М. Л. ГАЛЛАЙ
ПОЛЕТ САМОЛЕТА С НЕПОЛНОЙ И НЕСИММЕТРИЧНОЙ ТЯГОЙ
ИЗДАТЕЛЬСТВО „МАШИНОСТРОЕНИЕ-
Москва 1970
УДК 629.7.015.073.7.001.42
Полет самолета с неполной и несимметричной тягой. ГАЛЛАЙ М. Л., М., «Машиностроение», 1970, 192 стр.
В книге исследуется движение многодвигательного самолета с неполной и несимметричной тягой в результате отказа двигателей.
Рассматриваются вероятностные характеристики такого полета, влияние на него различных внешних факторов и аэродинамических параметров самолета, установившийся полет по маршруту, заход на посадку, посадка и взлет с частично вышедшей из строя силовой установкой.
Специальная глава посвящена Нормам летной годности самолета, регламентирующим его характеристики в случаях отказа двигателей, и методам их проверки при летных испытаниях.
Особое внимание при изложении материала уделено раскрытию физики явлений, обусловливающих возмущенное движение самолета.
Книга рассчитана как на инженеров конструкторских бюро, испытательных станций и эксплуатирующих организаций, так и на летный состав. Вместе с тем она будет полезна преподавателям и студентам авиационных учебных заведений. Табл. 3. Иллюстр. 85. Библ. 23 назв.
Рецензенты д-р техн, наук А. Е. Донов, канд. техн, наук М. В. Розенблат
2—4—3
207—70
ПРЕДИСЛОВИЕ
Широкое распространение, которое получили в современной авиации многодвигательные самолеты, повлекло за собой существенное повышение безопасности полетов, однако, в то же время, соответственно увеличило вероятность отказа одного или нескольких двигателей из числа входящих в состав силовой установки многодвигательного самолета.
Поэтому проблема полета с неполной и несимметричной тягой приобрела в настоящее время большую актуальность.
В книге, предлагаемой вниманию читателя, рассматривается круг вопросов, связанных с динамикой возмущенного движения самолета непосредственно после отказа двигателя (особенно бокового, т. е. расположенного вне плоскости симметрии летательного аппарата), параметрами последующего установившегося режима полета, выполнением необходимых маневров — разворотов, захода на посадку, посадки, а также с влиянием конструктивных параметров самолета и его пилотирования на протекание указанных процессов.
Автор стремился уделить особое внимание раскрытию физической сущности явлений, сопутствующих полету с неполной и несимметричной тягой. Не все случаи такого полета, рассмотренные в этой книге, одинаково вероятны на практике. Многие из них на определенных видах летательных аппаратов, например, пассажирских, справедливо расцениваются как недопустимые. Тем не менее целесообразно все же не исключать их из рассмотрения, во-первых, потому, что возникновение подобных случаев возможно на летательных аппаратах других назначений, и, во-вторых, потому, что их анализ способствует лучшему пониманию существа происходящих явлений. Кроме того, многие ситуации, недопустимые в нормальной эксплуатации, могут иметь место при летных испытаниях.
Практические рекомендации, приводимые в книге, носят двоякий характер: часть из них адресована работникам конструкторских организаций и касается параметров, обеспечивающих приемлемые свойства летательного аппарата в полете с неполной и несимметричной тягой, другая же часть предназначена
3
для летного состава и содержит указания по оптимальному пилотированию в этом достаточно сложном полетном случае.
Учитывая категорию читателей, которым рекомендована книга, автор счел возможным пользоваться общеизвестными положениями нормального курса аэромеханики самолета без каких-либо дополнительных их разъяснений. Большая часть условных обозначений, применяемых в этой книге, общепринята в литературе по аэродинамике и динамике полета. В тех отдельных случаях, когда вводится новое или малораспространенное обозначение, оно поясняется непосредственно в тексте.
В течение ряда лет многие важные аспекты проблемы полета самолета с неполной и несимметричной тягой освещали в своих трудах В. Ф. Болотников, В. С. Ведров, А. А. Калачиков, Н. В. Лебедев, В. С. Луняков, М. И. Мазурский, В. Н. Матвеев, И. В. Остославский, А. И. Охонский, В. С. Пышнов, А. Л. Райх, Д. А. Соркин, В. Г. Табачников, М. А. Тайц, А. В. Честнов, Л. К. Чумаченко и другие ученые, инженеры и летчики. Автор книги использовал в своей работе полученные ими результаты.
Кроме того, автор при подготовке книги к печати имел возможность, помимо собственного опыта испытательных полетов с неполной и несимметричной тягой на многодвигательных самолетах различных типов, воспользоваться чрезвычайно ценной консультацией заслуженного летчика-испытателя СССР Я. И. Верникова и канд. техн, наук Н. Г. Щитаева, а также замечаниями рецензентов книги д-ра техн, наук, проф. А. Е. До-нова и канд. техн, наук М. В. Розенблата. Всем этим лицам автор выражает свою искреннюю благодарность.
Издательство и автор с признательностью примут замечания читателей по содержанию, изложению и оформлению книги, которые следует направлять по адресу: Москва, Б-66, 1-й Басманный пер., 3, изд-во «Машиностроение».
ВВЕДЕНИЕ
В первые годы развития авиации силовая установка самолетов включала один двигатель. Отказ в полете этого единственного двигателя всегда был причиной либо тяжелого летного происшествия, либо вынужденной посадки самолета.
Монополия однодвигательных силовых установок существовала недолго. Прошло всего несколько лет и во многих странах мира появились самолеты с двумя, тремя и большим количеством двигателей?В частности еще в первую мировую войну нашли применение русский четырехмоторный самолет «Илья Муромец», немецкий двухмоторный «Гота» и другие.
В последующие годы развитие многомоторных летательных аппаратов не остановилось. Основная причина этого заключалась, по-видимому, в том, что авиационные моторы того времени не могли обеспечить мощностей, необходимых в условиях продолжающегося роста тоннажа и размеров самолетов. В результате в начале ЗО-х годов возникает тенденция к дальнейшему увеличению количества моторов. Именно тогда были построены восьмимоторный сухопутный самолет АНТ-20 «Максим Горький» и двенадцатимоторная летающая лодка «Дорнье» ДО-Х.
С установкой на самолете двух и более двигателей возникла принципиальная возможность продолжения полета с неполной тягой, т. е. полета после отказа одного или нескольких двигателей.
Односторонний отказ двигателей, однако, и сейчас справедливо считается в летной практике одним из самых сложных особых случаев. Как свидетельствует опыт мировой авиации, он не раз приводил к тяжелым летным происшествиям. Однако тот же опыт дает основания утверждать, что отказ бокового двигателя не влечет за собой фатальной|неизбежности тяжелых последствий. Чтобы обеспечить благоприятный исход односторонних отказов двигателей, необходимо выполнение двух основных усло
5
вий: во-первых, использования в компоновке и конструкции самолета известных современной авиационной технике средств обеспечения приемлемых характеристик управляемости в полете с несимметричной тягой и, во-вторых, рациональных сознательных действий со стороны экипажа.
В заглавие книги вынесены два признака, характеризующие работу силовой установки после отказа одного или нескольких входящих в ее состав двигателей: неполнота и несимметрия. На самолетах некоторых распространенных схем, например двухдвигательных, их совпадение неизбежно: неполная тяга всегда в то же время и несимметрична.
Однако в общем случае можно представить себе и раздельное проявление этих признаков. Так, например, при выходе из строя центрального двигателя трехдвигательного самолета тяга силовой установки становится неполной, но продолжает оставаться симметричной. На некоторых типах летательных аппаратов (например, отечественном пассажирском самолете Бе-30) предусмотрена установка синхронизирующего вала, кинематически соединяющего винты так, что при отказе одного двигателя мощность оставшегося распределяется симметрично на оба винта. И наоборот, если двигатели некоторого самолета обладают такими резервами форсирования режима, что после отказа одного из них в распоряжении экипажа сохраняется возможность настолько увеличить тягу остальных, чтобы исходная суммарная тяга осталась неизменной,— дальнейший полет будет происходить с несимметричной, но полной тягой.
Приведенные случаи представляют собой сравнительно редкие исключения. Чаще всего выход из строя одного или нескольких двигателей многодвигательного самолета равнозначен переходу к полету с тягой, одновременно и неполной и несимметричной. Данный комплексный случай, как наиболее общий, и будет рассматриваться в дальнейшем в этой книге.
В последнее время многодвигательная схема получила широкое распространение и в военной и в гражданской авиации. Это было вызвано не только невозможностью получения должной тяги в одном силовом агрегате. В современной авиации уже существуют двигатели, развивающие тягу в 15 000—20 000 кГ и более. Вторая не менее важная причина относится к области безопасности полета, которая, как будет показано далее, существенно зависит от состава силовой установки.
Разумеется, на выбор количества двигателей, входящих в состав силовой установки самолета данного типа, влияют и другие соображения, такие как их суммарная стоимость, удобство эксплуатации, потребное время наземного обслуживания и т. п. Однако эти соображения менее значимы по сравнению с приведенными двумя основными,
6
В настоящее время (опять-таки в явной связи с ростом тяги современных двигателей и повышением степени их надежности) силовые установки, состоящие из шести, восьми и более двигателей, почти не используются*. Характерен в этом отношении пример развития семейства тяжелых околозвуковых американских самолетов фирмы «Боинг»: если стратегический бомбардировщик этой фирмы В-52 был спроектирован под восемь двигателей, то близкие по схеме последующие самолеты «Боинг» — воздушный заправщик С-135 и пассажирский В-707 — имели всего по четыре более мощных двигателя, а В-727 — даже три.
По современным воззрениям, отраженным в требованиях Международной организации гражданской авиации (ICAO), пассажирские самолеты, предназначенные для полетов через океан, Арктику, обширные необитаемые или малообитаемые пустынные районы, должны иметь не менее четырех двигателей.
В последние годы вновь получила широкое распространение исчезнувшая было трехдвигательная схема. По ней выполнены советские самолеты Ту-154 и Як-40, американский «Боинг» В-727, английский ВАС-111.
Таким образом, сегодня можно считать трех- и четырехдвигательную силовую установку наиболее распространенной в тяжелом самолетостроении.
Самолеты более легких типов, предназначенные для линий средней протяженности и местных линий, имеют, как правило, два двигателя.
Естественно, что при подобном составе самолетного парка проблема полета с неполной и несимметричной тягой приобрела особую актуальность.
Разумеется, рассматривая частичный отказ силовой установки с точки зрения безопасности полета, следует учитывать, что отказ двигателей представляет собой лишь одно из многих возможных в полете опасных явлений. Кроме него, приходится иметь в виду возможность встречи с мощными воздушными порывами, обледенения, возникновения пожара, столкновения с другими самолетами или наземными препятствиями и многое Другое.
Как показывает статистика, отказ двигателей и их систем все еще является одним из наиболее часто возникающих видов отказа материальной части. Не случайно едва ли не во всех существующих Наставлениях по производству полетов при перечислении так называемых «особых случаев» отказ двигателей неизменно стоит на первом месте.
* Исключение в этом отношении составляют летательные аппараты вертикального взлета, у которых количество двигателей может превышать приведенные цифры. Однако в этой книге подобные аппараты не рассматриваются.
7
По данным ICAO, большинство прерванных трансатлантических пассажирских рейсов (вынужденных возвращений на аэродром вылета или посадок на островах), известных по сообщениям периодической печати, также имели своей причиной различного рода неполадки в двигателях и их системах. Но тяжелых летных происшествий, вызванных отказами силовой установки, практика мировой авиации насчитывает в последние годы относительно меньше, чем раньше. Причина этого заключается в том, что современный многодвигательный самолет обладает способностью продолжать полет с неполной и несимметричной тягой после выхода из строя части имеющихся у него двигателей.
Глава I
ВЕРОЯТНОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПОЛЕТА С НЕПОЛНОЙ И НЕСИММЕТРИЧНОЙ ТЯГОЙ НА САМОЛЕТАХ РАЗЛИЧНЫХ
СХЕМ *
1. Влияние общего (м) и критического (т) чисел двигателей на вероятность вынужденного прекращения полета
С увеличением количества двигателей, входящих в состав силовой установки самолета, вероятность отказа одного из них при всех прочих равных условиях, естественно, увеличивается.
С другой стороны, последствия такого отказа делаются при этом менее опасными: если на однодвигательном самолете выход двигателя из строя неминуемо вызывал прекращение полета (т. е. в лучшем случае вынужденную посадку), то многодвигательный самолет способен продолжать полет после отказа одного или даже большего числа двигателей.
Взаимодействие обоих указанных факторов и определяет вероятности возможных исходов при частичном отказе силовой установки самолета: вынужденного прекращения полета или его продолжения с неполной и несимметричной тягой.
Практически для сохранения способности продолжения горизонтального полета наличия некоторого единственного режима, при котором это требование удовлетворялось бы, недостаточно. Чтобы уверенно лететь горизонтально в реальных условиях,— выполняя плавные довороты, подвергаясь обычным атмосферным воздействиям и т. д.,— необходим определенный диапазон скоростей полета без снижения. Здесь и ниже понятие способности самолета продолжать горизонтальный полет рассматривается именно в таком понимании.
* Под схемой самолета в данном случае понимается вся совокупность характеристик, определяющих его способность выполнять горизонтальный полет в случае отказа одного или нескольких двигателей его силовой установки, а именно: количество двигателей, их расположение, энерговооруженность самолета, его аэродинамические и весовые характеристики, даже элементы оборудования (например, устройства для флюгирования воздушных винтов).
9
Исходным параметром при рассмотрении вероятностных характеристик полета самолета с неполной и несимметричной тягой является вероятность отказа изолированного двигателя р.
Разумеется, говоря о способности или неспособности самолета продолжать полет после отказа одного или нескольких двигателей, мы допускаем некоторую условность. Как «способность», так и «неспособность» может в подобной ситуации проявляться по-разному. При отказе двигателя одномоторного самолета возникает снижение под углом, тангенс которого tg0= 1/К, где К — аэродинамическое качество самолета в данной конфигурации с учетом сопротивления отказавшего двигателя. У большинства современных самолетов с присущими им высокими нагрузками на единицу площади крыла такое снижение происходит с вертикальными скоростями, достигающими десятков метров в секунду. В результате вынужденная посадка если и возможна, то не иначе как в непосредственной близости к тому месту, над которым произошел отказ двигателя.
Двухмоторный же самолет, даже не обладающий способностью продолжать горизонтальный полет на одном моторе *, все же может после отказа одного из своих двигателей использовать тягу второго, оставшегося исправным, и благодаря этому снижаться, как правило, с умеренной вертикальной скоростью. При наличии определенного запаса высоты он может реализовать его для того, чтобы дотянуть если не до ближайшего аэродрома, то во всяком случае до места, наиболее подходящего для посадки, и располагает резервом времени для того, чтобы соответствующим образом подготовить экипаж и пассажиров к приземлению (или приводнению). Поэтому, хотя формально оба упомянутых в данном примере самолета обладают одним и тем же неблагоприятным свойством — неспособностью продолжать горизонтальный полет после выхода из строя одного двигателя, практически безопасность второго из них, очевидно, выше.
Следует учитывать и то обстоятельство, что вынужденная посадка в различных условиях местности (равнина, лес, горы, океан и т. п.) влечет за собой различную опасность для жизни пассажиров и экипажа. Немалое значение имеют здесь и такие факторы, как величина посадочной скорости самолета, конструкция шасси, прочность кабины и даже устройство привязных ремней и расположение кресел пассажиров относительно направления полета.
Следовательно, возможность или невозможность продолжения горизонтального полета при отказе определенного числа двигателей нельзя механически считать характеристикой, полностью определяющей безопасность полета. Так, нельзя одинаково
* По современным нормам эксплуатация таких самолетов считается недопустимой, но на более ранних этапах развития авиации существовали двухмоторные самолеты, неспособные лететь с одним работающим мотором.
10
расценивать безопасность, например, легкого тихоходного самолета, летающего над равнинной местностью, и магистрального трансокеанского самолета, даже если вероятность вынужденного прекращения полета, присущая им обоим, будет одинаковой.
Если обратиться к противоположному свойству — способности самолета продолжать полет после отказа части двигателей,— то и здесь надо учитывать, что проявляться на практике это свойство может также по-разному. Так, чаще всего продолжение полета при отказе части двигателей может иметь место лишь на высоте, значительно меньшей (как правило, на несколько километров), чем нормальная крейсерская*. Вынужденное снижение, хотя само по себе и не ведет к немедленной посадке, но, как будет показано ниже (см. гл. III), почти всегда отрицательно сказывается на дальности полета и, следовательно, может воспрепятствовать достижению пункта назначения. Легко понять, что, скажем, в полетах над океаном это представляет собой угрозу, ненамного меньшую, чем перспектива немедленного прекращения полета.
Кроме того, нужно иметь в виду, что при переходе на меньшую высоту повышается вероятность попадания в облачность, что может быть связано с обледенением самолета, входом в зону повышенной турбулентности и другими столь же небезразличными, с точки зрения безопасности полета, явлениями.
В 1936 году, готовясь к перелету из Москвы через Арктику на Дальний Восток, В. П. Чкалов в ответ на вопрос о том, почему он выбрал для этого перелета одномоторный самолет АНТ-25, а не четырехмоторную машину, ответил: «Один мотор — сто процентов риска, четыре мотора — четыреста процентов». Строго говоря, такой ответ можно было бы считать справедливым лишь в том случае, если бы выход из строя одного мотора на четырехмоторном самолете, о котором шла речь, вызывал бы вынужденное прекращение полета, что, вообще говоря, из характеристик машины не следовало. Однако, как показало дальнейшее, в частности катастрофа самолета, на котором в 1937 году экипаж С. А. Леваневского пытался выполнить перелет из Москвы через Северный полюс в Америку, для определенных условий слова В. П. Чкалова оказались справедливыми. Выход из строя одного мотора на самолете Леваневского заставил снизить высоту и продолжать полет в облачности в условиях обледенения, которое, судя по имеющимся данным, и послужило наиболее вероятной причиной катастрофы.
* Данное правило знает исключения в тех сравнительно редких случаях, когда крейсерская высота полета определяется не энергетическими возможностями силовой установки (располагаемым избытком мощности), а иными обстоятельствами, например условиями герметизации пассажирской кабины. В качестве одного из подобных исключений можно указать на самолет Бе-30, способный лететь на установленной для него крейсерской высоте при одном работающем двигателе.
11
Таким образом, рассмотрение «способности» или «неспособности» самолета продолжать полет посл^е отказа части двигателей изолированно от условий, в которых'проходит полет, не дает полного ответа на поставленный вопрос.
Тем не менее, чтобы получить возможность хотя бы в первом приближении количественно сравнивать самолеты различных схем с точки зрения безопасности полета в интересующем нас случае, целесообразно — пусть с учетом всех сделанных выше оговорок — все же принять в качестве основного, определяющего параметра вероятность вынужденного прекращения полета вследствие частичного отказа силовой установки при заданной вероятности отказа р изолированного двигателя с принадлежащими ему системами. Последняя.величина для двигателя определенного типа может быть установлена по данным статистики. Чаще всего она бывает отнесена к некоторому числу часов налета (наработки). При этом под отказом изолированного двигателя или его систем (топливной, масляной или другой) в крейсерском полете понимается такая неисправность, которая не дает возможности снять с двигателя нужную для полета тягу (мощность) и не может быть устранена в полете.
Возможность количественной оценки вероятности вынужденного прекращения полета из-за отказа части двигателей при заданной вероятности отказа изолированного двигателя для самолетов различных конструктивных схем и динамических данных (общее число двигателей, способность продолжать полет при отказе части от них) представляется весьма полезной при проектировании самолетов, составлении тактико-технических требований, выборе материальной части для выполнения определенных задач, оценке готовности вновь внедряемого на линии самолета к пассажирским перевозкам и в ряде других случаев производства и эксплуатации самолетов.
Предположим, что на самолете установлено п двигателей, вероятность отказа каждого из которых равна р, а для того, чтобы самолет лишился возможности продолжать горизонтальный полет, должно выйти из строя не менее m двигателей.
Иначе говоря, на (и—т) двигателях дальнейший полет уже невозможен, но на (п—т+1) двигателях еще возможен.
Тогда вероятность РПр, что самолет не сможет благополучно завершить полет, будет равна вероятности отказа т двигателей из п.
Строго говоря, к этому следовало бы прибавить также вероятность отказа (т + 1) двигателей, (т+2) и так далее, вплоть до вероятности отказа всех п двигателей, так как во всех этих случаях продолжение полета будет тем более невозможно. Но сумма вероятностей всех этих случаев весьма мала (пропорциональна высшим степеням р) по сравнению с вероятностью отказа т двигателей и может быть без ущерба для практической точности расчетов отброшена.
12
При этом предполагается, что все двигатели самолета взаимно независимы, т. е. что отказ одного из них не зависит от степени исправности других и, в свою очередь, не влияет на их работу. В подавляющем большинстве случаев это предположение соответствует действительности; имеющиеся исключения будут рассмотрены особо.
