем рули, всюду на нуле.
Подается команда спуститься на 75 м, например, при диференте — 5е:
передний руль поворачивают без всяких* предосторожностей в сторону
отрицательных отсчетов „до отказа", а задним рулем маневрируют так,
чтобы установить аэростат, например, на требуемом диференте — 5°
и далее удерживать его в этом положении.
Тот факт, что этот маневр производится двумя рулями, обеспечивает
за этим маневром большую точность. Действительно, при одном заднем
руле наклон носа книзу берется при помощи этого руля, установленного
на-J-JC', а затем приходится быстро перемещать его на величину — х°,
чтобы остановить аэростат на требуемом диференте.
Воздействие центробежной силы сначала (в течение одного момента)
препятствует спуску, так что поворот руля ыа -\-х° вообще имеет
довольно большое значение, но затем вследствие упущенного времени для
перехода на —х° наклон носа —5е оказывается превзойденным.
Результатом этого факта является то, что спуск происходит с довольно
значительными колебаниями вокруг среднего диферента —5е.
При отдельных рулях каждый руль выполняет вполне определенную
роль, и пикирование носом книзу аэростат производит п|ри воздействии
лишь переднего руля. Как только это движение началось, тотчас вступает
в действие задний руль, но лишь с отрицательным знаком, чтобы сразу же
тормозить вращательное движение; при этом поперечная сила этого руля
производит работу, противодействующую центробежной силе, так как она
направлена в обратную сторону.*
Диферент сохраняется с тем большей легкостью на предписанной
величине, так как мертвое время, затраченное на маневр, уменьшено, и
руль в этом случае служит лишь для поддержания диферента.
Для примера возьмем аэростат при нулевой сплавной силе в состоянии
спуска при диференте ч—5е; передний руль повернут в сторону „ — "
„до отказа", а задний руль — на —10°, Корабль идет по направлению OV
с углом атаки 6, который соответствует девиации, произведенной двумя
боковыми силами fx и /2 (черт. 91).
До тех пор, пока сплавная сила равна нулю, среднее положение
заднего руля остается закрепленным на —-10°. Если, наоборот, аэростат
утяжеляется во время спуска, то задний руль будет закреплен на —5°,
затем на 0, затем на-{-5°, итак далее для удержания наклона носа в —5°.
В случае облегчения руль будет повернут на —15°, — 20° и т. д., чтобы
сохранить требуемый диферент —5е.
Следовательно, во время спуска командир может следить за весом
и сбрасывать балласт, либо осторожно работать клапаном, чтобы сохранить
средний угол поворота .заднего руля на 10е.
На 75 м, когда вновь достигнут нулевой диферент, аэростат все же
остается со сплавной силой, очень близкой к нулевой, и несмотря на
6* 83

уменьшенную скорость, вариации могут быть прослежены в каждый
момент.
Таким образом точность маневрирования обеспечивается, так как
командир может следить за изменениями веса, а задний руль, имея своей
задачей лишь сохранять требуемые диференты, маневрирует более пра-
Черт. 91.
вильно и быстро. Наличие двух рулей равным образом обеспечивает
лучшее держание пути.
Придавая аэростату большую сопротивляемость облическому движению,
мы отодвинули главный центр девиации Со в С01 и плечо силы заднего
руля было уменьшено до величины ВС (черт. 92).
С в COi
с о
Со, С О
у^О
Со, С О
в
Черт. 92—93.
Маневрируя сочетанием рулей (черт. 93), мы имеем плечо пары рулей
значительно увеличенным, а именно на величину CD, что уменьшает
мертвое время, так как здесь для данного отклонения потребные углы
руля будут много меньшими.

РЕЗЮМЕ
В первой главе мы дали геометрическое рассмотрение равновесия
дирижабля, перемещающегося в прямолинейном и равномерном движении
под воздействием сил тяги и вертикальных сил (изменения веса).
Этот очерк дал возможность обнаружить реакции при диференте
воздушного корабля с более или менее оперенным корпусом и переменной
величиной веса; в процессе этого рассмотрения освещены явления реакции,
имевшие место в жестких дирижаблях.
Во всех этих случаях, когда во время полета командир корабля
оказывался не в состоянии удержать высоту ввиду того, что руль был
застопорен „доотказа", следует считать, что либо руль был недостаточен для
данной скорости, либо реакция корпуса была слишком резкой. Эти
физические явления, которые вызывали недоумение, происходят вследствие
весовых изменений, требующих применения облического движения
дирижабля с таким корпусом, который не был предусмотрен для этого рода
перемещения.
В главе второй мы рассмотрели ряд опытных данных и некоторые
несчастные случаи.
Из этого рассмотрения вытекает, что реакции корпуса вследствие
нарушения равновесия имеют столь большое значение, что вопрос этот
подлежит самому тщательному изучению.
' Эти изменения веса в действительности часто вызывали ошибочные
маневры, которые приводили к гибели кораблей.
В главе третьей показано, что скорость 150 км\час, которая,
видимо, потребуется от будущих дирижаблей для эффективной борьбы
с воздушными течениями, такова, что нынешние реакции корпусов
кораблей станут огромными.
С другой стороны, дирижабль может оказаться внезапно утяжеленным
во время полета либо вследствие атмосферных возмущений, либо
вследствие серьезных аварий одного или нескольких газовых баллонов.
85

Для ' обеспечения максимальной безопасности представляется вполне
логичным допустить необходимость облического движения и видоизменить
форму с тем, чтобы она могла обладать весьма развитыми качествами
поддержания при хорошем уравновешивании.
Наконец, в беглом обзоре, относящемся к применению передних рулей,
мьь стремились показать, что они могут оказать большую услугу в деле
обеспечения безопасности и точности маневрирования при посадке,
увеличивая находящиеся в распоряжении командира средства для маневра
и давая ему возможность непрерывного наблюдения за весовым состоянием
корабля.

ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие редактора 3
Введение 5
Глава первая. Исследование условий равновесия воздушного корабля,
двигающегося прямолинейно и равномерно 8
Глава вторая. Обзор происшествий и несчастных случаев из практики
воздухоплавания 50
Глава третья. О формах корпуса воздушного корабля при больших
скоростях 69

Исправления редактора
Страница Строка
14
14
15
15
26
28
30
43
44
46
57
58
73
7 сверху
И .
17 „
23 „
12 „
Черт. 38
7 сверху
Черт. 51
Нижняя
ветвь
черт. 53
Черт. 55
22 сверху
13 „
3
Напечатано
— а = 0 + о
3. Полет с
теоретическими
теоретические
(фиктивные)
•—.а - 4а
а
р-р-р
причем
0 0 0.. 0о 0-( 04
(1,23 м/сек)
(75 м/сек)
скорость поддержания
Следует читать
3. Подъем с
фиктивными
практические (фиктивные)
Таким образом
угол 04 — угол Со Q{ U4
угол пути
0 0, 0.-, О, 0у 04
(1,13 м'сек)
(7,5 м сек)
скорость, обеспечиваю/цую
поддержание х
П. Шанже „Динамика дирижабля"