Вероятность отказа т двигателей из п согласно формуле Бернулли т
Р„р= С рт р)п~т, п
т
где С — число возможных сочетаний из п элементов по tn, равное, как известно,
_____п\ т\ (п — т)\
Или, учитывая, что высшие степени р, начиная с (m+l), могут быть отброшены,
т
Рвр= С р".	(1)
п
Полученная формула дает возможность определить вероятности вынужденного прекращения полета РПр для основных конструктивных схем современных самолетов в зависимости от степени надежности установленных на них двигателей (см. табл. 1).
На рис. 1 зависимости РПр(р) при различных пит показаны графически.
Значения РПр здесь отложены вдоль оси ординат в логарифмической шкале, так как их абсолютные величины, соответствующие различным соотношениям п и т, отличаются друг от друга весьма значительно: в сотни, тысячи и десятки тысяч раз. Столь существенные различия, безусловно, сильно снижают значение сделанных выше оговорок о необходимости внесения качественных коррективов в полученные предлагаемым методом результаты. Даже с учетом этих коррективов разница степени безопасности полета для самолетов различных схем при частичных отказах их силовых установок остается разительной.
На фоне подобных соотношений сравнительно мало и влияние изменений самого аргумента — вероятности отказа изолированного двигателя. Поэтому возможные неточности имеющихся сведений о значении последнего также не могут сколько-нибудь существенно повлиять на результаты сравнения безопасности полета самолетов, имеющих различные общие и, главное, критические числа двигателей. Последнее замечание немаловажно, потому что на практике как раз и не приходится ожидать вполне точных данных, характеризующих надежность изолированного двигателя, особенно новых образцов, представляю-
13
Таблица 1
Вероятность вынужденного прекращения полета вследствие отказа двигателей у самолетов различных схем
Характеристика самолета	Общее число двигателей п	Критическое число двигателей т	Вероятность вынужденного прекращения полета р^
Однодвпгательный	1	1	р
Двухдвигательный, не способный лететь с одним работающим двигателем	2	1	2р
Двухдвигательный, способный лететь с одним работающим двигателем	2	2	Р2
Трехдвигательный, способный лететь не менее чем с двумя работающими двигателями	3	2	3/?2
Трехдвигательный, способный лететь с одним работающим двигателем	3	3	Р3
Четырехдвигательный, способный лететь не менее чем с тремя работающими двигателями	4	2	6/?2
Четырехдвигательный, способный лететь не менее чем с двумя работающими дв гате-лями	4	3	4/>з
щих, с точки зрения оценки вероятной степени безопасности полета, наибольший интерес.
Из рис. 1 видно, что, если четырехдвигательный самолет способен продолжать полет при выходе из строя двух двигателей, вероятность вынужденного прекращения полета у него при всех прочих равных условиях отличается от вероятности у двухдвигательного самолета, способного лететь на одном двигателе, в 4р раз. При реально существующих значениях р это соответствует резкому повышению безопасности; так, если принять значение р=10~5, то вероятность Рпр для указанного четырехдвигательного самолета составит всего 4«10-5 от таковой двухдвигательного. С дальнейшим уменьшением р это различие становится еще заметнее. Однако если бы четырехдвигательный самолет был способен продолжать полет лишь при выходе из строя не более чем одного двигателя, то его надежность значительно (в 6 раз) уступала бы надежности двухдвигательного самолета, способного лететь на одном двигателе.
14
Таким образом, главным, решающим фактором, определяющим безопасность полета при частичном отказе силовой установки,t оказывается значение критического числа двигателей пт.
Влияние всех прочих факторов, включая даже величину р, характеризующую надежность изолированного двигателя, несоизмеримо меньше.
в зависимости от вероятности выхода из строя изолированного двигателя (р) для самолетов с различным общим (/г) и критическим (т) числом двигателей
И, следовательно, во время доводки и ввода в строй новой материальной части необходимо в первую очередь обращать внимание на те элементы конструкции и оборудования самолета, исправное функционирование которых определяет значение критического числа пг. Именно в этом находится ключ к повышению безопасности эксплуатации всего самолета в целом.
15
В качестве примера подобного элемента можно привести систему флюгирования винтов четырехдвигательного турбовинтового самолета. При вводе винтов отказавших двигателей во флюгерное положение такой самолет, как правило, способен продолжать полет даже при отказе двух двигателей из имеющихся четырех. Как показано выше, это во много раз понижает вероятность вынужденного прекращения полета по сравнению с вероятностью прекращения полета на двухмоторном самолете, способном лететь на одном моторе,— классической схемой недавнего прошлого (разумеется, в предположении одинаковой степени надежности их двигателей). Но стоит выйти из строя системе флюгирования, как четырехдвигательный турбовинтовой самолет оказывается едва способным продолжать полет после отказа всего лишь одного двигателя и присущая ему безопасность полета делается уже не выше, а в несколько раз ниже, чем у двухмоторного самолета. Иными словами, уменьшение числа m * в данном случае как бы переводит самолет в отношении безопасности из одной категории в другую, более низкую. И, сколь это ни парадоксально,— для обеспечения безопасности полета надежность системы флюгирования оказывается важнее, чем даже надежность самих двигателей!
Именно поэтому на всех современных турбовинтовых самолетах применяется двойное и тройное резервирование флюгерных систем.
С другой стороны, наблюдающаяся в настоящее время тенденция к значительному (до нескольких тысяч часов наработки) повышению межремонтных ресурсов авиационных двигателей, что чрезвычайно важно с точки зрения экономичности воздушного транспорта, бесспорно, стала возможной не только благодаря повышению надежности самих двигателей, но и благодаря тому, что даже в случае выхода из строя части двигателей современный многодвигательный самолет способен безопасно продолжать полет.
В сущности, здесь проявляется общее направление, характерное для современной теории надежности,— создание систем, надежность которых существенно превосходила бы надежность составляющих их элементов.
Действительно, как видно из рис. 1, одинаковая вероятность вынужденного прекращения полета на самолетах с различными общим и критическим числами двигателей соответствует существенно различным значениям надежности изолированного двигателя. Данное обстоятельство может представлять интерес, на-
следует иметь в виду, что критическое число /и, в отличие от общего количества двигателей п, не является неизменно присущим самолету данного типа. У одного и того же самолета оно может изменяться в зависимости от полетного веса (выгорания топлива, загрузки), положения шасси и механизации крыла и других подобных факторов.
16
пример, при внедрении самолетов новых типов, запуск которых в нормальную эксплуатацию связывается с достижением общего уровня надежности, не меньшего, чем у самолетов, уже находящихся в эксплуатации (хотя двигатели, установленные на новых самолетах, по своей надежности еще не доведены до уровня двигателей, стоящих на эксплуатируемых самолетах).
Анализ кривых рис. 1 показывает, что предъявляемое иногда к самолетам требование продолжать длительный горизонтальный полет при выходе из строя определенной части общего числа двигателей (например, 50%) не вполне точно характеризует сравнительную степень безопасности различных самолетов в этом случае. Выход одного двигателя двухдвигательного самолета (составляющего 50% силовой установки) значительно более вероятен, чем отказ двух двигателей четырехдвигательного (те же 50%).
Иначе говоря, увеличение т повышает безопасность полета в гораздо большей степени, чем ее понижает увеличение числа п.
Выше указывалось, что в ряде случаев отказ одного из двигателей может повлечь за собой выход из строя, самовыключение (например, при сильном помпаже или нарушениях нормального движения воздуха на входе) или вынужденное выключение (например, при пожаре) соседнего или нескольких соседних двигателей, рассматривать которые в подобной ситуации как изолированные, естественно, не приходится. В практике были зафиксированы даже такие случаи, когда поломавшиеся и отлетевшие лопатки компрессора одного двигателя были засосаны через воздухозаборник в двигатель, расположенный рядом, что вызвало поломку последнего [20].
При анализе вероятности подобных случаев удобно рассматривать совокупность нескольких двигателей, взаимное влияние которых друг на друга не исключено, как единый агрегат. Применительно к электронным системам решение близкой задачи было дано В. И. Сидоровым [16].
Есть основания ожидать, что с внедрением в эксплуатацию самолетов вертикального и укороченного взлета, в которых предполагается использовать большое количество компактно расположенных подъемных двигателей, актуальность проблемы взаимовлияния отказов двигателей существенно повысится.
Среди летательных аппаратов, находящихся в эксплуатации» группировка двигателей в пакеты встречается относительно редко. При этом на таких летательных аппаратах при конструировании специально предусматривается и проверяется в ходе испытаний комплекс мероприятий, обеспечивающих высокую степень независимости функционирования расположенных рядом двигателей: разделение воздушных потоков на входах, противопожарная изоляция, независимость систем регулирования, питания, смазки и т. д. В результате сделанное выше допущение о
17
взаимной независимости случайных отказов двигателей, установленных на современных, полностью отработанных и доведенных самолетах, можно считать практически приемлемым.
2. Вероятность полета с неполной и несимметричной тягой
Итак, характерная для самолетостроения наших дней тенденция к увеличению критического числа двигателей с точки зрения безопасности весьма благоприятна. Но в то же время она неразрывно связана с увеличением и общего числа двигателей, составляющих силовую установку самолета, вследствие чего повышается и сама вероятность полета с неполной тягой Р\, которая представляет собой сумму вероятностей отказа х двигателей из п, где 1<х<(т—1):
х=m—1 х s срх' Х=1
или, учитывая малость последующих членов ряда по сравнению с первым,
р^пр.	(2)
Разумеется, к однодвигательному самолету, а также двухдвигательному, не способному лететь с одним работающим двигателем, данная формула неприменима, так как в этом случае полет с неполной тягой вообще невозможен (Pi = 0).
Для всех же прочих самолетов вероятность полета с неполной тягой возрастает прямо пропорционально количеству установленных на них двигателей.
Вероятность полета с несимметричной тягой Р2 для двухдвигательного самолета, способного продолжать полет на одном двигателе, естественно, равна вероятности его полета с неполной тягой.
Для четырехдвигательного самолета, способного лететь на двух двигателях, вероятность полета с несимметричной тягой будет несколько меньше, чем просто с неполной. При выходе из строя одного двигателя полет с неполной тягой будет обязательно в то же время и несимметричным. Однако при выходе из строя двух двигателей (что весьма мало вероятно, но все же не исключено полностью) возможны случаи как несимметричной, так и симметричной тяги в зависимости от расположения исправных и отказавших двигателей. Обозначив возможные комбинации работающих двигателей (по их номерам — от одного крайнего до другого) 1+2, 1+3, 1+4, 2 + 3, 2 + 4, 3 + 4, легко заметить, что лишь одна треть указанных возможных комбинаций (подчеркнутая) соответствует полету с симметричной тягой, а остальные две трети — с несимметричной. Правда, степень не-18
симметрии в случаях, когда работают два двигателя на одном полукрыле и когда работает внешний двигатель на одном полукрыле и внутренний на другом, существенно различна.
Но, как было показано выше, вероятность выхода из строя в одном полете двух двигателей настолько меньше, чем отказ одного, что учетом подобной возможности вполне допустимо пренебречь, тем более, что и при отказе двух двигателей к несим-метрии тяги приведет лишь 2/з возможных вариантов. Следовательно, можно принять, что и для четырехдвигательного самолета
Р^Р^пр.
Несколько иначе обстоит дело на самолете трехдвигательной схемы. Если он способен лететь при отказе лишь одного из своих двигателей, вероятность полета с несимметричной тягой для него составит Р2 = 2/з^р = 2р, т. е. будет соответствовать вероятности отказа одного из боковых двигателей.
Если же данный самолет может продолжать полет при выходе из строя двух двигателей, к приведенной величине добавится второе слагаемое, отражающее вероятность отказа одного из боковых двигателей в сочетании с отказом центрального. Однако и здесь, ввиду того что в состав указанного второго слагаемого войдет сомножитель р2, оно может быть без практического ущерба для точности расчета опущено.
Таким образом, общая формула для прикидочной оценки вероятности полета самолета одной из современных схем с несимметричной тягой будет
Р2 = «>,	(3)
где п' — число двигателей, установленных на самолете вне плоскости его симметрии.
Данное обстоятельство нельзя не рассматривать как еще одно положительное свойство самолетов, у которых хотя бы один из двигателей расположен в плоскости симметрии, в частности самолетов трехдвигательной схемы.
На рис. 2 показаны значения вероятностей полета с неполной и несимметричной тягой в зависимости от вероятности выхода из строя изолированного двигателя для самолетов нескольких наиболее распространенных в настоящее время схем. Из сравнения рис. 1 и 2 видно, что летательные аппараты, отличающиеся наибольшей степенью безопасности (имеется в виду возможность продолжения полета при отказе части двигателей), в то же время обладают наибольшей вероятностью полета с неполной и несимметричной тягой.
Во всех случаях при современном уровне надежности авиационных двигателей вероятность полета с неполной и несиммет
19
ричной тягой на несколько порядков выше, чем вероятность вынужденного прекращения полета.
Данное, характерное для авиации наших дней, обстоятельство делает задачу изучения динамики, техники пилотирования и методики построения полета современных двух- и многодвигательных самолетов с неполной и несимметричной тягой весьма актуальной.
Рис. 2. Вероятность полета с неполной Р\ и несимметричной Р2 тягой в зависимости от вероятности выхода из строя изолированного двигателя р, для самолетов с различным числом двигателей п
Говоря о вероятностных характеристиках полета с неполной и несимметричной тягой, следует иметь в виду, что статистические вероятности отказа двигателя определенного типа относятся обычно к определенному числу часов наработки. Если требуется получить значения вероятности Рпр, Р\ или Р2, отнесенные к другому параметру, например к пассажиро-километрам, то следует предварительно пересчитать соответствующую исходную величину р, умножив ее на поправочный коэффициент
L-,
TVi
где Т—время, к которому отнесена исходная величина вероятности отказа двигателя данного типа р, час;
20
V — скорость полета (средняя) самолета данного типа, км! час;
i — количество пассажиров.
Результаты подобного пересчета показывают, что современные скоростные многоместные самолеты при всех прочих равных условиях относительно более безопасны, чем тихоходные и рассчитанные на небольшое число пассажиров самолеты недавнего прошлого.

Глава II
ВОЗМУЩЕННОЕ ДВИЖЕНИЕ САМОЛЕТА ПОСЛЕ НАРУШЕНИЯ СИММЕТРИЧНОСТИ ТЯГИ
1.	Момент несимметричной тяги. Реакция летчика
При отказе двигателя, расположенного вне плоскости симметрии самолета, возникает момент несимметричности тяги А4Н. Т5 стремящийся развернуть самолет вокруг вертикальной оси, как это схематически показано на рис. 3.
Величина момента несимметричной тяги равна произведению расстояния z от линии действия тяги отказавшего двигателя до центра тяжести самолета на сумму тяги двигателя Р, расположенного симметрично отказавшему, и сопротивления отказавшего двигателя <2ДВ:
^н.т --=pz +	= + Qab) Z-
Аэродинамическое сопротивление отказавшего двигателя (?дв иногда достигает на практике величин, пренебрежение которыми привело бы к существенному занижению расчетных значений момента Л1н.т по сравнению с фактическими.
Так, например, полное аэродинамическое сопротивление самолета, имеющего два турбореактивных двигателя, при полете на одном двигателе может увеличиваться до 125—130% от своего исходного значения, имеющего место в нормальном полете с симметричной тягой [19].
Основной причиной этого дополнительного сопротивления является авторотация неработающего двигателя. Следовательно, величина сопротивления <2ДВ зависит от оборотов авторотации.
На самолетах с винтовыми двигателями величина оборотов авторотации значительно выше, чем на самолетах с ТРД или ТВРД, ввиду того, что регулятор оборотов винта во всех случаях (в^ пределах между упорами) изменяет угол установки лопастей таким образом, чтобы сохранилось исходное значение числа оборотов.
22
Особенно значительно сопротивление авторотирующего турбовинтового двигателя (ТВД), величина которого может даже
существенно превосходить номинальную тягу исправного двигателя того же типа. Физические при-
чины данного явления и способы его преодоления рассматриваются особо (в разд. 6 настоящей главы).
Поскольку основной причиной возникновения дополнительного сопротивления отказавшего двигателя фдв является его авторотация, для понимания сущности явления важно установить источник, из которого черпается энергия, необходимая для осуществления авторотации. Легко показать, что единственным таким источником может быть энергия встречного потока воздуха. Но такое заимствование энергетических ресурсов неизбежно влечет за собой дополнительное торможение потока и, как следствие этого, соответствующее повышение аэродинамического сопротивления. Преодоление возникшего дополнительного сопротивления требует либо увеличения тяги оставшихся исправных двигателей, либо использования продольной составляющей веса самолета, т. е. перехода от горизонтального полета к снижению (или от подъема к горизонтальному полету). Однако подобные меры не могут быть приняты мгновенно, сразу же после отказа одного из двигателей. После
Рис. 3. Схема разворота самолета под действием момента несимметричной тяги Л4Н.Т:
дующая компенсация неполноты тяги, возникающей в подобном случае, будет рассмотрена ниже (см. гл. III). Анализируя же возмущенное движение самолета в первые секунды после отказа бокового двигателя, следует исходить из того, что воздействие как несимметрии, так и в особенности неполноты тяги
/—прямолинейный полет с симметричной тягой: 2—отказ одного двигателя Мн Т=(Р+С2ДВ 3—разворот оси симметрии самолета под действием момента несимметричной тяги (траектория движения по инерции сохраняет прямолинейность); 4—траектория движения отклоняется вслед за разворотом оси симметрии самолета
в эти первые секунды прак-
тически не компенсируются какими-либо сознательными дейст-
виями летчика.
Причина этого заключается в том, что реакция человека на изменения внешней обстановки в соответствии с естествен-
23
ними физиологическими законами возникает не мгновенно, а по истечении некоторого времени.
Установлено, что величина этого промежутка, называемого временем реакции или просто реакцией, изменяется под действием ряда факторов в достаточно широких пределах.
Так, 3. Гератеволь [5] указывает, что «...даже при идеальных условиях продолжительность реакции у человека равна примерно 0,1 сек, в большинстве же случаев практической жизни между сигналом и вызванным им действием проходит значительно больше времени». При этом, по данным Гератеволя, время реакции существенно зависит от характера раздражения. Так, даже при упомянутых идеальных лабораторных условиях, среднее время реакции оказалось:
при осязательных раздражениях 0,09—0,19 сек,
при звуковых раздражениях 0,12—0,18 сек,
при зрительных раздражениях 0,15—0,22 сек.
Интересно заметить, что, с точки зрения быстродействия, зрительный канал информации оказался далеко не наилучшим, но, несмотря на это, он является основным, определяющим деятельность человека в системе «пилот — самолет» благодаря ряду других преимуществ (объем информации, детальность, наглядность и т. п.).
В реальных условиях на время реакции человека оказывают влияние такие факторы, как сложность требуемой реакции, неожиданность, степень опасности (действительной или мнимой) внешнего воздействия и многие другие. В результате время реакции может увеличиться до нескольких секунд.
Играют в данном случае определенную роль и природные качества человека. Известны люди со склонностью к более замедленной или более быстрой реакции. Немалое значение имеет и физиологическое состояние, в котором в данное время находится человек.
Под действием тренировки — общей, направленной на развитие быстроты реакции вообще, или конкретной, сводящейся к отработке определенных операций,— время реакции может быть существенно (иногда в несколько раз) сокращено.
Таким образом, субъективные факторы, характеризующие человека, имеют в данном случае большое значение. Однако наибольшее влияние на время реакции человека все же оказывают объективные условия, в которых эта реакция должна проявиться.
К числу таких обстоятельств, прежде всего, относится степень неожиданности явлений, требующих определенной ответной реакции со стороны человека, а также степень сложности этой реакции. Например, в таком классическом психо-физиологическом эксперименте, как нажатие кнопки в ответ на загорание лампочки, задержка реакции у нормального здорового человека обычно не превышает 0,15—0,20 сек. Стоит, однако, незначи
24
тельно усложнить эксперимент, например потребовать нажатия кнопки при загорании лишь лампочки определенного цвета, как реакция, усложняясь, в то же время замедляется до 0,5—0,6 сек. Необходимость выбора, оценки, принятия решения связана с расходом дополнительного времени.
Еще более сложна, а значит, и замедленна реакция на события редкие (и, следовательно, маловероятные в каждый данный момент времени), тем более, если они к тому же небезразличны с точки зрения безопасности человека, реакция которого исследуется (нетрудно заметить, что оба последних условия — неожиданность и небезопасность — полностью соответствуют случаю отказа двигателя в полете). Реакция, требующая восприятия и оценки неожиданных и тем более опасных для человека явлений, определения как самой целесообразности ответных действий, так и состава этих действий, как показывают специальные эксперименты, неизбежно растягивается во времени до величин, превышающих время простой реакции (типа «лампочка — кнопка») в несколько раз.
В некоторых исследованиях пилотирования самолетов указывается, что время реакции летчика на отказ двигателя может дополнительно возрастать вследствие того, что летчик несвоевременно обнаружит самый факт происшедшего отказа.
Так, Н. В. Лебедев [9] высказал соображение, что «малоопытному летчику далеко не всегда удается быстро обнаружить отказ одного из моторов, так как 'благодаря герметичности закрытия кабины и наличия у летчика шлемофона на голове, плотно закрывающего уши, ему бывает затруднительно определить отказ мотора на слух. Не может летчик сразу определить отказ мотора и по тахометру, так как регулятор оборотов винта... продолжает сохранять постоянное число оборотов. Внешних признаков изменений в работе моторов, как-то: выхлопа из патрубков, дыма или пара из-под капота, увеличения колебаний одного из моторов по сравнению с другими и пр., при отказе мотора может и не быть, да если они и появятся, летчик не всегда сразу обратит на них внимание». Приведенное'рассуждение относится к винтомоторному самолету, однако эти соображения полностью применимы и к самолетам с газотурбинными двигателями.
Единственная оговорка, которую следовало бы сделать в связи с изложенной точкой зрения Н. В. Лебедева, сводится к тому, что перед летчиком по существу стоит задача реагировать не столько на сам факт отказа двигателя, как таковой, сколько на последствия этого факта, т. е. на возмущенное движение самолета (в первую очередь, накренение), не заметить которого в подавляющем большинстве случаев невозможно. Поэтому сейчас принято определять момент отказа двигателя как момент заметного по поведению самолета или показаниям приборов уменьшения его тяги.
25
Правда, известны и такие случаи, когда летчик действительно не замечал ни отказа двигателя, ни последующего возмущенного движения самолета. Один весьма опытный летчик, взлетая на тяжелом реактивном стратегическом бомбардировщике, четыре двигателя которого располагались в корневой части крыла в непосредственной близости к фюзеляжу, не обнаружил выхода из строя в последней трети разбега одного из двигателей. Причина этого легко объяснима: определить из далеко вынесенной вперед кабины, работают ли четыре двигателя или три, на слух трудно; широкий диапазон взлетных весов, присущий данному самолету, помешал выработке у летчика привычки к определенной длине разбега; а главное и, без сомнения, решающее — это отсутствие на самолете подобной компоновки сколько-нибудь значительных по величине моментов несимметричной тяги при отказе одного из двигателей. Поэтому тенденция самолета к развороту и кренению была настолько мала, что как сигнал на фоне шумов не воспринималась летчиком отдельно от внешних возмущений и легко парировалась незначительным по величине, выполняемым рефлекторно отклонением рулей.
В случае же, когда отказ двигателя влечет за собой выраженное возмущенное боковое движение самолета, от летчика, как будет показано ниже, требуется прежде всего парирование данного движения независимо от анализа причин, породивших его.
Поскольку же и при таком образе действий реакция летчика не может быть мгновенной, принято рассматривать возмущенное движение самолета в течение первых нескольких (обычно пяти) секунд после отказа бокового двигателя как движение неуправляемое, происходящее без вмешательства летчика.
Данное допущение целесообразно не только потому, что достаточно близко отвечает фактическому положению вещей и отражает ситуацию, возможную на практике, но и потому, что рассмотрение характеристик неуправляемого возмущенного движения самолета в течение заданного промежутка времени после отказа бокового двигателя дает возможность объективно оценить его поведение в данном важнейшем случае полета и определить соответствие (или несоответствие) этого поведения установленным нормативам.
На практике аэродинамические характеристики самолета не всегда достаточно эффективны, чтобы обеспечить в подобном случае полную приемлемость параметров его неуправляемого движения. Наиболее действенным средством преодоления этого недостатка является применение в системах управления современных летательных аппаратов автоматических устройств, обеспечивающих резкое повышение степени демпфирования возмущенного движения или даже активное парирование последнего (автопилотирование). Впрочем, включение элементов автоматики в системы управления практикуется в современном самоле-26
тостроении настолько широко, что нет оснований связывать его исключительно с динамикой самолета при несимметричном отказе тяги. Однако нет сомнения, что именно в этом, одном из наиболее сложных случаев летной практики, эффект действия автоматических стабилизирующих устройств сказывается в особенно явном виде. В частности, следует отметить, что подобные устройства, обладая по сравнению с человеком существенно более высоким быстродействием, обеспечивают соответственно более своевременное вмешательство в управление при отказе бокового двигателя. Вероятное время запаздывания равно здесь не пяти секундам, а по крайней мере на порядок меньше. В результате и амплитуда возмущенного движения, особенно по крену, получается значительно меньшей и требует для своего парирования относительно менее энергичных действий летчика. На большинстве современных самолетов устанавливаются действующие независимо друг от друга демпферы по всем трем основным каналам: тангажа, рыскания и крена. Последние два особенно необходимы на самолетах, двигатели которых сильно разнесены относительно плоскости симметрии.
В качестве основного расчетного случая при исследовании возмущенного движения под действием несимметричной тяги обычно принимается отказ одного двигателя независимо от их количества на данном самолете. Это допущение также следует признать вполне обоснованным. Вероятность отказа современного двигателя вообще чрезвычайно невелика, и даже если допустить возможность отказа в том же полете независимо от первого еще и второго или большего числа двигателей, то во всяком случае подобный отказ может возникнуть лишь тогда, когда возмущенное движение самолета, вызванное отказом первого двигателя, будет уже погашено. Одновременный же отказ двух взаимно независимых двигателей на летательных аппаратах современных схем следует считать практически невероятным. Такую возможность, по-видимому, придется предусматривать на самолетах вертикального взлета, на которых возможна установка 12, 16, 20 и более стартовых двигателей, само количество которых, а также характерный для них относительно малый ресурс, по-видимому, заставят по-новому подходить к оценке вероятности следующего отказа двигателя ранее, чем погашено возмущенное движение, вызванное предыдущим отказом.
2.	Скольжение, вызванное отказом бокового двигателя, и его влияние на движение самолета
Под действием момента несимметричной тяги самолет разворачивается вокруг вертикальной оси; при этом поворачивается и линия действия тяги работающих двигателей. Однако траектория движения самолета не может мгновенно, без запаздывания повернуться вместе с продольной осью самолета и линией
27
Рис. 4. К понятию равновесного угла скольжения
путевой устойчивости самолета,
действия тяги. Этому препятствует инерция, присущая самолету, как всякому материальному, обладающему массой телу. Поэтому поворот траектории движения происходит с определенным отставанием относительно поворота продольной оси самолета. В результате между плоскостью симметрии самолета и направлением его движения (вектором скорости) образуется угол скольжения р, как это схематически показано на рис. 3.
Если и далее не противодействовать движению самолета под действием момента Л4Н. т, величина угла скольжения будет стремиться к некоторому значению pi, при котором установится равновесие между моментом несимметричной тяги и естественно возникающим при скольжении восстанавливающим моментом путевой устойчивости AfPp (рис. 4):
Величина угла скольжения, который может быть достигнут в случае неуправляемого движения самолета под действием момента несимметричной тяги, колеблется в весьма широких пределах в зависимости от степени ) энерговооруженности (т. е.
относительной величины тяги двигателя, расположенного симметрично отказавшему), сопротивления отказавшего двигателя и особенно от разноса двигателей относительно плоскости симметрии. Последняя величина на существующих самолетах изменяется в весьма широких пределах, и, естественно, при всех прочих равных условиях выход из строя двигателей на самолетах, показанных в качестве примеров на рис. 5 и 6, вызовет моменты несимметричной тяги, отличающиеся один от другого пропорционально разносу указанных двигателей.
Учитывая возможность выхода самолета в рассматриваемом случае на достаточно большие (измеряемые двузначным числом градусов) углы скольжения, желательно хотя бы качественно оценить, в какой степени опасно такое скольжение и в чем именно эта опасность проявляется.
Скольжение может представлять опасность двоякого рода. Во-первых, при больших углах скольжения может возникнуть срыв потока, обтекающего вертикальное оперение, а иногда и заброс руля направления, в результате чего резко снизится путевой восстанавливающий момент, угол скольжения возрастет в еще большей степени и самолет развернется относительно траектории своего движения на такой угол, при котором сорвется
28
поток обтекания и с крыла, в результате чего может произойти даже сваливание самолета. Принято считать, что причиной сваливания является выход на закритические углы атаки. В большинстве случаев летной практики это соответствует действительности. В частности, большие углы скольжения оказывают значительное влияние на величину критического (срывного) угла ата-
Рис. '5. Самолет с внешними двигателями, сильно разнесенными относительно плоскости симметрии
ки, действуя в сторону уменьшения последнего (рис. 7). Однако в некоторых ситуациях не исключена и возможность сваливания непосредственно в результате выхода на большие углы скольжения. К числу подобных ситуаций относится, как известно, потеря путевой устойчивости самолетов на больших сверхзвуковых скоростях (М>2,54-3).
Однако в области нормальных крейсерских чисел М вероятность выхода на такие углы скольжения, при которых может сорваться поток с вертикального оперения, невелика.
Вторая и, как показывает практика, проявляющаяся ранее всего, а потому наиболее реальная опасность, связанная со скольжением, заключается в возникновении возмущенного дви-
29
жения не только в путевой, но и в поперечной плоскости, т. е. в чакренении самолета. Самолеты многих типов не столько разворачиваются, сколько кренятся в сторону отказавшего двигателя.
Рис. 6. Самолет с двигателями, расположенными вблизи плоскости симметрии
Характерно, что при оценке фактических параметров движения самолета при отказе бокового двигателя нормируется не какой-
либо иной параметр, а именно величина крена, возникающего за установленный промежуток времени (чаще всего за 5 сек)
после отказа без вмешательства летчика.
На первый взгляд может показаться странным, что приложение внешнего момента в путевой плоскости влечет за собой ответную реакцию самолета главным образом в плоскости поперечной, в которой —нижадие внешние возмущения не действуют. Объяснение этого явления заключается в законо-
величину критического угла атаки
движение самолета, о котором разд. 4 настоящей главы). Обе
мерностях влияния боковой статической устойчивости на подробнее говорится ниже (см. ее составные части — поперечная
30
и путевая устойчивости — находятся в тесной взаимной связи и проявляются, как правило, совместно.
Поэтому, несмотря на то, что внешнее возмущение в рассматриваемом нами случае действует только в путевой плоскости, самолет отвечает на него сложным боковым движением относительно двух осей: х и у.
Строго говоря, скольжение оказывает некоторое влияние и на аэродинамические моменты, действующие в третьей — продольной плоскости. Однако в большинстве случаев это влияние относительно невелико. Исключение составляют самолеты с распространенным в настоящее время Т-образным оперением, у которых при скольжении развивается заметный пикирующий момент. С точки зрения уменьшения вероятности сваливания, данное явление следует оценить как благоприятное: при наличии скольжения самолет стремится опустить нос и выйти на меньшие углы атаки (что особенно существенно, если вспомнить показанную на рис. 7 характерную зависимость самой величины &кр ОТ |3) .
Однако при этом нельзя не учитывать, что, например, при заходе на посадку пикирующий момент от скольжения складывается с моментом того же знака, обычно возникающим при переводе механизации крыла в посадочное положение. В результате может заметно уменьшиться запас отклонений руля высоты, необходимый для выполнения выравнивания и посадки.
3.	Уравнения бокового возмущенного движения самолета
Уравнения бокового возмущенного движения представляют собой частные случаи общей системы дифференциальных уравнений движения самолета для условий V=const, а = const, # = = const, cOz = const и имеют вид:
т	) = Z4-Ocos ft sin у;
\ dt	/
— =0)^ — 0^ COS Y tg ft,
(4)
где Jx, J у — моменты инерции самолета ] относительно co.v, «у, (oz — угловые скорости	? соответствующих
Mr, Му — моменты внешних сил ' осей.
у — угол крена
$ — угол тангажа
31
Преобразовав данную систему уравнений с учетом того, что величины р, у, ($у и coz малы, можно получить:
d? Z? Q .	.	. G7 cos Я
— =----3 + <4r sma+wyCoscN-*--;
dt mV r ' x	y 1 mV
a^x м? , мхх
———? H-------шл- H-ши>
dt	lx	lx	ix
i	I	K-	.
dt	Jy	Jy	X	Jy	'	Jy
al	4. G
at
(5)
J
Чтобы получить результаты исследования боковой устойчивости определенного самолета при заданных условиях в наибо
*£ости рыскания Ыу
никновеник реакции поперечна устойчивого самолета на, сколыкение р
Рис. 8. К пояснению последовательности явлений, сопутствующих боковому движению самолета под действием момента несимметричной тяги
лее общем виде, определить характер возмущенного бокового движения (колебательного или спирального) и интенсивность его затухания, систему уравнений (5) подвергают дальнейшим преобразованиям: приводят ее к безразмерной форме *и анализируют корни характеристического уравнения, соответствующего частным решениям указанной системы. Решение уравнений (5) позволяет рассчитать как свободное движение самолета, возникшее под влиянием мгновенного возмущения, так и движение самолета, вызванное моментом несимметричной тяги *.
Физическая картина движения самолета после отказа бокового двигателя схематически представлена на рис. 8.
Разумеется, не следует считать, что явления, отраженные в этой схеме, развиваются поочередно: сначала достигает неко
* См., например, [10].
32
торого установившегося значения угол скольжения, затем начинает расти угол крена и т. д. В действительности все указанные параметры изменяются в сложной взаимосвязи, с весьма малым опережением одних другими.
Назначение приведенной схемы — показать основную линию причинно-следственных связей между явлениями, происходящими с самолетом после несимметричного отказа силовой установки.
Среди величин, влияющих на закономерности изменения по времени углов скольжения и крена и угловых скоростей крена и рыскания, как видно из уравнений (5), наряду с возмущающим моментом Л1Н. т видное место занимают производные, связывающие моменты Мх и Му и силу Z с углом скольжения £ и угловыми скоростями сох и
		дМх. <?3 ’	М?=д-^; Ма’*= у дЦ	х	дМх. д^х
	= дМх.	МШ*:	_дМу, ^«>и__дМу	
	д^У	У	д<лх	и	д(л у	
где
Z = Мх~mxSl ; My = mySl^—. z 2	2 у у 2
Таким образом, оказывается, что боковое движение самолета при заданном внешнем возмущении определяется прежде всего коэффициентом путевого аэродинамического момента ту, коэффициентом поперечного аэродинамического момента тх и коэффициентом поперечной аэродинамической силы cz с учетом изменений угла скольжения р, угловой скорости рыскания (оу и угловой скорости крена сох.
4.	Коэффициенты поперечной и путевой статической устойчивости и их влияние на движение самолета с несимметричной тягой. Зависимость поперечной аэродинамической силы от скольжения
Практически при проведении расчетов, исследовании характеристик боковой устойчивости самолетов, сравнении различных типов летательных аппаратов и т. п. удобнее пользоваться не производными самих сил и моментов, а производными их коэффициентов:
Эти производные обычно называют коэффициентами боковой устойчивости.
Экспериментально установлено, что в пределах небольших отклонений величины cZf mx, my находятся в линейной зависимости от величины р, т. е. изменяются прямо пропорционально ей. Точно так же имеют линейный характер и зависимости шх и ту от угловых скоростей сох и ыу. Правда, это правило иногда имеет исключения. Так, например, на некоторых самолетах в определенном, обычно очень небольшом (±2°н-5°), диапазоне углов
скольжения вертикальное
Рис. 9. Зависимость коэффициента момента крена тх от угла скольжения |3
оперение оказывается частично затененным расположенными впереди по потоку надстройками (блистерами, турелями), а на больших углах атаки — и самим фюзеляжем. Вызванное данным явлением снижение степени путевой устойчивости вплоть до появления местной неустойчивости (т/>0), подобное показанному пунктиром на рис. 4, может повлечь за собой курсовые колеба
ния, затрудняющие прицеливание и способствующие повышению
утомляемости экипажа.
Однако с точки зрения величины заброса по рысканию при отказе бокового двигателя местную неустойчивость подобного рода не приходится считать опасной, так как уже при относительно небольшом скольжении вертикальное оперение выходит из затенения и в дальнейшем работает нормально.
Наибольшее влияние (по крайней мере у самолетов существующих схем) на характер бокового движения оказывают коэффициенты поперечной и путевой статической устойчивости т | и т[.
Коэффициент статической поперечной устойчивости имеет отрицательный знак в том случае, если при возникновении скольжения у самолета появляется аэродинамический момент крена, направленный в обратную сторону, т. е. при наличии статической поперечной устойчивости (рис. 9).
Физически возникновение восстанавливающего (направленного в сторону ликвидации возникшего скольжения) аэродинамического момента крена объясняется тем, что в этом случае левая и правая части крыла самолета обтекаются потоком встречного воздуха неодинаково.
34
Если крыло прямое и имеет некоторый угол поперечного V, то угол атаки полукрыла, вышедшего из-за скольжения вперед, увеличивается, а полукрыла, отошедшего по ходу назад, уменьшается.
У стреловидного крыла на это явление дополнительно накладывается эффект разложения скорости встречного потока воздуха на составляющую, направленную по хорде (эффективную), и составляющую, направленную вдоль размаха. Первая из них, численно равная V cos(%±p), и определяет величину
Рис. 10. Влияние стреловидности крыла на возникновение поперечных аэродинамических моментов при скольжении
подъемной силы соответствующего полукрыла. Отсюда и возникновение дополнительного момента крена при скольжении (рис. 10).
Наконец, определенное влияние на момент крена при скольжении оказывает и фюзеляж. У высокоплана это объясняется в основном эффектом «пазухи» в области между фюзеляжем и корневой частью крыла, а у низкоплана — затенением некоторой части верхней поверхности крыла фюзеляжем со стороны, обратной скольжению, поэтому у высокоплана поперечная устойчивость при всех прочих равных условиях несколько увеличивается, а у низкоплана — уменьшается (рис. 11).
Итак, у статически устойчивого в поперечном отношении самолета аэродинамический момент Мх стремится накренить самолет в сторону, обратную направлению скольжения. При накре-нении образуется боковая составляющая сила тяжести, которая увлекает самолет в сторону крена и, таким образом, способствует возвращению вектора скорости к плоскости симметрии аппа-
35
рата. Пройдя по инерции через это положение, самолет приобретает скольжение в противоположную сторону, момент поперечной устойчивости начинает действовать в обратном направлении и вся последовательность явлений повторяется вновь (при нали-
Рис. 11. Момент крена при скольжении на самолетах с высоко расположенным и низко расположенным крылом
Ойласть азродинамического затеи зная

чии у самолета динамической боковой устойчивости — с постепенным затуханием). На рис. 12 схематически показано движение поперечно устойчивого самолета под действием внешнего возмущения.
Предположим, что по некоторой причине (например, от атмосферного бокового порыва) самолет, ранее летевший без крена и скольжения (/), входит в скольжение под углом р (II). Возникший при этом момент поперечной устойчивости (Мх) за
Рис. 12. Колебательное возмущенное движение самолета
ставляет самолет крениться (III). Накренение, в свою очередь, приводит к появлению боковой составляющей веса (Gz), которая увлекает самолет вбок, в сторону крена, т. е. в нашем случае влево (IV). Возникает боковая составляющая скорости (Vz), направленная также влево.
36
По мере своего увеличения эта составляющая, складываясь с продольной составляющей, вызывает сначала возвращение век-гора скорости V в плоскость симметрии самолета (т. е., уничтожение скольжения), а затем — отклонение этого вектора в противоположную сторону.
Из скольжения против крена самолет переходит к скольжению в сторону крена, в нашем случае — влево (V).
В результате изменения направления скольжения меняет свой знак и момент поперечной устойчивости Мх. Самолет выходит из крена с угловой скоростью сох, переходит через нейтральное положение и входит в обратный крен (VI). В дальнейшем колебания затухают или нарастают в зависимости от знака колебательной динамической устойчивости, присущей данному самолету.
Таким образом, аэродинамический момент крена, возникающий в данном случае, также действует в направлении устранения скольжения, но действует более сложным и косвенным путем, чем момент рыскания. Движение происходит не в одной, а в двух плоскостях: путевой (xoz), в которой имело место начальное возмущение, и в поперечной (yoz), в которой до этого никаких возмущений не было. Подавляющее большинство кренов при полете в возмущенной атмосфере («болтанке») вызывается не непосредственным воздействием внешних возмущений, а представляет собой реакцию поперечно устойчивого самолета по крену на скольжение. Реакция эта почти всегда связана с возникновением боковых колебаний самолета.
Иногда в специальной литературе поперечная устойчивость характеризуется как «способность самолета автоматически устранять возникающий крен».
Подобная формулировка не может быть признана достаточ-u	е дтх
но точной, так как не согласуется с определением тх ——и является, как будет показано далее, возможным источником некоторых распространенных недоразумений.
Точнее было бы сказать, что статическая поперечная устойчивость представляет собой тенденцию самолета устранять скольжение при помощи обратного крена. Иногда, например в случае прямолинейного скольжения, эта тенденция действительно направлена на вывод самолета из крена. Но в общем случае проявление поперечной устойчивости непосредственно с наличием крена не связано.
Так, при правильном вираже (вираже, выполняемом без скольжения) наличие поперечной устойчивости никак не вызывает появления аэродинамического момента крена.
А при несимметричном отказе двигателя, как будет показано ниже, поперечная статическая устойчивость проявляет себя диаметрально противоположно тому, чего следовало бы ожидать по приведенной выше формулировке,— самолет, ранее летевший без
37
крена, после отказа бокового двигателя обнаруживает тенденцию к накренению, иногда чрезвычайно резкому.
На первый взгляд может показаться странным, что такое свойство, как устойчивость, приводит к усугублению возмущенного движения самолета. Однако в действительности никакого противоречия в этом нет. Вернее, противоречие имеет чисто терминологический характер.
Соблюдение должной строгости формулировок в определении понятия поперечной устойчивости особенно важно потому, что ни по одному другому вопросу устойчивости и управляемости самолета не возникает столь частых недоразумений и не существует такого разрыва между понятиями, принятыми в аэродинамике, с одной стороны, и представлениями, сложившимися у летного состава, с другой. Летчики действительно чаще всего склонны называть поперечно устойчивым самолет, хорошо сохраняющий постоянный угол крена. Но, к сожалению, чисто аэродинамическими средствами (без применения специальной автоматики) достигнуть этого невозможно: поперечный аэродинамический момент непосредственно с углом крена не связан. Их связывает только скольжение. И если связь поперечного момента со скольжением есть величина при данных условиях достаточно стабильная, определяемая знаком и абсолютной величиной коэффициента то сколько-нибудь закономерная связь между скольжением и креном в общем случае отсутствует. Поэтому, если бы можно было условно приписать самолету способность к осознанным действиям, как живому существу, то следовало бы сказать, что его накренение под действием поперечной устойчивости является не целью (устранить крен), а лишь средством достижения другой цели — устранения скольжения. Иногда достижение этой цели требует уменьшения крена — и тогда он уменьшается. Иногда же, например, при несимметричном отказе двигателя, происходит обратное явление: крен энергично возрастает.
Терминологическая неточность, в результате которой понятие поперечной статической устойчивости четко не отделяется от понятия хорошей поперечной стабилизации самолета, не раз приводила к недоразумениям. Так, все летчики, участвовавшие в испытаниях одного четырехмоторного тяжелого самолета, единогласно пришли к выводу о том, что поперечная устойчивость этого самолета требует улучшения. Однако при этом одни летчики считали, что поперечная устойчивость должна быть повышена, а другие — что понижена. Соответственно противоположными были и вытекавшие из этих диагнозов конструктивные рекомендации: увеличение угла поперечного V крыла в одном случае и его уменьшение — в другом.
При испытании другого самолета летный состав единодушно отметил благоприятные характеристики поведения машины в поперечной плоскости. Она не имела тенденций к поперечной
38
раскачке при полете в возмущенной атмосфере, не кренилась чересчур энергично при имитации отказа одного из двигателей, легко вводилась в вираж и выводилась из него.
Однако, когда в ходе последующих испытаний были замерены количественные характеристики поперечной устойчивости этого самолета и оказалось, что присущий ему коэффициент т* близок к нулю, т. е. что самолет поперечно нейтрален, в отчете об испытаниях было высказано пожелание увеличить его поперечную устойчивость.
Выполняя это пожелание, конструктор повысил угол поперечного V крыла на 1°, в результате чего самолет потерял некоторую часть ранее присущих ему положительных свойств.
Можно привести и обратные примеры, когда правильное понимание сущности явлений, сопутствующих проявлению поперечной устойчивости, и грамотный выбор ее характеристик позволяли устранить ранее присущие самолету данного типа нежелательные явления при боковом движении.
Один из первых экземпляров нового пассажирского самолета при заходе на посадку и выполнении подтягивания на мало/: высоте внезапно вошел в крен, причем настолько энергичный, что только своевременные и четкие действия летчиков позволили избежать удара крылом о землю. Причина подобного поведения была быстро установлена: оказалось, что самолет обладал чрезмерной степенью поперечной устойчивости, в результате чего угол скольжения, возникший при неизбежной небольшой несинхронное™ нарастания тяги двигателей при осуществлении подтягивания, вызвал появление значительного момента крена. В конструкцию самолета были внесены соответствующие изменения: увеличена почти в полтора раза площадь вертикального оперения и уменьшен на Г угол поперечного V крыла. Последствия такой доработки не замедлили сказаться. Поведение самолета существенно улучшилось: как показано на рис. 13, даже полное выключение внешнего двигателя перестало вызывать у него тенденцию к сколько-нибудь резкому накренению.
Приведенные примеры, число которых без труда можно было бы умножить, подтверждают неоднозначность понятий устойчивой стабилизации самолета по углу крена и статической поперечной устойчивости, характеризуемой знаком и абсолютной величиной коэффициента т£.
дту
Коэффициент статической устойчивости пути т* — также имеет отрицательный знак, если самолет в путевом отношении устойчив, т. е. если при возникновении скольжения появляется момент рыскания, направленный в сторону совмещения продольной плоскости самолета с вектором скорости, что равнозначно ликвидации скольжения. Такое движение самолета сходно с поворотом флюгера, поэтому статическую устойчивость пути часто называют также флюгерной устойчивостью.
39
Основным элементом конструкции самолета, обеспечивающим путевую устойчивость, является вертикальное оперение — киль, руль направления и «гребни» на хвостовой части фюзеляжа. Чем больше величина статического момента вертикального оперения SB.O/B.o (SB.O — площадь вертикального оперения, 1в.о — расстояние от центра тяжести самолета до центра давления вертикального оперения), тем при всех прочих равных условиях выше устойчивость пути.
Рис. 13. Реакция самолета на несинхронность изменения тяги двигателей при подтягивании: /—до проведения доработок; 2—после увеличения отрицательного угла поперечного V и площади вертикального оперения
Существенно заметить, что под действием путевой устойчивости парирование результатов возмущения происходит наиболее естественным путем: отклонившийся самолет доворачивает-ся обратно вокруг вертикальной оси, пока его плоскость симметрии вновь не совпадет с вектором скорости, т. е. пока не исчезнет скольжение. Все движение происходит только в одной плоскости — той самой, в которой произошло отклонение от исходного режима полета. Никаких движений в других плоскостях при этом не возникает (рис. 14).
Разумеется, на практике подобное поведение самолета возможно лишь в чрезвычайно редких случаях — при соблюдении условия 2Л4х=0, т. е. при нейтральности в поперечном отношении и полном отсутствии других поперечных моментов (от несимметричной обдувки крыла, влияния (&у на сох и т. д.).
В действительности же боковое движение самолета в общем случае определяется совместным действием моментов поперечной и путевой статической устойчивости, а также некоторых других моментов, о которых будет сказано ниже и влияние которых выражено, как правило, слабее, чем влияние т$.
Соответственно этому и возмущенное боковое движение самолета в общем случае представляет собой достаточно сложное сочетание движений рыскания и крена.
40
Для количественной оценки соотношения обоих указанных движений применяется показатель.
у max
Q) у max
Индекс «шах» указывает на то, что здесь в расчет входят взятые по огибающим максимальные значения амплитуд угло-
’’ Лзн
7
3
Рис. 14. Действие изолированной путевой устойчивости самолета:
/—к самолету прикладывается внешний путевой возмущающий момент М^вн; 2—под действием момента М ^вН самолет разворачивается, возникает угол скольжения Р; 3—при наличии угла Р возникает восстанавливающий момент путевой устойчивости ; 4—под действием момента М р самолет возвращается в исходное положение
вых скоростей поперечного и путевого возмущенного движения, которые, вообще говоря, соответствуют разным моментам времени из-за относительного сдвига колебаний сох и а>у по фазе (рис. 15).
При разных значениях величины х, т. е. при разных соотношениях степеней поперечной и путевой статической устойчиво-
Рис. 15. Боковые колебания самолета (к явлению сдвига изменений угловых скоростей крена и рыскания по фазе):
% = -	тах
2 wz/max
сти* *, в боковом возмущенном движении самолета может преоб
* Кроме указанного отношения, на величину и оказывают некоторое влияние степень демпфирования крена, определяемая значением коэффициента т^х , и относительная плотность самолета
2m
*
41
ладать либо накренение, либо рыскание. Изменяя значение указанных коэффициентов (варьируя площадь вертикального оперения и угол поперечного V крыла, а также применяя автоматические устройства различного рода), конструктор имеет возможность изменять в желаемом направлении характер бокового движения.
Следовательно, возникает необходимость установить, какой характер движения является наиболее благоприятным, иными словами, какому способу самоустранения скольжения — креном или рысканием — надо отдать предпочтение?
Опыт полетов на многих самолетах, обладающих различными характеристиками боковой устойчивости, дает основания решительно предпочесть рыскание, в котором, как было сказано, скольжение устраняется непосредственно за счет движения только в той плоскости, в которой возникло возмущение. Ликвидация же скольжения обратным креном сводится по существу к устранению возмущения в одной плоскости ценой создания нового (не вызванного внешними воздействиями) возмущения в другой. Причем указанное вторичное возмущение в ряде случаев может оказаться более вредным, усложняющим работу экипажа и даже более опасным, чем первичное.
К числу подобных случаев относится и разбираемое здесь поведение самолета при отказе одного из его двигателей, расположенных вне плоскости симметрии.
Известно, что самолеты некоторых типов при полете в возмущенной атмосфере («болтанке») обладают выраженной склонностью к поперечной раскачке с крыла на крыло. Даже незначительные внешние воздействия вызывают у них энергичные накренения, противодействие которым требует немало внимания и расхода физической энергии летчика. Как было показано выше, подобное поведение вызывается чаще всего избытком степени поперечной статической устойчивости.
При этом величина возникающих угловых скоростей и самих углов крена бывает настолько больше угловых скоростей и углов рыскания, что последние вовсе не воспринимаются летчиком. Поведение самолета он расценивает как поперечную раскачку в чистом виде, хотя в действительности налицо сложное боковое движение как в поперечной, так и в путевой плоскостях. Указанное обстоятельство дополнительно усложняет обнаружение летчиком отказа бокового двигателя на самолете, обладающем избыточной поперечной устойчивостью, так как на первый взгляд может оказаться затруднительным правильно оценить энергичное накренение, как следствие небольшого рыскания, почти незаметного на фоне интенсивного поперечного движения.
Избыточное значение т$. по сравнению с т$у приводит к колебательной, а избыток т$у по сравнению с т$х — к так называ
42
емой спиральной неустойчивости. Однако практика полетов показывает, что оба указанных явления нежелательны далеко не в одинаковой степени. Спиральная неустойчивость, проявляющаяся в плавном, медленном входе самолета в спираль с постепенно нарастающим креном, почти не мешает пилотированию, так как данное явление, если даже не будет прервано очередным внешним возмущением, легко парируется летчиком без заметной затраты труда и внимания. Опасных размеров оно может достичь лишь в том маловероятном случае, если самолет со свободным управлением будет предоставлен самому себе в течение длительного, измеряемого десятками секунд, времени. ^Многие современные самолеты обладают умеренной спиральной неустойчивостью, причем характерно, что летчики, пилотирующие их, даже не подозревают об этом, пока не убеждаются при проведении специальных испытаний, связанных с наблюдением за движением летательного аппарата без вмешательства летчика в течение длительного времени после приложения к нему внешнего возмущения.
Противодействие же колебательной неустойчивости требует от летчика практически почти непрерывной работы. Не заметить этот вид неустойчивости невозможно — никакие специальные эксперименты для этого не нужны, так как всякое внешнее боковое возмущение вызывает у колебательно неустойчивого самолета резкое накренение. Так, при резком отказе одного из моторов некоторые самолеты, чрезмерно устойчивые поперечно, например широко распространенный в годы войны пикирующий бомбардировщик Пе-2, кренились в сторону отказавшего мотора настолько энергично, что при небольшом промедлении или неточных ответных действиях летчика это приводило к переворачиванию машины.
Сказанное наглядно подтверждается кривыми (рис. 16—20), характеризующими возмущенное боковое движение некоторого околозвукового реактивного самолета при различных значениях коэффициентов боковой статической устойчивости mи т$. Эти кривые получены в расчетах на аналоговой электронно-вычислительной машине, в ходе которых имелась возможность варьировать указанные коэффициенты, не меняя остальных параметров самолета, что при проведении натурных летных исследований трудно достижимо.
В табл. 2 приведены значения характеристик коэффициентов боковой статической устойчивости, принятые в пяти исследованных вариантах.
Все прочие характеристики — коэффициенты т™х> т^уу> , т™х , а также данные самолета G, S, I, JXf Jy и режима его полета V, Н — принимались во всех указанных пяти вариантах одинаковыми.
В качестве внешнего возмущения было принято приложение
43
Таблица 2
№ варианта	Шх		тМт9у	7,
I	—0,0002	—0,0008	0,25	1,10
II	-0,0002	—0,0024	0,08	0,31
III	-0,0006	-0,0008	0,75	3,34
IV	-0,0006	—0,0024	0,25	0,97
V	0	-0,0024	0	0
момента рыскания, соответствующего отказу одного из двух расположенных на крыльях двигателей при крейсерском режиме их
работы (Р=0,5РНОМ). Предполагалось, что данный момент несимметричной тяги действует в течение 2 сек, после чего делается равным нулю и дальнейшее движение самолета происходит свободно, т. е. по-прежнему без вмешательства летчика при неизменном нейтральном положении рулей и элеронов. Подобная схема, при некоторой своей искусственности, удобна для прослеживания влияния характеристик статической боковой устойчивости. Действительно, влияние коэффициентов п$х и т^у проявляется при сравнении кривых (см. рис. 16—20) в полной мере.
Одновременно анализ кривых позволяет убедиться в несостоятельности распространенного представления, согласно которому характер возмущенного бокового движения самолета полностью определяется значением одного лишь соотношения коэффициентов боковой устойчивости, независимо от их абсолютных значений. Так, кривые на рис. 16 и 19 соответствуют одному и тому
44
же соотношению	однако величина скольжения, дости-
гаемая при малых абсолютных значениях обоих указанных коэффициентов (главным образом коэффициента т? ), в полтора
Рис. 17. Возмущенное боковое движение самолета:
=-0^0002; т* = — 0,0024; х = 0,31 Л	У
раза больше, чем при больших их значениях. Очевидная разница наблюдается и в движении крена: хотя величина возникающего угла крена в обоих рассматриваемых случаях практически одинакова, темп происходящего процесса (изменение по времени угловой скорости сох) существенно различен.
Рис. 18. Возмущенное боковое движение самолета: т\ = -0,0006; т?у = -0,0008; х = 3,34
Таким образом, боковое возмущенное движение самолета, в частности его поведение при несимметричном отказе тяги, зависит не только от соотношения характеристик поперечной и путе
45
вой статической устойчивости, но и от абсолютных величин указанных характеристик.
При скольжении, вследствие несимметричной обдувки встречным потоком воздуха частей самолета — фюзеляжа, мотогон-
Рис. 19. Возмущенное боковое движение самолета: /дР =-0,0005;	/^ = -0,0024;	х=0,97
дол, вертикального оперения — возникает поперечная аэродинамическая сила Z, направленная перпендикулярно плоскости симметрии (рис. 21).
U)r, Ц)у град/сек
Рис. 20. Возмущенное боковое движение самолета: = тпу= °,0°24;	х=0
Как показывают эксперименты, коэффициент этой силы 2Z
изменяется в зависимости от изменения угла скольжения р по закону, близкому к пропорциональному. Поэтому изменения силы Z по углу скольжения обычно выражают через коэффициент
z дЬ ’
46
Как будет показано ниже, поперечная сила оказывает существенное влияние на величину заброса угла скольжения самолета после отказа бокового двигателя,
а также на характеристики установившегося полета с несимметричной тягой.
5.	Демпфирование крена и рыскания.
Влияние угловой скорости крена на момент рыскания и угловой скорости рыскания на момент крена (перекрестные вращательные производные)
В предыдущем разделе было показано влияние скольжения на возникновение моментов Мх и Му, а также силы Z и на последующие изменения их величин.
Однако, кроме скольжения, на моменты крена и рыскания действуют угловые скорости крена сох и рыскания а>у. Строго говоря, действуют они и на аэродинамическую силу Z, но значительно слабее, чем скольжение; поэтому при анализе бокового возмущенного движения само
Рис. 21. Возникновение поперечной аэродинамической силы Z при скольжении
лета влиянием и ыу на силу Z обычно пренебрегают.
Едва ли не самым существенным из упомянутых влияний угловых скоростей на боковое движение самолета при несимметричном отказе тяги является демпфирование крена.
При наличии угловой скорости (ох истинные углы атаки лево-
го и правого полукрыльев в результате геометрического сложения поступательной скорости V и окружной скорости каждого данного сечения сох2 (г — расстояние между данным сечением и плоскостью симметрии самолета) оказываются различными (рис. 22). Местный угол атаки в сечениях опускающегося полукрыла получается больше, чем в сечениях поднимающегося полукрыла*. Соответственно больше будет и подъемная сила опускающего полукрыла, в результате чего возникает демпфирующий момент крена.
Демпфирующий момент всегда направлен против вращения. Поэтому в отличие от других аэродинамических моментов он не может быть восстанавливающим, действующим в сторону ликвидации уже возникшего отклонения. В этом заключается
* Здесь под опускающимся полукрылом понимается полукрыло, движущееся в сторону своей нижней поверхности, а под поднимающимся — движущееся в сторону своей верхней поверхности, т. е. движение рассматривается в системе координат, связанных с самолетом. Поэтому положение не изменится, если самолет, вращаясь вокруг продольной оси, перевернется вверх колесами и относительно земли поднимающееся полукрыло превратится в опускающееся, и наоборот.
47
принципиальное отличие демпфирования от устойчивости. Тем не менее в подавляющем большинстве случаев, в том числе при отказе бокового двигателя, влияние демпфирования на пилотажные свойства самолета, безусловно, благоприятно, так как оно препятствует самому процессу отклонения от исходного режима полета, тем самым смягчая возмущенное движение самолета. На рис. 23 показаны характеристики бокового возмущенного движения того же самолета, к которому относятся кривые на рис. 19 с тем отличием, что степень демпфирования крена, одинаковая во всех пяти рассмотренных выше вариантах, здесь уменьшена вдвое. В результате при всех прочих равных условиях угловая скорость крена в течение первых 4—5 сек оказалась выше, чем во всех остальных исследованных вариантах, а угол крена превзошел по величине углы крена в прочих вариантах в отрезке времени от 2 до 7—8 сек, т. е. фактически в течение всего периода, вне пределов которого рассматривать движение самолета после отказа двигателя, как происходящее без вмешательства летчика, уже вряд ли возможно.
Поскольку явление демпфирования порождено силовым взаимодействием частей самолета с воздухом, оно зависит от плотности последнего. Поэтому на больших высотах, где воздух разрежен, естественное демпфирование проявляется значительно сла
бее, чем на средних или, тем более, малых высотах.
Говоря о демпфировании, следует не упускать из вида, что, разбирая его физическую природу, мы опирались на существование прямой зависимости между приращением угла атаки и приращением подъемной силы. Но, как известно, в области за-критических углов атаки эта зависимость переходит в обратную — при увеличении а подъемная сила падает и после малейшего внешнего импульса возникает авторотация. Поэтому авторотацию можно рассматривать как явление, по своей сущности обратное демпфированию.
44
Рис. 22. К явлению демпфирования крена:
ДГ—местные окружные скорости, образующиеся при вращении самолета вокруг продольной оси (по крену); сох — угловая скорость крена; а—угол атаки; Оо—угол атаки при полете без накре-нения; Да—местный прирост угла атаки при накренении; Y — подъемная сила в полете без накренения; ДУ—местный прирост подъемной силы при накренении; Демпф~“момент демпфирования крена
Переходя от моментов к их коэффициентам аналогично тому, как это делалось выше при исследовании влияния скольжения на моменты Мх и Му, получаем вращательную производную, характеризующую демпфирование крена.
Знак этой производной всегда отрицателен, так как демпфирующий момент по самой своей природе направлен в сторону, обратную направлению угловой скорости во всех возможных по-
'У о
град/сек
-U0
-50
Рис. 23. Возмущенное боковое движение самолета при пониженном демпфировании крена
летных случаях за единственным исключением — при уже упоминавшейся авторотации.
Итак, из рис. 22 следует, что при наличии угловой скорости (ох изменяются местные значения углов атаки а по сечениям обоих полукрыльев. Но из этого следует также, что и аэродинамическое сопротивление полукрыльев будет различно, а именно: у опускающегося полукрыла больше, чем у поднимающегося. Следовательно, вращение самолета вокруг продольной оси влечет за собой появление аэродинамического момента и относительно вертикальной оси. При этом самолет стремится развернуться в сторону опускающегося крыла. Попутно заметим, что существование такой связи способствует поддержанию координации при вводе в вираж и выводе из него.
Количественно зависимость путевого момента от угловой скорости крена характеризуется величиной
называемой иногда перекрестной вращательной производной рыскания по крену.
49
Аналогичным образом рассмотрим показанное схематически на рис. 24 движение рыскания с угловой скоростью ®у. Из рисунка видно, что правое и левое полукрылья имеют различные поступательные скорости и вследствие этого соответственно различные значения аэродинамического сопротивления и подъемной силы. Следовательно, наличие у самолета угловой скорости ау также влечет за собой возникновение дополнительных моментов крена и рыскания. В возникновении последнего играет определенную роль и боковая сила вертикального оперения ZB.o, воз-
Рис. 24. Возникновение момента демпфирования рыскания
пикающая при наличии угловой скорости соу из-за неизбежного в этом случае «заноса хвоста».
Количественно связь моментов крена и рыскания с угловой скоростью (оу характеризуется величинами
СО	dlTlv
т х ~ ~d^y— перекрестная вращательная производная крена по рысканию;
т7 =	— демпфирование рыскания.
Из четырех приведенных вращательных производных наибольшее, и притом явно положительное, влияние на движение самолета при отказе бокового двигателя оказывает величина демпфирования крена т“х, которая препятствует накренению, представляющему в этом случае наибольшую опасность. Демпфирование рыскания т°уу оказывает при этом также положи-50
тельное, но, как правило, значительно слабее выраженное влияние, в некоторой мере препятствуя «заносу хвоста», т. е. выходу самолета в область больших углов скольжения. Влияние перекрестных вращательных производных ггГ/ и /и"-*’ на самолетах современных схем выражено в еще меньшей степени. Однако необходимо заметить, что в отличие от демпфирования перекрестные вращательные связи играют при отказе бокового двигателя отрицательную роль, способствующую усугублению возмущения.
Все основные величины, входящие в уравнения бокового возмущенного движения самолета, могут быть с достаточной для практики точностью определены при помощи испытаний моделей в аэродинамических трубах или по приближенным эмпирическим формулам. Следовательно, и характеристики указанного движения под действием момента несимметричной тяги (или другого известного внешнего возмущения) могут быть определены путем интегрирования данной системы уравнений на электронно-вычислительной машине или иным способом.
Таким образом, исследователь и конструктор имеют возможность прогнозировать поведение самолета при отказе бокового двигателя, а в случае необходимости — выбирать средства улучшения этого поведения: увеличение площади вертикального оперения, уменьшение угла поперечного V или применение искусственных средств стабилизации самолета относительно нужных осей (автоматические демпферы колебаний и т. п.).
6.	Особенности поведения самолетов с турбовинтовыми двигателями при отказе бокового двигателя. Явление обратной
тяги
На безвинтовых самолетах момент рыскания, создаваемый сопротивлением отказавшего двигателя, обычно невелик по сравнению с тягой двигателя, симметричного отказавшему и создающему в данном случае главную часть суммарного момента несимметричной тяги. К тому же и плечо относительно плоскости симметрии, на котором располагаются боковые двигатели большинства турбореактивных самолетов, меньше, чем у самолетов винтовых, у которых расположение двигателей в значительной степени определяется диаметром винта.
Особенно значителен момент аэродинамического сопротивления турбовинтового двигателя, относительно большое удаление которого от плоскости симметрии самолета сочетается с чрезвычайно большими значениями аэродинамического сопротивления авторотирующего винта. У некоторых типов турбовинтовых двигателей это сопротивление на определенных режимах полета (в области малых скоростей) оказывается в полтора-два раза больше, чем тяга того же двигателя на номинальном режиме.
Главная причина возникновения такого сопротивления за-
51
ключается в том, что для вращения неработающего турбовинтового двигателя (так называемой холодной прокрутки) требуется* приложение значительно большего крутящего момента, чем для вращения неработающего поршневого двигателя.
Энергия, затрачиваемая на сжатие смеси (или воздуха, если топливный кран на отказавшем двигателе перекрыт) в цилиндрах поршневого мотора, не теряется полностью и производит полезную работу во время последующего такта расширения. На долю внешнего крутящего момента остается лишь преодоление трения частей прокручиваемого мотора и компенсация потерь тепла, переходящего от сжатой смеси к стенкам цилиндров.
Иное дело — холодная прокрутка газотурбинного (в том числе турбовинтового) двигателя, у которого энергия, затраченная на сжатие воздуха в компрессоре, в дальнейшем полезной работы по вращению двигателя почти не производит. Поэтому холодная прокрутка в данном случае требует приложения момента, обеспечивающего не только преодоление трения в конструкции двигателя, но всю работу по сжатию воздуха в его компрессоре.
На турбореактивном двигателе (ТРД) это приводит к соответствующему снижению оборотов авторотации без заметного роста сопротивления. Но на турбовинтовом двигателе (ТВД) автомат постоянных оборотов винта поворачивает лопасти последнего в сторону уменьшения их шага так, чтобы поддержать и в условиях авторотации то значение оборотов, на которое указанный автомат отрегулирован. При этом винт, работая как ветрянка, развивает необходимую, в ряде случаев весьма значительную, величину крутящего момента, но в то же время неизбежно создает и чрезвычайно большое сопротивление, называемое иногда обратной тягой.
Для прикидочной оценки величины этого сопротивления можно считать, что каждая тысяча лошадиных сил мощности ТВД дает при отказе последнего и авторотации его винта около 900— 1000 кГ обратной тяги.
Если сравнить мощность, развиваемую турбовинтовым двигателем на турбине, с полезной мощностью, реализуемой на воздушном винте, то первая оказывается больше последней в 2,5— 3 раза. Разность между этими двумя величинами расходуется на преодоление трения движущихся частей двигателя, на вращение установленных на ней вспомогательных агрегатов, но прежде всего на прокрутку его мощного компрессора.
Кроме изложенных обстоятельств, следует иметь в виду и то, что номинальные мощности современных турбовинтовых двигателей в два, три и более раз превышают мощности поршневых моторов последних конструкций, и это увеличение номинальной мощности, независимо от изложенных принципиальных особенностей ТВД, само по себе также вызывает дополнительное возрастание крутящего момента, необходимого для их прокрутки. 52
В реальных условиях полета мощность, потребная для авторотации отказавшего двигателя, может быть получена только за счет вращения воздушного винта в набегающем потоке воздуха, т. е. в конечном счете за счет тяги двигателей, оставшихся исправными.
В последнее время появились конструкции двухконтурных турбовинтовых двигателей, например ТВД-10, у которых винт и компрессор не имеют между собой жесткой кинематической связи. Авторотация винта в таком двигателе может иметь место при неподвижном (или вращающемся со сколь угодно малой угловой скоростью) компрессоре и, следовательно, не влечет возникновения сильной обратной тяги.
На турбовинтовых самолетах быстрое и безошибочное определение отказавшего двигателя иногда бывает связано с еще большими затруднениями, чем на самолетах с поршневыми моторами. Винт-автомат в широком диапазоне скоростей и после отказа двигателя сохраняет прежние обороты благодаря автоматическому переходу на меньшие углы установки. Поэтому по показаниям счетчиков оборотов определить отказавший двигатель затруднительно. Можно в подобных случаях ориентироваться по изменениям температуры газов за турбиной или давления топлива, которые на отказавшем двигателе будут несколько отличаться от работающих. Но наиболее ясные показания дает индикатор крутящего момента (ИКМ). Этот прибор и следует считать основным для определения отказавшего двигателя в полете на турбовинтовом самолете.
Разумеется, с точки зрения программирования первых действий летчика, безразлично, какой именно двигатель отказал. Пилот в этом случае действует как можно быстрее, не ожидая определения конкретного «виновника» возмущенного движения, которое требует немедленного парирования и, в сущности, само по себе с исчерпывающей ясностью дает понять, с какой стороны находится отказавший двигатель. Но для дальнейших действий (например, принудительного ввода винта отказавшего двигателя во флюгерное положение, перекрытия топливных кранов и т. д.) необходимо точно знать не только с какой стороны, но и какой именно двигатель отказал. Это заставило вводить на самолетах с турбовинтовыми двигателями специальные системы индикации отказа (прекращения или снижения тяги) двигателей. Однако практика показала, что и этого недостаточно. Сопротивление винта авторотирующего турбовинтового двигателя на некоторых режимах полета бывает настолько велико, что каждая лишняя секунда, в течение которой действует это сопротивление, заметно усугубляет отклонение самолета от исходного режима. Только автоматизация флюгирования винта отказавшего двигателя может обеспечить одновременно безошибочность и достаточно быстрый темп выполнения этой насущно важной операции. Поэтому система всережимного (действующе-
53
го на любом режиме полета или работы двигателя) автоматического флюгирования должна быть обязательной принадлежностью силовой установки каждого турбовинтового самолета.
Эта система автоматически приводится в действие и переводит винт во флюгерное положение от срабатывания датчиков различного рода, реагирующих, например, на падение крутящего момента, на появление определенной, наперед заданной величины сопротивления («обратной тяги») винта, на превышение максимально допустимого числа оборотов (раскрутку), на падение давления масла и т. п. Это гарантирует действие системы автоматического флюгирования
при всех практически возможных вариантах отказа двигателя, но тем не менее не освобождает летчика от необходимости четко и своевременно парировать возму-
Скорость V
Рис. 25. Изменение аэродинамического сопротивления («обратной тяги») винта турбовинтового двигателя при ручном и автоматическом флюги-ровании:
Л—тяга работающего двигателя; Б—сопротивление отказавшего двигателя с зафлю-гированным винтом; В—сопротивление отказавшего двигателя с авторотирующим винтом
Вращение нее постоянном угле установки (на упоре) ।
Вращение при постоянных оборотах
Рис. 26. Зависимость аэродинамического сопротивления авторотирующего винта турбовинтового двигателя от истинной скорости полета

щенное движение самолета. Даже автоматизированный ввод винта отказавшего двигателя во флюгерное положение происходит не мгновенно, он продолжается 4—8 сек, в течение которых аэродинамическое сопротивление винта может успеть создать заметный импульс торможения и существенно повлиять на поведение самолета (рис. 25).
Наконец, надо заметить, что сопротивление винта авторотирующего турбовинтового двигателя на разных скоростях неодинаково: оно имеет максимум в районе установки винта на упор, что у большинства современных самолетов происходит на индикаторной скорости порядка 270—320 км/час. На меньших скоростях сопротивление винта несколько падает. Еще более интенсивно оно падает при уходе в область больших, крейсерских скоростей полета* (рис. 26).
* См., например, [13].
54
Кроме изложенных обстоятельств, влияющих на величину момента несимметричной тяги, у самолетов с поршневыми и турбовинтовыми двигателями (особенно у последних) существует еще одна причина, способствующая еще большей интенсивности накренения в сторону отказавшего двигателя,— несиммет-рия распределения подъемной силы вдоль размаха крыла, вызванная прекращением его обдувки одним из винтов. Струя воздуха, отбрасываемая винтом назад и омывающая расположенный за ним участок крыла, существенно повышает местную скорость обтекания, а значит, и подъемную силу, развиваемую данным участком крыла. Прирост подъемной силы от обдувки винтами может быть довольно значительным: так, например, если сравнить полет современного турбовинтового самолета при работе двигателей на холостом ходу и на номинальном режиме, то в последнем случае при всех прочих равных условиях (одинаковый угол атаки, число Мит. д.) коэффициент подъемной силы может быть на 30—40% выше, чем в первом. На крейсерских режимах эффект обдувки крыла винтами, разумеется, слабее, чем на номинальном, но все же достигает заметной величины.
Поэтому в случае отказа одного из двигателей и прекращения обдувки соответствующего участка крыла возникает несим-метрия распределения подъемной силы вдоль размаха и момент крена, направленный, как и момент поперечной устойчивости, в сторону отказавшего двигателя.
Трудно заранее сказать, какой из этих моментов больше по величине. Это зависит как от режима полета, так, особенно, и от типа самолета. На самолетах с турбореактивными двигателями никакой дополнительной обдувки крыла нет и, следовательно; момент крена, возникающий при отказе двигателя, своим происхождением в основном обязан скольжению и проявлению поперечной устойчивости. Зато, с другой стороны, можно представить себе турбовинтовой самолет с прямым крылом, имеющим такой угол поперечного V, при котором абсолютная величина коэффициента поперечной устойчивости mJ равна нулю. У такого самолета при отказе бокового двигателя появление скольжения не вызовет тенденции к крену, однако несимметрия обдувки скажется в полной мере.
7.	Особенности поведения самолета со стреловидным крылом после отказа бокового двигателя. Явление обратной реакции по крену на скольжение
Характер возмущенного движения самолета после отказа бокового двигателя, как было показано выше, в значительной степени определяется соотношением угловых скоростей крена и рыскания. Желательно, чтобы не имела места тенденция к энер
55
гичному накренению в сторону отказавшего двигателя. Наиболее эффективным средством предотвращения подобной опасной тенденции является правильный выбор степени поперечной статической устойчивости, зависящей от ряда факторов, но прежде всего — от угла поперечного V крыльев.
Казалось бы, в руках конструктора имеется средство, позволяющее обеспечить каждому самолету характеристики поперечной устойчивости, наиболее благоприятные во всех возможных в полете ситуациях, в том числе и при несимметричном от
казе двигателя.
Однако, к сожалению, не все конструктивные схемы самолетов позволяют так легко достичь желаемой степени поперечной
статической устойчивости. В частности, это связано с серьезными затруднениями на самолетах со стреловидными крыльями, у которых поперечная устойчивость в сильной степени зависит от угла атаки (рис. 27). С увеличением угла атаки (при заходе на посадку, в полете вблизи практического потолка,
27. Зависимость коэффици-статической поперечной ус-
8
£ от угла атаки а:
на развороте с предельно допустимым креном и соответствующей перегрузкой) поперечная устойчивость стреловидного крыла сильно возрастает и поэтому отказ бокового дви
гателя на таких режимах полета представляется особенно
Рис. ента тойчивости т
сплошная линия — стреловидное крыло; пунктир — прямое крыло
опасным.
Приходится мириться с тем, что, подобрав угол поперечного V, обеспечивающий желаемые характеристики поперечной устойчивости на каком-то одном (чаще всего крейсерском) угле атаки, конструктор оставляет на всех других углах атаки поперечную устойчивость либо выигё, либо ниже оптимальной.
Поэтому почти всем самолетам со стреловидными крыльями при отсутствии (или выключении) средств автоматической стабилизации в полете на больших углах атаки присуща избыточная поперечная устойчивость, а значит и такие неприятные в пилотировании особенности, как боковая раскачка в возмущенной атмосфере (болтанке) и энергичное накренение при несимметричном отказе двигателей. Это послужило одной из причин, вызвавших применение на современных самолетах разного рода «автоматов устойчивости» (демпферов колебаний), чаще всего электронных, которые практически устраняют или, во всяком случае, существенно смягчают проявление указанных неблагоприятных пилотажных особенностей.
Кроме угла атаки, на поперечную устойчивость стреловидно
56
Рис. 28. Зависимость коэффициента подъемной силы су от числа М:
сплошная линия — крыло с малой стреловидностью; пунктир — крыло с большой стреловидностью
го крыла иногда влияет и число М (отношение скорости полета к'скорости звука).
Речь идет о так называемой обратной реакции по крену на скольжение, являющейся одним из возможных проявлений волнового кризиса.
Обычная реакция самолета по крену на скольжение присуща поперечно устойчивой машине и, как было показано выше, проявляется в тенденции к накренению в сторону, противоположную скольжению. Поэтому нормальный самолет кренится в сторону отклоненной педали руля направления, а в случае отказа бокового двигателя — в сторону этого двигателя. В течение всей своей летной жизни пилот привыкает к этой закономерности и с полным основанием считает ее «прямой», нормальной.
Однако оказывается, что в некоторой области чисел М, близких к единице, такая привычная закономерность нарушается и, более того, превращается в обратную.
На рис. 28 показано изменение коэффициента подъемной силы в зависимости от числа М при различных углах стреловидности крыла. На докритических значениях числа М подъемная сила мало зависит от стреловидности. Имеющееся незначительное различие оказывается в пользу малых углов стреловидности, при которых подъемная сила получается несколько выше, чем при больших. Но после достижения критического числа М коэффициент подъемной силы резко уменьшается, а затем восстанавливается до значений, близких к докритическим. При этом существенно, что такой «провал» значений коэффициента подъемной силы при больших углах стреловидности начинается позже (на больших числах М) и проявляется слабее, чем при малых. В результате этого кривые, показанные на рис. 28, пересекаются так, что в некотором диапазоне чисел М подъемная сила в отличие от обычного положения растет при увеличении угла стреловидности крыла и падает при его уменьшении.
На рис. 29 показано в плане стреловидное крыло при полете со скольжением. С той стороны, в которую происходит скольжение, крыло имеет как бы меньшую, а с противоположной стороны — большую стреловидность, чем в симметричном полете. Поэтому и подъемная сила на стороне, противоположной скольжению, в указанном диапазоне чисел М оказывается больше. Воз-
57
пикающий вследствие этого момент крена будет направлен в сторону скольжения.
Если при полете в диапазоне чисел М, где наблюдается данное явление, отклонить педаль руля направления, то самолет будет крениться в сторону, обратную этому отклонению.
Такое поведение самолета, представляющее собой по существу поперечную статическую неустойчивость (т^>0), и называется обратной реакцией по крену на скольжение. Оно может
Рис. 29. Изменение эффективного угла стреловидности х левого и правого полукрыльев -при полете со скольжением [3
проявляться только в диапазоне чисел М, в котором существует показанное на рис. 28- соотношение «провалов» подъемной силы при различных углах стреловидности.
Практика полетов показывает, что, хотя наличие обратной реакции по крену на скольжение требует от пилота на некоторых режимах полета повышенного внимания, нет оснований переоценивать серьезность этого явления.
На современных самолетах руль направления в полете почти не используется. Управление боковым движением самолета (виражи, развороты, спирали и другие эволюции) осуществляется практически одними элеронами. Едва ли не единственным исключением из этого правила являются взлет и посадка, когда парирование порывов ветра (особенно боковых) иногда требует ощутимых отклонений руля направления. Но число М при взлете и посадке настолько ниже критического, что никаких проявлений волнового кризиса, в том числе и обратной реакции по крену на скольжение, на этих режимах быть не может. В большинстве же остальных случаев отклонения руля направления весьма малы и, следовательно, столь же малы возникающие от этого скольжения.
Именно данным обстоятельством, по-видимому, и объясняется тот факт, что пилоты часто летают на скоростях, при которых имеет место обратная реакция по крену на скольжение, не замечая этого явления. Характерно, в частности, что при испытаниях многих самолетов обратная реакция была обнаружена только на специальных пробах («дачах» руля направления при различных числах М или разгонах со скольжением), а в полетах по дру
58
гим заданиям, во время которых самолет неоднократно проходил полный диапазон чисел Л4, оставалась незамеченной.
Таким образом, при обычном пилотировании пилот скорее всего никаких помех пилотированию от обратной реакции не ощутит.
Однако существуют, в виде исключения, режимы полета, при которых пилот пользуется более или менее значительными отклонениями руля направления даже на больших скоростях. И здесь неожиданность проявления обратной реакции (вызванная как раз тем, что обычно пилот этого явления не замечал и не привык к нему) может вызвать весьма неблагоприятные последствия.
К числу подобных исключений следует отнести полет в плотном строю (в частности, уточнение своего положения относительно ведущего по интервалу), вывод скоростного самолета из крутой спирали, а также — отказ бокового двигателя.
Если такой отказ произойдет в области чисел М, при которых проявляется обратная реакция по крену на скольжение, то самолет будет крениться не в сторону отказавшего, а в сторону работающего двигателя.
Правда, в большинстве случаев степень поперечной неустойчивости, имеющая место при обратной реакции самолета по крену на скольжение, невелика и накренение самолета, хотя и в «неожиданную» сторону, протекает достаточно вяло и без труда парируется пилотом.
При числе М, соответствующем границе между областями нормальной и обратной реакций по крену на скольжение, поперечная устойчивость самолета в сущности равна нулю и отказ одного из двигателей вызовет только разворот без сопутствующего ему накренения, что, с точки зрения пилота, может быть расценено только положительно.
Вне области обратной реакции отказ бокового двигателя на самолете со стреловидным крылом при сравнительно малых скоростях полета по прибору, т. е. при больших углах атаки, влечет за собой, как было сказано, более интенсивную тенденцию к крену, чем при больших приборных скоростях и соответственно малых углах атаки.
8.	Оптимальные приемы пилотирования при неожиданном отказе бокового двигателя
Характер движения самолета, у которого неожиданно отказал один из боковых двигателей, как было показано выше, определяется совокупностью ряда присущих ему конструктивных и аэродинамических параметров. К числу таких параметров относится расположение двигателей, их тип (ТРД, ТВД или др.), режим работы в момент отказа, распределение массы самолета относительно его продольной оси, характеристики путевой и попе-
59
речной статической устойчивости, а также аэродинамического демпфирования (особенно демпфирования крена) и т. д. Различия в величине перечисленных параметров влекут за собой соответствующие особенности поведения самолетов при несимметричном отказе тяги.
Однако не одними конструктивными и аэродинамическими особенностями определяется поведение самолета в этом сложном случае.
Большое значение имеют действия летчика: их своевременность, четкость и соразмерность. Именно влиянием действий летчика объясняется тот общеизвестный факт, что один и тот же самолет при одинаковом исходном режиме полета под управлением одного летчика после отказа бокового двигателя не выходит за пределы допустимых положений^ пространстве, а если за штурвалом находится другой летчик — доходит до опасных величин крена и скольжения. Разумеется, во всех возможных в полете случаях — в том числе и при внезапном отказе двигателя — пилотирование не должно требовать от летчика чрезмерно высокой квалификации или находиться в противоречии с обычно принятыми, привычными приемами управления самолетом. Таковы требования большинства действующих Норм летной годности самолетов. Однако относить правильную по направлению, соразмерную по величине и не выходящую за принятые допуски по запаздыванию реакцию летчика на отказ двигателя к признакам его чрезмерно высокой квалификации — нет оснований. Разумеется, при условии, что характеристики летательного аппарата, прежде всего по энерговооруженности, устойчивости и управляемости, обеспечивают выполнение необходимых маневров и отвечают требованиям упомянутых Норм.
Для обеспечения своевременности реакции летчика на возникновение несимметрии тяги необходимо, чтобы его действия по парированию отклонений от исходного режима полета следовали непосредственно за начавшимся возмущенным движением независимо от сознательного анализа всех обстоятельств происшествия, т. е. установления самого факта отказа, определения, какой из двигателей отказал, и тем более принятия возможных мер по восстановлению нормальной работы силовой установки.
Все эти акции, зачастую затрудненные особенностями средств индикации работы современных силовых установок, разумеется, должны быть предприняты, но независимо от того и только после того, как будут приняты все необходимые меры для погашения возмущенного движения самолета, так как всякое промедление с последним может привести к опасным последствиям.
Данные многочисленных психофизиологических экспериментов, подтвержденные летной практикой (как и практикой деятельности операторов сложных динамических систем иных назначений), свидетельствуют о том, что наиболее надежным средством обеспечения достаточно быстрых и в то же время чет-60
ких действий является натренированность человека в выполнении данных действий, автоматизм, привычность необходимой реакции.
Но, с другой стороны, очевидно, что привычной, хорошо от-тренированной может быть только реакция, многократно повторяемая. Редкие явления — к числу которых в наше время принадлежит отказ авиационного двигателя — привычными быть не могут.
Отсюда вытекает целесообразность проведения систематических тренировок летного состава в управлении самолетом при имитациях отказов боковых двигателей. В интересах обеспечения должной безопасности подобных тренировок необходимо разрабатывать методику их проведения по принципу постепенного усложнения. Для этого следует начинать с плавной уборки самим тренирующимся летчиком оборотов (тяги) двигателя, расположенного наиболее близко к плоскости симметрии самолета, на скорости, близкой к крейсерской, и постепенно дойти до резкой отсечки тяги критического (т. е., как правило, внешнего) двигателя, выполняемой инструктором или контролирующим лицом на подъеме с относительно малой поступательной скоростью при работе силовой установки на повышенном (номинальном или максимальном) режиме.
Кроме того, независимо от проведения тренировок, важно, чтобы на каждом этапе полета — от разбесаша взлете до пробега на посадке —^летчик поддерживал в себе внутреннюИ'^ н(Кгт1ТП5Ж^	реагировать на неожиданный отказ
двиТЭТёляТ^ТГри этом он должен отдавать себе отчет, что интенсивность возмущенного движения самолета в этом случае на разных режимах полета может быть существенно различной. Так, например, на большой высоте, где уменьшение плотности воздуха вызывает резкое снижение демпфирования, крен самолета при полете в области докритических углов атаки будет развиваться при всех прочих равных условиях значительно энергичнее, чем на малой высоте. Точно так же есть основания ожидать различной интенсивности возмущенного движения при отказе бокового двигателя одного и того же самолета на разных скоростях полета. Выше было показано, что аэродинамическое сопротивление авторотирующего турбовинтового двигателя имеет выраженный максимум на некоторой скорости; естественно, что в случае отказа двигателя на данной скорости повышенный момент несимметричной тяги вызовет соответственно больший, Цем при других значениях исходной скорости, эффект. Другая область скоростей полета, в которой отказ бокового двигателя особенно опасен, соответствует предельно допустимым значениям числа М на сверхзвуковых самолетах /рдс.ДШ.
Четкое представление о характере и интенсивности возмущенного движения, которое можно ожидать в случае несимметричного отказа тяги на определенном самолете при опреде
61
ленном исходном режиме полета, существенно снижает элемент неожиданности и тем самым способствует своевременности и правильности мер противодействия, принимаемых летчиком.
Следует заметить, что и сам характер действий органами управления при парировании возмущенного движения самолета, в частности накренения при отказе бокового двигателя, несколько отличается от привычного и общепринятого, когда управление путевым движением осуществляется рулем направления, а поперечным — элеронами.
Предельно допустимое число М по запасу путевой устойчивости
Полная потеря путевой устойчивости (т^ =0)

Рис. 30. Зависимость коэффициента статической путевой устойчивости гл® сверхзвукового самолета от числа М
Причина этого заключается в том, что, как было показано выше, основной причиной накренения поперечно устойчивого самолета при отказе бокового двигателя является возникающее в этом случае скольжение.
Отсюда следует, что основным средством противодействия на-кренению самолета при отказе бокового двигателя должно быть парирование скольжения.
Столкнувшись с неожиданным накренением самолета (как мы видим, именно так проявляется обычно отказ двигателя), летчик должен, наряду с использованием элеронов, энергичным отклонением педали руля направления в обратную сторону удержать самолет от дальнейшего накренения.
Такая реакция не в полной мере соответствует приведенному выше требованию Норм летной годности («не находиться в противоречии с обычно принятыми приемами пилотирования») и может показаться летчику не очень естественной, так как движение рыскания, которое является в данном случае первопричиной крена, он может на фоне протекающего гораздо более энергично накренения попросту не заметить. Однако бороться с креном 62
«естественным способом», т. е. одним лишь отклонением элеронов, в данном случае было бы неправильно, так как отклонение элеронов непосредственно на уменьшение угла скольжения не влияет, и, как правило, погасить момент поперечной устойчиво-сти	p/S ^2“ ’ возникающий под действием скольжения
при отказе бокового двигателя, не сможет.
Разумеется, сказанное не означает, что в подобной ситуации пользоваться элеронами для противодействия накренению вообще не следует. Их отклонение создает некоторый момент относительно продольной оси. Более того: после того, как первое возмущение по крену ликвидировано, именно с помощью элеронов самолету придается небольшое накренение в обратную сторону — на работающие двигатели ((ниже целесообразность этого будет показана). Однако в первый момент главную роль играет противодействие первопричине крена, т. е. скольжению, гасить которое следует, используя все находящиеся в распоряжении летчика средства: и элероны, и руль направления.
Данная рекомендация знает только одно исключение — отказ двигателя в области чисел М, в которой имеет место обратная реакция по крену на скольжение. При наличии обратной реакции отклонение педали в сторону, противоположную накренению, не ликвидировало бы, а, напротив, усугубило бы последнее. Но, как известно, в этой области чисел М поперечная статическая устойчивость невелика по абсолютной величине и, следовательно, накренение, вызванное скольжением, не может быть настолько энергичным, чтобы потребовать особо активных действий летчика.
Наконец, необходимо не упускать из виду, что отказ одного из двигателей, независимо от своей несимметричности, влечет за собой и уменьшение самой величины тяги. Нарушившееся равновесие сил, действующих на самолет по его продольной оси, вызовет появление отрицательного продольного ускорения (торможения). Поэтому в случае, если полет происходит без достаточного превышения фактической скорости над безопасной эво-лютивной, необходимо немедленно принять меры для предотвращения потери скорости: уменьшить угол подъема или даже (при наличии достаточного запаса высоты) временно, до сбалансирования самолета с неполной и несимметричной тягой, перейти на снижение, либо увеличить тягу оставшихся исправных двигателей. Применяя последнюю из указанных мер, следует иметь в виду, что при этом неполнота тяги компенсируется за счет усиления степени ее несимметрии (см. гл. III). Поэтому на многодвигательных самолетах увеличение тяги целесообразно начинать с двигателей, расположенных на том же полукрыле, что и отказавший, а главное — во всех случаях добавлять тягу не ранее, чем когда самолет выведен из крена или, еще лучше, переведен в небольшой крен на исправные двигатели.
63
Отказы разных двигателей, установленных на данном самолете, влекут за собой не одинаковые изменения в поведении последнего. Естественно, выход из строя внешнего двигателя, расположенного на большем плече относительно плоскости симметрии, сказывается сильнее, чем отказ внутреннего двигателя. На винтовых самолетах даже при равных плечах сильнее действует отказ двигателя со стороны, обратной направлению вращения винтов. С учетом подобных обстоятельств можно на каждом самолете назвать критический двигатель, отказ которого влечет за собой наиболее неблагоприятные изменения в поведении самолета. Оценивая характер возмущенного движения самолета при отказе бокового двигателя — расчетным путем, при помощи средств моделирования или в летных испытаниях — во всех случаях следует исходить из факта отказа именно критического двигателя.
Глава III
УСТАНОВИВШИЙСЯ ПОЛЕТ С НЕПОЛНОЙ И НЕСИММЕТРИЧНОЙ ТЯГОЙ
1.	Изменение летных характеристик самолета в полете с неполной тягой. Диапазон скоростей, скороподъемность, потолок
После того как удалось, противодействуя движению рыскания и особенно крена, погасить возмущения, вызванные отказом бокового двигателя, и удержать самолет от попадания в опасное пространственное положение, перед экипажем встает следующая задача: продолжать полет с неполной и несимметричной тягой до пункта назначения или по крайней мере до ближайшего аэродрома (в качестве последнего может рассматриваться и аэродром вылета).
Расчетным случаем в подобной ситуации для всех этапов полета, начиная с набора высоты, обычно считают отказ одного двигателя на двухдвигательном самолете или отказ двух двигателей на самолетах, силовая установка которых состоит из трех, четырех и более моторов. При этом в случае рассматривается продолжение полета при отказе двух двигателей, расположенных с одной стороны относительно плоскости симметрии самолета.
Опыт летной практики подтверждает обоснованность выбора данного случая в качестве расчетного.
Если при исследовании возмущенного движения самолета непосредственно после возникновения несимметрии тяги рассматривался отказ лишь одного двигателя, так как отказ второго за короткий период времени, потребный для погашения этого возмущенного движения, был практически невероятен, то, рассматривая продолжение установившегося полета с неполностью работающей силовой установкой, приходится исходить уже из вероятности отказа второго двигателя не за несколько последующих секунд, а за время, необходимое для завершения полета, т. е. за десятки минут, а иногда и несколько часов. За такой от
65
резок времени полностью пренебрегать возможностью отказа вслед за первым и второго двигателя на самолетах с числом двигателей п^З уже не предоставляется возможным, сколь ни мала, как показывает статистика, вероятность этого события.
Отказ большего количества двигателей, чем два за один полет, у многодвигательных самолетов современных схем представляет собой явление, пренебрежимо редкое. Правда, зафиксированы и такие случаи. Так, в сентябре 1962 года американский самолет С-69 с 76 пассажирами на борту упал в Атлантический океан после того, как вышли из строя три из четырех установленных на нем двигателей. Однако и в этом случае не было доказано, что выход из строя трех двигателей представлял собой совпадение событий, взаимно независимых.
Для того чтобы после выхода из строя части установленных на самолете двигателей продолжать установившийся полет с неполной и несимметричной тягой, может потребоваться преодоление препятствий двоякого рода: во-первых, недостаточности оставшегося избытка тяги (мощности) и, во-вторых, невозможности (или ограниченной возможности) боковой балансировки самолета при наличии постоянно действующего путевого момента несимметричной тяги.
Выше было показано, что неполнота и несимметрия тяги с момента своего возникновения, как правило, связаны между собой. Эта связь не исчезает и в условиях установившегося полета. Так, отклонение руля направления, необходимое для парирования несимметричного момента тяги, приводит в то же время к увеличению аэродинамического сопротивления и таким образом дополнительно снижает и без того ограниченное значение избытка тяги. И напротив, полное или частичное восстановление исходного значения величины тяги путем увеличения оборотов исправных двигателей усиливает степень несимметрии ее приложениям самолету.
Однако, несмотря на эту очевидную связь, в интересах последовательности изложения целесообразно рассмотреть влияние неполноты и несимметрии тяги на установившийся полет самолета по отдельности.
На рис. 31 схематически показаны кривые потребных и располагаемых мощностей некоторого самолета. Максимальная скорость горизонтального полета соответствует точке пересечения этих кривых, в которой потребная мощность равна располагаемой (если, разумеется, этому не препятствуют ограничения максимальной скорости полета по числу М или скоростному напо-РУ)-
Режим наибольшей скороподъемности получается при скоро-сти, соответствующей наибольшему значению избытка мощности, т. е. наибольшему расстоянию по ординате между кривыми располагаемых и потребных мощностей для данной высоты.
(66
Область, заключенная между упомянутыми кривыми, представляет собой область возможных режимов горизонтального полета. При полете с неполной тягой кривые потребных и располагаемых мощностей смещаются так, как показано на рис. 31 пунктирными линиями. Причина такого смещения не нуждается в объяснениях: естественно, что с выходом из строя части двигателей пропорционально снижается и мощность силовой установки. На рис. 31 показано изменение протекания кривой рас-
Рис. 31. Кривые располагаемых и потребных мощностей самолета в полете с полной и неполной тягой
полагаемых мощностей в случае, когда не работает один двигатель из четырех, имеющихся на данном самолете. Поэтому ордината каждой точки пунктирной кривой на рисунке составляет 0,75 от значения соответствующей ординаты сплошной кривой.
Одновременно несколько изменит свое положение, а именно сдвинется вверх, и кривая потребных мощностей. Причин для этого несколько: отклоненные для парирования разворота и крена руль направления и элероны, увеличение сопротивления всех частей самолета от косой обдувки (в случае, если полет происходит с неустраненным скольжением) и, наконец, аэродинамическое сопротивление самого вышедшего из строя двигателя и его винта. Величина последнего, как было показано выше, особенно значительна, если на самолете установлены двигатели турбовинтового типа и по каким-либо причинам винт отказавшего двигателя не удалось ввести во флюгерное положение. В силу указанных причин аэродинамическое сопротивление самолета возрастает и соответственно этому возрастает и значение потребной для его полета мощности. В результате при полете с не
67
полной и несимметричной тягой область возможных режимов горизонтального полета (заключенная между пунктирными кривыми на рис. 31) существенно сужается и соответственно этому ухудшаются летные данные самолета.
На современных реактивных самолетах неполнота тяги в наименьшей степени сказывается на диапазоне скоростей полета. Во всяком случае указанный диапазон у самолетов с газотурбинными двигателями уменьшается в значительно меньшей степени, чем скороподъемность и потолок. Объясняется эта особен-
н
Области фактических максимальных скоростей: |j| - с полной тягой
- с неполной тягой
Рис. 32. Диапазон возможных скоростей полета реактивного самолета по высотам при полной и неполной тяге
о
ность тем, что максимальная скорость реактивного самолета в отличие от винтомоторных самолетов прошлых лет не всегда и не на всех высотах ограничивается энергетическими возможностями силовой установки.
На рис. 32 приведен график изменения максимальной скорости реактивного самолета с высотой. Пунктирная кривая показывает значение максимальной скорости, которую мог бы развить самолет в горизонтальном полете на номинальном (максимальном) режиме работы своей силовой установки при предположении, что никакие ограничения не препятствуют достижению этой скорости.
Однако в действительности подобные ограничения Существуете
ют как по скоростному напору q = Q так и по числу М. Превышение ограничений по скоростному напору привело бы кчрез-
68
мерному, превышающему расчетное, силовому воздействию на самолет встречного потока воздуха и было бы недопустимо с точки зрения статической и динамической прочности, а также жесткости его конструкции. Превышение же ограничений по числу М повлекло бы развитие явлений волнового кризиса и связанного с ним кризиса устойчивости и управляемости, проявляющегося в виде затягивания в пикирование, самопроизвольного накренения («валежки»), вибраций типа скоростного бафтинга или других нежелательных явлений.
Ограничения скорости полета по числу М и скоростному напору показаны на рис. 32. В результате существования таких ограничений практически реализуемая максимальная скорость оказывается существенно меньше, чем скорость, соответствующая полному использованию энергетических возможностей силовой установки. В значительном диапазоне высот — от земли до высоты, соответствующей на графике точке пересечения пунктирной кривой максимальных скоростей при полной тяге с кривой ограничений ио скоростному напору и числу М, — наибольшая возможная скорость полета реализуется при использовании неполной тяги (дросселировании) силовой установки, несмотря на исправность последней.
Пунктиром с точками на том же рисунке нанесена линия максимальных скоростей вынужденного полета с неполной тягой (в случае, когда эта неполнота вызвана выходом из строя части имеющихся двигателей). Данная кривая, расположенная значительно левее пунктирной кривой максимальной скорости с полной тягой, в некотором диапазоне высот проходит правее линии ограничений. Следовательно, в этом диапазоне, который у современных самолетов простирается от земли до высоты, равной пяти-шести и более километрам, самолет даже с неполным числом работающих двигателей будет обладать тягой, позволяющей развить скорость, превышающую наложенные ограничения или приближающуюся к ним. В подобном случае выход из строя части двигателей на диапазоне скоростей не скажется или скажется незначительно.
В гораздо более сильной степени неполнота тяги сказывается на скороподъемности (вертикальной скорости) самолета, величина которой, как известно, определяется формулой
У =75 —, у G
где Vy — вертикальная скорость подъема, м!сек\
G — вес самолета, кг;
AN — избыток мощности, л. с.
Из формулы видно, что скороподъемность находится в прямой зависимости от избытка мощности, который, представляя собой сравнительно малую разность двух больших величин (Л^расп и Мютр), весьма чувствителен к их изменениям.
69
В результате, если максимальная скорость самолета после выхода из строя 25—50% установленных на нем газотурбинных двигателей снижается всего на 10—20%, вертикальная скорость уменьшается в несколько (5—8) раз.
Турбореактивные двигатели современных самолетов — двигатели невысотные. Их тяга (мощность) при всех прочих равных условиях с возраста1нием высоты непрерывно уменьшается. Соответственно этому уменьшается и скороподъемность.
н
Vy 0	[у
Самолет	Самолет с поршневыми
с ТРД	двигателями
Рис. 33. Зависимость вертикальной скорости Vy от высоты полета Н и значение потолка Ятах для самолетов с турбореактивными и поршневыми двигателями при полной и неполной тяге:
сплошная линия — полная тяга; пунктир — неполная тяга
о
Поскольку же, как было показано, при полете с неполной тягой скороподъемность на каждой данной высоте существенно меньше, чем при полете с полной тягой, то потолок самолета в первом случае будет соответствовать значительно меньшей высоте, чем при полете с исправной силовой установкой (рис. 33).
Еще более резко выражено влияние неполноты тяги на потолок у самолетов с поршневыми двигателями, у которых возможности дальнейшего набора высоты чаще всего исчерпываются на высоте, всего на несколько сот метров превышающей границу высотности двигателя.
Сказанное об изменении летных данных самолетов с газотурбинными двигателями при полете с неполной тягой в общем виде, разумеется, справедливо и для самолетов с турбовинтовыми двигателями, но лишь при том условии, что винты отказавших двигателей находятся во флюгерном положении. Если же система флюгирования не исправна и винт отказавшего турбо
70
винтового двигателя продолжает вращаться на режиме авторотации, характер протекания кривой потребных мощностей из-за сопротивления, создаваемого винтом, существенно нарушается. В результате область возможных режимов горизонтального полета еще более уменьшается.
Большинство четырехдвигательных турбовинтовых самолетов, обладая в широком диапазоне высот способностью надежно выполнять горизонтальный полет и даже набирать высоту не только при одном, но и при двух отказавших двигателях, если их винты находятся во флюгерном положении, оказываются едва способными к осуществлению горизонтального полета даже при одном отказавшем двигателе, если его винт авторотирует.
Сопротивление винта авторотирующего турбовинтового двигателя, как было показано на рис. 26, при разных скоростях полета неодинаково. Оно достигает наибольшего значения на границе диапазона скоростей, в пределах которого винт вращается при постоянных оборотах, и диапазона, соответствующего его вращению на упоре, т. е. при постоянном угле установки. На меньших скоростях сопротивление авторотирующего винта плавно уменьшается; на больших скоростях — также падает, причем еще более интенсивно, быстро приходя к некоторому практически постоянному, достаточно умеренному значению.
Данной закономерностью изменения аэродинамического сопротивления авторотирующего винта в зависимости от скорости и объясняется специфическая форма кривой потребной мощности (см. рис. 31), характерная для турбовинтовых самолетов с авторотирующим винтом отказавшего двигателя.
Если скорость на наивыгоднейшем режиме, соответствующем наибольшему избытку мощности данного самолета в полете с полной тягой, близка к скорости, при которой сопротивление яв-торотирующего винта максимально, то, естественно, наивыгоднейший режим полета с неполной тягой при авторотирующем винте окажется сдвинутым в сторону несколько больших скоростей полета, чем при зафлюгированном винте отказавшего двигателя. Разумеется, и по абсолютной величине избыток мощности в случае авторотации винта оказывается значительно меньше.
На рис. 33 показаны изменения величины скороподъемности с высотой на самолетах с реактивными и поршневыми двигателями. Протекание этих зависимостей сходно с протеканием кривых, выражающих изменение мощности (тяги), присущие двигателям данных классов. У поршневого двигателя имеется нагнетатель или турбокомпрессор, обеспечивающий поддержание и даже некоторое увеличение его мощности по мере набора высоты от земли до границы высотности. Газотурбинный же двигатель (исключая ТВД), как было сказано, является невысотным.
71
В полете с неполной тягой это различие влечет за собой одно весьма важное для практики следствие: если на некотором самолете с поршневыми двигателями при определенных конкретных условиях (вес самолета, температура наружного воздуха, обороты авторотирующего винта отказавшего двигателя и т. д.) имеющийся избыток мощности не обеспечивает возможности лететь с неполной тягой горизонтально вблизи границы высотности, то нет оснований ожидать, что где-то на меньшей высоте такая возможность появится*.
н
Исходная высота полета
Ю000- 11000 м
новая равновесная высота
полета с неполной тягой 6500-1000м
Отказ / двигателя
1 час-1 час 20 мин
/ ,	5000 -6000м
Вынужденное снижение
подъем с неполной тягой (за счет выгорания топлива)
1час 30мин-1час50мин
О
Рис. 34. Профиль полета самолета Ту-104 после отказа
одного двигателя
Иное дело на самолетах с турбореактивными двигателями, у которых по мере приближения к земле избыток тяги и мощности непрерывно увеличивается. Поэтому даже если на больших высотах такой самолет не в состоянии лететь с неполной тягой горизонтально, не исключено появление такой возможности на некоторой меньшей высоте. Так, например, самолет Ту-104 способен нормально лететь с полным полетным весом при одном работающем двигателе на высоте до пяти-шести тысяч метров. Если отказ двигателя застанет его на большей высоте, самолет неизбежно должен будет снижаться, однако, этот процесс будет протекать достаточно медленно, причем с переменной вертикальной скоростью (тем меньшей, чем ближе опустится самолет к новой равновесной высоте, соответствующей потолку при неполной тяге). Опустившись же на эту высоту, самолет через некоторое время снова окажется способным подниматься за счет выгорания топлива и связанного с этим уменьшения полетного веса (рис. 34).
Разумеется, на практике подобный профиль не всегда осуществим. Если полет происходит в зоне прохождения трасс воз
* Речь в данном случае идет о нижней из имеющихся границ высотности, на которой мощность двигателя, имеющего приводной нагнетатель с несколькими скоростями (передаточными числами от вала двигателя к валу нагнетателя), максимальна
72
душных линий, где интересы безопасности требуют строгого соблюдения эшелонирования по высоте, экипаж самолета, на котором отказал двигатель, будет вынужден продолжать полет не по наклонной траектории, а по некоторому ступенчатому профилю (на рис. 34 такой профиль показан пунктиром), в котором каждая очередная ступенька соответствует уровню самого верхнего попутного эшелона, на котором возможен полет с неполной тягой при данном весе. Следование на этом эшелоне продолжается вплоть до того момента, пока уменьшение веса, вызванное выгоранием горючего, не позволит подняться на следующий, более выгодный эшелон.
Вынужденное изменение высоты полета после частичного отказа силовой установки на первый взгляд не представляется опасным, однако иногда оно может послужить причиной существенных затруднений. Так, например, если до отказа одного из двигателей полет выполнялся над облачностью, в которой имело место обледенение, сильная турбулентность воздуха или иные опасные явления, то частичный отказ силовой установки оказался бы связанным с вынужденным переходом на высоту, где соприкосновение с этими опасными явлениями станет неизбежным.
Для того чтобы избежать необходимости при отказе части двигателей каждый раз экспериментально подбирать высоту, на которой при данных условиях и данном полетном весе окажется возможным продолжение горизонтального полета, в ходе летных испытаний каждого самолета эти величины определяются заранее. Полученные данные сводятся в графики (номограммы), по которым экипаж самолета может в любой момент, зная полетный вес машины, температуру наружного воздуха и другие необходимые параметры, определить диапазон высот, в пределах которого возможно продолжение горизонтального полета, и соответственно этому запросить разрешение для перехода на новый эшелон.
2.	Дальность полета с неполной тягой
Дальность полета самолета при всех прочих равных условиях определяется величиной километрового расхода топлива qK. Для самолетов с турбореактивными двигателями
CeG q =—е-— к 3,6У/<
где Се — удельный расход топлива, кГ топлива на кГ тяги в час; G — полетный вес самолета, кг;
V — истинная (воздушная) скорость полета, км!час;
К — аэродинамическое качество.
Следовательно, наибольшее значение дальности будет соответствовать наибольшему значению произведения V • К.
73
Как показывают расчеты, максимальное значение этого про-с^тах изведения достигается на режиме, соответствующем су~-’ при котором величина аэродинамического качества составляет около 87% от своего максимального значения. Но проигрыш в величине аэродинамического качества компенсируется выигрышем в скорости полета.
Таким образом, самолеты с турбореактивными двигателями достигают максимальной дальности полета на режимах, значительно более близких к режимам максимальной скорости, чем самолеты с поршневыми двигателями, у которых наибольшая дальность получается при полете на угле атаки, близком к наивыгоднейшему.
Рис. 35. Зависимость удельного расхода топлива Се от числа оборотов турбореактивного двигателя
Рис. 36. Поляры самолета при различ ных значениях числа М
При переходе на меньшую высоту и сохранении того же угла атаки (соответствующего установленному выше значению аэродинамического качества, оптимальному с точки зрения дальности) неизбежен проигрыш в дальности полета.
Причины этого проигрыша имеют двоякий характер. Во-первых, дальность уменьшается вследствие уменьшения скорости при полете в более плотном воздухе. Во-вторых, при переходе на меньшую высоту полета увеличивается значение удельного расхода топлива Се вследствие того, что на меньшей высоте та же тяга, необходимая для полета на угле атаки, соответствующем (УЮтах, будет получаться при меньших оборотах (большей степени дросселирования). Характерное протекание зависимости удельного расхода от оборотов ТРД показано на рис. 35.
Правда, с другой стороны, при переходе на меньшую высоту полета и сохранении исходного значения угла атаки имеет место и полезное явление — более благоприятное протекание поляры вследствие уменьшения числа М, т. е. удаления фактического режима полета от области волнового кризиса. На рис. 36 показано несколько поляр одного и того же самолета при разных 74
значениях числа М. Из рисунка видно, что отсутствие волнового сопротивления заметно снижает сх всего самолета. Однако, как показывают расчеты и подтверждается практикой, при снижении высоты полета влияние неблагоприятных изменений скорости и
удельного расхода топлива в сумме оказывается сильнее, чем полезное влияние изменения числа М.
В результате наибольшая дальность полета самолетов с турбореактивными двигателями достигается на наибольшей высоте, при которой тяга силовой установки, работающей на наивысшем допускаемом без ограничения времени режиме, обеспечи-
вает полет с углом атаки, соответствующим значению аэродинамического качества К = 0,87 [19].
У современных реактивных самолетов эта высота, как правило, оказывается на 1—3 км ниже практического потолка. Именно на ней и выполняется большая часть маршрутных и рейсовых полетов.
Из сказанного легко
Рис. 37. Изменение дальности полета с высотой на самолетах с турбореактивными и поршневыми двигателями:
/—самолеты с ТРД; 2—самолеты с поршневыми двигателями; 3—самолет с ТРД при неполной тяге
сделать вывод, что вынужденное снижение, вызванное частичным отказом силовой установки, сказывается на дальности полета отрицательно. В некоторых случаях возникающая при этом потеря в дальности может привести к необходимости возвращения на аэродром вылета (если отказ произошел в первой половине пути) или даже к вынужденной посадке на промежуточном аэродроме.
Поэтому изменяя высоту полета после отказа одного или нескольких двигателей, экипаж самолета, как правило, бывает вынужден пёресмотреть план полета с учетом изменившейся дальности и своевременно внести в него нужные коррективы.
На рис. 37 показана относительная потеря дальности при отклонении от наивыгоднейшей высоты полета на самолетах с двигателями различных видов. Однако, оценивая приведенные на рисунке зависимости, в частности касающиеся самолетов с ТРД, следует иметь в виду, что кривые 1 и 2 построены в предположении использования на любой высоте всех двигателей, установленных на данном самолете, т. е. перехода на меньшей высоте соответственно к меньшим оборотам и, следовательно, большим удельным расходам.
Если же речь идет о вынужденном снижении, связанном с отказом части двигателей, то следует предполагать, что двигатели, оставшиеся исправными, будут в этом случае работать на
75
тех же режимах, на которых работали до отказа одного из них, или даже более высоких, чтобы обеспечить необходимую суммарную тягу силовой установки. Следовательно, потерь, вызванных ростом удельного расхода Се, при этом ожидать не приходится, а значит, и потери в дальности, как показано на кривой 3 рис. 37, будут несколько меньшими.
Как показали исследования М. И. Мазурского и других авторов, при определенных условиях выключение 50% силовой установки может привести не только к сохранению исходного значения, но даже к повышению дальности (до 10—15%) и продолжительности (до 20%) за счет заметного снижения скорости полета. Если же скорость в данных конкретных обстоятельствах решающего значения не имеет, то переход к полету при намеренно выключенной части двигателей может оказаться даже выгодным, особенно на тяжелых самолетах с высокими значениями отношения бтопл • G (0,5 и более). Во всяком случае вопрос о возможности дойти — пусть за более длительное время — до намеченного аэродрома посадки решается при этом более благоприятно.
Однако надо иметь в виду, что сказанное относится к случаю полета в разных вариантах использования силовой установки на данной высоте. Что же касается абсолютно наибольшей дальности, достижимой на самолете определенного типа при определенном запасе горючего и определенном полетном весе, то таковая достигается, как было сказано, при работе всех двигателей на режиме, близком к номинальному, и полете на высоте на 1— 3 км ниже практического потолка. Выключение части имеющихся двигателей — безразлично, будет ли оно намеренным или вынужденным,— заставляет переходить на меньшие высоты полета и, следовательно, влечет за собой потери в дальности по сравнению с ее наибольшим возможным значением.
3.	Первый и второй режимы полета на самолетах с ПДГ ТРД и ТВД. Полет с неполной и несимметричной тягой на первом и втором режимах
На современных самолетах с высокой энерговооруженностью отказ одного или даже двух двигателей в горизонтальном полете не всегда влечет за собой необходимость снижения. Более того, в ряде случаев полет может быть продолжен на той же высоте, на которой произошел отказ, но на соответственно меньшей скорости.
В связи с этим возникает вопрос о минимальном значении скорости, которую летчик может допустить, если ни величина равновесной скорости в новых условиях, ни сама возможность продолжения полета с неполной тягой на данной высоте ему заранее неизвестны. Как будет показано ниже, наименьшая допустимая скорость в этом случае соответствует границе между 76
первым и вторым режимами полета. Дальнейшее же снижение скорости до минимальной (соответствующей критическому углу атаки) или даже эволютивной, во-первых, нецелесообразно, так как повлекло бы за собой переход в область вновь возрастающих значений отрицательного избытка мощности (изменение знака градиента -), и, во-вторых, небезопасно, так как выз-
вало бы затруднения в пилотировании.
Разделение диапазона скоростей полета на первый и второй режимы принято в аэродинамике самолета давно, однако с появлением реактивных самолетов практическое значение такого
разделения, в частности при рассмотрении динамики полета с неполной тягой, существенно возросло.
Для первого и второго режимов полета характерны обратные зависимости между изменениями скорости _ Араекто-рии и соответствующими им изменениями вертикальной скорости (рис. 38). На первом режиме
Рис. 38. Зависимость избытка мощности \N и вертикальной скорости Vy от скорости по траектории V (при постоянном режиме работы силовой установки)
вертикальная скорость
тем меньше, чем выше скорость по траектории вплоть до lzmax» при которой Vy=0. На втором режиме, наоборот, вертикальная
скорость тем выше, чем выше скорость по траектории.
В большинстве существующих курсов теории полета второй режим расценивается как невыгодный с точки зрения экономичности, так как для него характерны повышенные значения потребной мощности, а значит, и повышенные расходы горючего без какого-либо выигрыша в скорости.
Целесообразно, однако, рассмотреть полет на втором режиме и с точки зрения присущих ему особенностей пилотирования.
Как видно из рис. 39, при полете на I режиме (область Л) уменьшение скорости при неизменном режиме работы силовой установки влечет за собой повышение избытка мощности. В сущности на этой зависимости основан общепринятый способ продольного управления самолетом: уменьшение поступательной скорости для подъема и ее увеличение для снижения. В принципе так же управляет самолетом и автопилот с коррекцией по высоте (статоскопом).
Однако этот естественный и привычный для каждого летчика порядок явлений нарушается на втором режиме, при котором угол наклона кривых потребных и фактических мощностей меняет свой знак (область Б). Здесь уменьшение скорости влечет за
77
собой падение значения избытка мощности и, следовательно, переход не к подъему, а к снижению.
На первый взгляд может показаться, что подобная обратная зависимость &N=f(AV) проявляется столь очевидно, что не может остаться необнаруженной летчиком.
Однако в действительности эта зависимость оказывается замаскированной наложением другого явления — перераспределения кинетической и потенциальной составляющих суммарной энергии самолета. В результате уменьшение скорости при постоянном режиме работы силовой установки в первый момент все-
Рис. 39. Кривые потребьых и фактических мощностей самолета:
А—область I режима полета; Б—область II режима полета
гда вызывает появление перегрузки пу>\ и соответствующее увеличение вертикальной скорости (т. е. переход на режим набора высоты, если исходным режимом был горизонтальный полет) вследствие того, что некоторая часть кинетической энергии переходит в потенциальную. И наоборот, увеличение скорости в первый момент всегда влечет за собой снижение Vy (переход от режима горизонтального полета к спуску) за счет перехода части потенциальной энергии самолета в кинетическую.
Поэтому действительная картина изменения параметров на переходных режимах полета получается близкой к показанной на рис. 40. Когда новое значение скорости (V — ДУ) установится, соответственно установится и новая величина вертикальной скорости: на первом режиме — положительной (рис. 40, а), а на втором режиме — отрицательной (рис. 40, б). Но на промежуточном этапе, в ходе неустановившегося движения, в обоих рассмотренных случаях уменьшение скорости вызывает один и тот же эффект — переход к подъему, пусть кратковременному.
Особенно сильно сказывается влияние перераспределения кинетической и потенциальной составляющих энергии на совре
78
менных скоростных самолетах, обладающих настолько большим запасом кинетической энергии, что даже относительно небольшое ее изменение влечет за собой заметное изменение высоты.
Рис. 40. Переходные режимы полета при исправлении отклонения от заданной высоты:
а—в области I режима; б—в области II режима
Так, если у дозвукового реактивного самолета со стреловидным крылом и нагрузкой порядка 400—420 кГ/м2 несущей поверхности, летящего на исходном режиме горизонтально на вы-
79
соте 10 000 м с приборной (индикаторной) скоростью, равной 385 км/час (эти условия соответствуют полету на втором режиме), летчик, не меняя положения рычагов управления двигателями, уменьшит скорость на 20 км/час, то самолет за счет перехода части своей кинетической энергии в потенциальную наберет около 200 м высоты.
Но, как было сказано, подъем этот будет лишь временным. После того как новое значение скорости установится, самолет уже не сможет лететь горизонтально, так как окажется еще глубже в области второго режима, где избыток мощности отрицателен. Вследствие этого самолет перейдет на снижение с вертикальной скоростью около 0,4—0,5 м/сек. Снижаясь, он вновь окажется на той высоте, на которой был начат маневр, и будет продолжать снижаться и далее. Однако, как легко подсчитать, снижение до исходной высоты при данных условиях будет длиться 6—8 мин. По истечении такого промежутка времени летчик вряд ли сможет усмотреть связь между происходящим снижением и маневром скоростью, предпринятым им ранее.
Подобная же ситуация может сложиться в случае отказа одного из двигателей на высоте, превышающей потолок самолета при оставшейся тяге. Предположим, что летчик не знает этого нового значения потолка и пытается сохранить исходную высоту полета привычным, естественным способом — выбиранием штурвала на себя и соответствующим уменьшением скорости. Первоначально ему удается поддержать горизонтальность траектории за счет использования запаса кинетической энергии. Но попытка использовать этот запас до конца неизбежно приведет к потере скорости. Поэтому если летчик заранее точно не знает, возможен или невозможен горизонтальный полет при данном весе с неполной тягой на той высоте, на которой его застал отказ двигателя, ему следует допускать торможение только до скорости, соответствующей границе между I и II режимами. Если же и при достижении данной скорости самолет не сбалан-сируется в горизонтальном полете, остается снижаться, поддерживая эту скорость, до высоты, на которой вертикальная скорость сама дойдет до нулевого значения.
При снижении на данном режиме достигается наибольшее возможное значение избытка мощности (вернее, наименьшая абсолютная величина отрицательного избытка мощности). Вертикальная скорость при этом будет наименьшая из всех возможных, и, следовательно, способность самолета лететь горизонтально восстановится на высоте большей, чем при любом другом режиме снижения.
На рис. 41 показаны два варианта вынужденного снижения самолета после частичного отказа его силовой установки. В одном случае торможение на исходной высоте полета допущено лишь до скорости, соответствующей границе между первым и вторым режимами; во втором случае скорость погашена до эволю-80
тивного значения. Вынужденное снижение в последнем случае протекает, как видно из рисунка, с большей вертикальной скоростью и способность самолета к продолжению горизонтального полета восстанавливается на значительно меньшей высоте, чем в
первом случае.
Кроме того, следует иметь в виду, что после достижения скорости, соответствующей границе между первым и вторым режимами, дальнейшее торможение быстро интенсифицируется:
войдя в область второго режима, самолет оказывается под действием резкого возрастания недостатка (отрицательного избытка) мощности. В подобных условиях отвлечение внимания пилота на другие элементы пилотирования, навигации, управления силовой установкой и т. п., вероятность чего непосредственно после неожиданного отказа двигателя, естественно, повышена, может привести к полной потере скорости и сваливанию самолета.
Следовательно, намеренное уменьшение в полете скорости ниже величины, соответствующей границе между I и II режимами, представляется одинаково недопустимым как с точки
отказа одного из двигателей на эво-лютивной скорости Уэв и на скорости Vi_ii, соответствующей границе между первым и вторым режимами полета:
Го—скорость до отказа силовой установки; //0—высота полета до отказа силовой установки; V эв— эволютивная скорость; V 1-П —скорость, соответствующая границе между I и II режимами полета; /Д— новое значение потолка при полете с неполной тягой на эволютивной скорости; //2—новое значение потолка при полете с неполной тягой на скорости, соответствующей границе между I и II режимами полета
зрения сохранения наилуч-
ших возможных летных данных, так ц с точки зрения безопас-
ности полета.
Сказанное особенно существенно в полете с неполной тягой, когда располагаемый избыток мощности резко снижен и вследствие этого возвращение в область первого режима полета, после случайного попадания во второй режим, заметно затруднено.
Таким образом, значение скорости Vi—п, соответствующей границе между I и II режимами полета, оказывается величиной, весьма важной для пилотирования, в частности при полете с неполной и несимметричной тягой. Естественно, возникает вопрос о местонахождении этой границы.
Как было показано на рис. 39, определяющее различие между I и II режимами заключается в обратном соотношении наклонов кривых потребных и располагаемых (фактических) мощностей.
81
^^п<тр ^-^расп
На первом режиме —	~— ;
&V потр	&N раСп
а на втором--------.
Из этого следует, что на границе между первым и вторым режимами наклоны кривых потребных и располагаемых мощностей должны быть одинаковыми. Но данное условие выполняется не при пересечении, а лишь при касании кривых потребных и располагаемых мощностей, точнее, при касании кривой потребных мощностей той кривой семейства линий располагаемых
Рис. 42. К определению местоположения границы между I и II режимами полета для самолета с поршневыми двигателями
мощностей, которая занимает в указанном семействе самое нижнее положение и не сечет кривую потребных мощностей в двух точках, а лишь в одной точке касается ее.
Для самолетов с двигателями определенного класса оказывается возможным установить положение этой точки в общем случае, не прибегая каждый раз к построению семейства кривых располагаемых мощностей и его наложению на кривую потребных мощностей. Так, на самолетах
с поршневыми двигателями кривые располагаемых мощностей,
соответствующие различным положениям секторов газа, проходят почти горизонтально, а искомая точка касания близка к режиму, соответствующему минимальному значению потребной мощности, которая, как известно, достигается при экономическом угле атаки аэк (рис. 42).
На самолетах с турбореактивными двигателями мощность при постоянных оборотах практически пропорциональна скорости, так как N = PV, * и кривая потребных мощностей представляет собой отрезок прямой, проведенной из начала координат графика N = f(V). Эта кривая, естественно, коснется той кривой семейства WpaCib которая имеет минимальный угол наклона ф. Тангенс ф, как видно из рис. 43, численно равен отношению
мощности к скорости, т. е. величине тяги двигателя:
. К п tg<p =-----==Р-
& . v
* Тяга в интересующем нас диапазоне скоростей изменяется мало (у большинства типов турбореактивных двигателей при крейсерских оборотах и высоте полета 10—12 км в диапазоне индикаторной скорости от 300 до 500 км!час — всего на 1,5—3% от своего среднего значения).
82
Иными словами, минимальный наклон будет достигнут при минимальном значении тяги, т. е. при полете на наивыгоднейшем угле атаки и максимальном аэродинамическом качестве К-
Следовательно, граница между первым и вторым режимами полета соответствует: у винтомоторного самолета экономическому, а у реактивного — наивыгоднейшему углу атаки.
Но на практике полеты на углах атаки, превышающих экономический, почти никогда преднамеренно не производятся из-за близости этого угла к максимально допустимому. Полеты же на углах атаки, близких к наивыгоднейшему, напротив, распрост-
Рис. 43. К определению местоположения границы между I и II режимами полета для самолета с турбореактивными двигателями:
?min
ранены на всех типах самолетов значительно шире, особенно на больших высотах, а на некоторых типах, например не имеющих горизонтального оперения и обладающих крылом малого удлинения без закрылка — Ту-144 (СССР), «Конкорд» (Франция, Англия), «Дракон» (Швеция) и т. п. — также при заходе на посадку. Поэтому полет реактивного самолета в области, близкой ко II режиму, значительно более вероятен. Сказанное особенно справедливо применительно к полету реактивного самолета с неполной тягой, когда стремление наиболее рационально использовать оставшуюся тягу заставляет летчика прямо стремиться к данному режиму полета, с этой точки зрения наиболее выгодному.
83
4.	Возможные режимы установившегося полета с несимметричной тягой. Полет без крена со скольжением
Второй комплекс допросов, связанных с проблемой продолжения установившегося полета после частичного отказа силовой установки самолета, касается его балансировки по курсу и крену, т. е. с уравновешиванием возникших при этом моментов. Без решения этой задачи дальнейший полет невозможен даже в том случае, если по своей величине оставшаяся в распоряжении летчика тяга достаточна для преодоления аэродинамического сопротивления.
Такая ситуация может создаться, например, при значительном разносе двигателей относительно центра тяжести самолета в сочетании с недостаточной эффективностью руля направления.
На самолете вертикального взлета, двигатели которого сравнительно далеко разнесены относительно плоскости симметрии самолета, при отсутствии поступательной скорости противодействие моменту, возникшему при выходе из строя одного из двигателей, возможно либо за счет действия струйных или газовых рулей, обычно не имеющих больших запасов эффективности, либо за счет выключения (или существенного уменьшения) тяги двигателя, расположенного симметрично отказавшему, что, естественно, приведет к дополнительной потере суммарной тяги.
В этой книге мы ограничимся разбором балансировки по курсу и крену в полете с несимметричной тягой самолетов обычных схем в нормальном полете с поступательной скоростью.
В представлении летного состава решение этой задачи менее сложно, чем парирование возмущенного движения, непосредственно следующего за отказом двигателя.
Подобная точка зрения, вообще говоря, имеет определенные основания хотя бы потому, что учитывает влияние элемента неожиданности, который, как известно, сам по себе является едва ли не наибольшим источником опасности в полете. Однако и в установившемся полете поперечная и путевая балансировка самолета связана с некоторыми возможными осложнениями.
Прежде всего необходимо иметь в виду, что в установившемся полете абсолютная величина момента несимметричной тяги, действующего на самолет, может отличаться от той, которая возникла в момент отказа бокового двигателя. Причина этого заключается в том, что после такого отказа для поддержания исходного или, по крайней мере, близкого к нему значения скорости полета приходится, как правило, увеличивать тягу работающих двигателей с таким расчетом, чтобы их суммарная тяга осталась неизменной или даже несколько возросла для преодоления сопротивления отказавшего двигателя. Последнее особенно относится к турбовинтовым самолетам в случае отказа не только двигателя, но и систем флюгирования его винта. Так, например, на самолетах Ил-18 и Ан-10 при отказе одного двигате
84
ля и авторотации его винта тяга каждого из трех оставшихся исправных двигателей должна быть на 50—60% больше, чем в полете с той же скоростью при исправной работе всей силовой установки. На рис. 44 схематично показано увеличение момента несимметричной тяги в установившемся полете с исходной скоростью по сравнению с моментом, имевшим место при отказе одного из двигателей.
Однако из этого правила возможны исключения. Так, на многодвигательных самолетах, имеющих более одного двигате-
Рис. 44. Возрастание момента несимметричной тяги Л1н.т после отказа одного из двигателей:
/—исходное положение — полет с симметричной тягой со скоростью V, разворачивающий момент Му =0; 2—отказал правый двигатель, возник разворачивающий момент Му = (Po+Qдв)^; 5—установившийся полет с несимметричной тягой с исходной скоростью V, разворачивающий момент =(P+Q Дв )6=2(Р0+рдв )Ь; Ро—тяга каждого двигателя в исходном режиме полета с полной и симметричной тягой; фДв —сопротивление отказавшего двигателя; Р—тяга работающего двигателя в установившемся полете с несимметричной тягой
ля с каждой стороны, отказ одного из них в ряде случаев может быть полностью или частично скомпенсирован увеличением тяги исправных двигателей, расположенных с той же стороны относительно плоскости симметрии самолета, так что путевой момент несимметричной тяги будет, если не сведен к нулю, то по крайней мере существенно уменьшен (рис. 45). Разумеется, для этого необходимо, чтобы на данной высоте нормальный полет с полностью исправной силовой установкой не требовал полной тяги каждого двигателя, оставляя определенный резерв для ее увеличения.
Управление самолетом в установившемся полете с несимметричной тягой отличается рядом особенностей, непривычных для пилота, а в ряде случаев и прямо затрудняющих пилотирование.
Наиболее заметными из таких особенностей, с точки зрения летчика, являются следующие:
1)	отклонение руля направления в ряде случаев на значительную часть от предельно возможного;
2)	соответствующие этому отклонению усилия на педалях, которые, правда, почти на всех существующих самолетах в ус
85
тановившемся полете могут быть полностью сняты при помощи триммера;
3)	отклонение (поворот) штурвала, иногда до 90° от нейтрального положения, в результате чего возникают определенные неудобства пользования ручным управлением, уменьшается запас отклонений элеронов в одну сторону и оказывается закрытой часть приборов на приборной доске. Особенно заметно отклонение штурвала от нейтрального положения на самолетах с винтовыми двигателями, отказ одного из которых вызывает несим-метрию обдува поверхности крыла.
Рис. 45. Компенсация момента несимметричной тяги многодвигательного самолета:
1	— исходное положение: Pt — Р2 = Рз = Р4',
S Р -Pi + р2 + Рз + Р4 = 4Р; Му = о
2	— отказал 3-й двигатель: Pt = Р2 •= Р4
S Р - Р, + Р2 + Р4 - зр; Му - (Р + <?дв) z
3	— увеличена тяга 4-го двигателя на величину ДР4 = (Р4-<2Дв)_£_;
Р, --= Р2; SP = Р^ + Р2 + Р4 + ДР< = ЗР + (Р 4- (?Дв)	;
Му = 0
Но все эти усложняющие работу пилота особенности проявляются далеко не в одинаковой степени в зависимости от того, каким образом пилотируется самолет в установившемся полете с несимметричной тягой. Больше того, как будет видно из дальнейшего, применение различных способов пилотирования в этом случае может заметно повлиять не только на удобство управления, но и на величину аэродинамического сопротивления самолета, а значит, и на присущие ему в полете с неполной и несимметричной тягой основные летные данные: диапазон скоростей, скороподъемность, потолок.
В принципе установившийся полет с несимметричной тягой может выполняться на множестве режимов, характеризуемых различными сочетаниями углов крена и скольжения. Однако вс
86
всех случаях для обеспечения бокового равновесия самолета в установившемся полете необходимо удовлетворение условий:
2Z=0;	2^=0,
или, в уравнениях с безразмерными коэффициентами,
т^ + туИ^ + тУ«.т = °’ т^ + т1э8э + тхобд = 0,
(6)
безвинтовых самолетов
Рис. 46. Полет с несимметричной тягой без крена (у=0) со скольжением (Р=т^О)
где /Пун.т — коэффициент момента рыскания от несимметричной тяги;
^хобд — коэффициент момента крена от несимметричной обдувки полукрыльев (для Обд = 0) •
Первые два уравнения системы (6) характеризуют равновесие самолета в путевой плоскости — той самой, в которой нарушена симметрия действующих внешних сил и моментов. Данные уравнения удовлетворяются при различных возможных сочетаниях углов у и р, Рассмотрим некоторые из них, представляющие наибольший практический интерес.
На рис. 46 показан режим полета с несимметричной тягой, который, как наиболее естественный, скорее всего будет применен летчиком, специально не подготовленным к полету в подобных условиях.
Характерным для этого режима является сохранение того же пространственного положения самолета, которое имело место до отказа двигателя, т. е. отсутствие крена.
Однако легко показать, что в данном случае, в отличие от полета с симметричной тягой, полет без крена обязательно происходит со скольжением.
87
В самом деле, если рассмотреть условие равновесия моментов, действующих на самолет относительно вертикальной оси, легко убедиться, что для того чтобы парировать разворот, вызванный действием момента несимметричной тяги Л4н.т=(^ + + Фдв)г, летчик вынужден отклонить руль направления в сторону работающих двигателей и создать таким путем момент ZH/B0, равный по величине моменту несимметричной тяги, но обратный по знаку.
Казалось бы, этим и обеспечивается боковая балансировка самолета, однако в действительности пока уравновешены только моменты, действующие на самолет относительно его вертикальной оси, но не действующие на него поперечные силы. В частности, поперечная сила ZH, образовавшаяся вследствие отклонения руля направления, поначалу не уравновешена ничем. Пол действием этой силы самолет, естественно, приобретает некото-рое ооковое ускорение .~dt , т. е. начинает двигаться хотя и без
крена, но со скольжением в сторону отказавшего двигателя. По мере того как боковая составляющая скорости Vz будет увеличиваться, под действием боковой обдувки возникнет и станет расти боковая составляющая Z полного аэродинамического сопротивления; она будет увеличиваться до тех пор, пока не сравняется по величине с боковой силой, вызванной отклонением руля направления, т. е. пока не будет достигнуто равновесие не только моментов, но и поперечных сил, действующих на самолет.
Однако поскольку боковая аэродинамическая сила Z на устойчивом в путевом отношении самолете всегда приложена не к центру тяжести, а к некоторой точке, расположенной между центром тяжести и хвостом самолета, то указанная сила в свою очередь создает в путевой плоскости момент ZZi, действующий в ту же сторону, что и момент несимметричной тяги и, таким образом, усугубляющий действие последнего.
Для парирования этого дополнительного момента пилот вынужден отклонить руль направления еще на некоторую величину сверх необходимой для парирования собственно момента несимметричной тяги. Дополнительное отклонение руля в свою очередь вызовет некоторое увеличение как поперечной составляющей скорости Vz, так и боковой составляющей аэродинамического сопротивления Z. В результате равновесие сил, действующих на самолет в поперечной плоскости, будет достигнуто при некоторых увеличенных значениях обеих указанных сил ZH и Z, и лишь после этого режим равномерного прямолинейного полета с несимметричной тягой без крена, но со скольжением, показанный на рис. 46, установится полностью.
Если на самолете определенного типа двигатели установлены так, что направление их тяги не параллельно плоскости симметрии самолета, а составляет с ней некоторый угол заклинения g, то приведенные рассуждения должны быть дополнены учетом 88
влияния этого угла. Легко показать, что влияние это сказывается двояко: во-первых, за счет изменения плеча действия несимметричной тяги и, во-вторых, за счет непосредственного воздействия поперечной составляющей тяги работающего двигателя на боковое движение самолета.
Как видно из рис. 47 и 48, при расположении двигателей впереди центра тяжести самолета оба указанных фактора действуют в одном и том же направлении (положительном или развороте носков двигателей наружу), а при расположении двигате-
рас-
тяги
двигателей, соответствующее схождению линий действия тяги по хо-
двигателей, соответствующее хождению линий действия
по ходу полета
ду полета
лей позади центра тяжести — взаимно противодействуют. Впрочем, для последней компоновки влияние угла заклинения играет незначительную роль по сравнению с таким существенным положительным фактором, как присущее этой компоновке малое плечо действия несимметричной тяги (благодаря расположению двигателей вплотную к хвостовой части фюзеляжа).
Так или иначе, при полете с несимметричной тягой без крена неизбежно наличие скольжения в сторону отказавшего двигателя. При рассмотрении неустановившегося возмущенного движения, имевшего место сразу после отказа бокового двигателя, было установлено, что тогда скольжение возникало в сторону исправного двигателя. Здесь же, в установившемся полете с ^не-симметричной тягой без крена, как видим, получается обратная картина. Соответственно этому и отклонение элеронов, потребное для такого полета, отличается по величине, а иногда и по знаку от нужного для парирования крена в самый момент отказа двигателя. В самом деле, в момент отказа кренение в сторону вышедшего из строя двигателя обусловливалось действием
89
момента поперечной статической устойчивости М$х 0, а на винтовых самолетах — еще и действием момента несимметричного обдува крыла Мхобд, направленного в ту же сторону (на отказавший двигатель). Кроме того, при наличии угловых скоростей бокового возмущенного движения оказывали свое действие также моменты вращательных производных (ЛС*сох и Мх^у).
В установившемся полете последние из указанных моментов, естественно, отсутствуют ввиду того, что (ох = <о!/=0. Момент несимметричной обдувки может несколько уменьшиться по величине после перевода винта отказавшего двигателя во флюгерное положение — винт по-прежнему не дает обдувки, но по крайней мере более не затеняет омываемую часть поверхности крыла. Момент же поперечной устойчивости меняет свой знак на обратный, действуя против скольжения в сторону работающих двигателей. Поэтому величина и направление отклонения элеронов определяется в данном случае соотношением направленных в разные стороны моментов и Л4ХОбд-
На безвинтовых самолетах в установившемся полете с несимметричной тягой без крена элероны почти всегда отклонены в сторону отказавшего двигателя.
Значительное отклонение руля направления, а. также несимметричная обдувка фюзеляжа, вертикального оперения, мотогондол и других частей самолета, неизбежные в разобранном случае, влекут за собой прирост аэродинамического сопротивления. Следовательно, и без того ограниченный избыток тяги, оставшийся после отказа части имеющихся на самолете двигателей, дополнительно уменьшается. Однако как прироста аэродинамического сопротивления, так и повышенных потребных углов отклонения руля направления можно избежать, если отказаться от привычного для летчика и представляющегося ему наиболее естественным полета без крена и использовать другой возможный режим полета с несимметричной тягой: с креном в сторону работающих двигателей.
5. Полет с креном без скольжения. Потребный угол крена
При полете с несимметричной тягой и небольшим креном в сторону работающих двигателей возникает, как показано на рис. 49 и 50, боковая составляющая силы тяжести Gsiny, направленная вдоль размаха по связанной оси z и приложенная к центру тяжести самолета. Если подобрать величину угла крена таким образом, чтобы эта составляющая по абсолютной величине была равна боковой аэродинамической силе, возникшей от отклонения руля направления, причин для возникновения боковой составляющей скорости — а значит и скольжения — не будет. Действительно, как показано на рис. 49 и 50, полет в этом случае будет происходить хотя и с креном, но без скольжения. При этом потребный угол отклонения руля направ-
90
ления и, следовательно, величина силы ZH будут меньше, чем в
предыдущем случае, потому что указанная сила должна будет создавать момент, необходимый для парирования одного лишь момента несимметричной тяги, без каких-либо добавлений, вы-
Рис. 49. Полет с несимметричной тягой с креном (у=/=0) без скольжения ((3 = 0)
званных моментом боковой аэродинамической силы Z.
Как показывают расчеты, крен является более эффективным средством создания боковой силы, чем скольжение. Если, например, необходимая для сбалансирования силы ZH боковая составляющая веса Gsiny достигается при угле крена у = Зоч-5°, то при полете без крена боковая аэродинамическая сила Z той же величины потребует на самолете обычной компоновки угла скольжения р=6°~-8°.
Рис. 50. Уравновешивание боковой аэродинамической силы руля направления ZH боковой составляющей силы тяжести G sin у в полете с несимметричной тягой
с креном
Величина угла крена, потребного для полета с несимметричной тягой без скольжения, может быть определена следующим образом. Как было показано, путевое равновесие самолета в этом случае обеспечивается равновесием моментов несимметричной тяги и отклоненного руля направления, т. е.
(Р + 3Дв)г=£н/в.о.
Но равновесие поперечных сил, действующих на самолет, требует, как видно из рис. 50, соблюдения равенства
Zn = O sin у.
91
Подставив значение ZH в первую из приведенных формул, получим
(р + Сдв)г=<5зту/во, откуда
sinY=^+J^ -	(7)
G 1ъ.о
Полученная простая формула позволяет подсчитать угол крена, потребный для полета с несимметричной тягой без скольжения.
Как показывают расчеты, для большинства современных самолетов в реально возможных вариантах полета с несимметричной тягой этот угол весьма невелик и находится в пределах от 0,5 до 3°. В табл. 3 приведены значения угла крена для нескольких пассажирских самолетов на крейсерских режимах полета с несимметричной тягой.
Таблица 3
Значения углов крена 7, потребные для полета с несимметричной тягой без скольжения
№ по пор.	Тип самолета	Количество неработающих двигателей	Положение винта неработающего двигателя	Угол крена град
1	Tv-104, Ту-124, Ту-134	Один	—	1,0
2	Ил-18, Ан-10	Один внутренний	Зафлюгпрован	0,5
3	То же	То же	Авторотирует	1,5
4		Один внешний	Зафлюгпрован	1,0
5		То же	Авторотирует	2,5
6		Два с одной стороны	Зафлюгированы	2,5
7		То же	Авторотируют	6
8	Ан-24	Один	Зафлюгпрован	2,0
Примечания. 1. Во всех случаях расчет произведен для крейсерской скорости и среднего полетного веса (полная коммерческая нагрузка и 50% нормального запаса горючего).
2.	Исправные двигатели предполагаются работающими на одинаковых режимах, обеспечивающих полет с неполной тягой на крейсерской скорости.
3.	Полученные значения потребных углов крена округлены с точностью до полградуса.
4.	Для случая, указанного в п. 7, горизонтальный полет, как правило, невозможен и приведенное значение угла крена соответствует полету без скольжения, но со снижением.
92
Рис. 51. Равновесие подъемной силы Y, веса G и аэродинамической боковой силы руля направления ZH в полете с несиммет р и ч-ной тягой с креном без скольжения:
Y_____
cos 7 ~ ZH
= - .-н-- = G sin 7
При анализе влияния крена на аэродинамические силы самолета в полете с несимметричной тягой иногда высказывается одна ошибочная точка зрения. Сущность ее сводится к тому, что поскольку вертикальная (направленная вдоль линии действия силы тяжести) составляющая подъемной силы равна величине Feos у, то при полете с креном она окажется несколько меньше, чем при полете без крена, и пилот, чтобы обеспечить равенство абсолютных значений подъемной силы и веса самолета, что необходимо для сохранения горизонтальности полета, якобы будет вынужден несколько увеличить углы атаки. Это, в свою очередь, повлечет за собой соответствующее увеличение аэродинамического сопротивления, вряд ли меньшее, чем то, которого удалось избежать благодаря применению крена и устранению скольжения.
Легко показать, что приведенные соображения в действительности являются ошибочными. Как видно из рис. 50, вес самолета в данном случае уравновешивается не только подъемной силой, но и составляющей боковой аэродинамической силы отклоненного руля направления. Иными словами, равновесие обеспечивается треугольником сил Y—G—ZH (рис. 51). Чем больше будет величина крена, тем большая доля веса придется на силу ZH и соответственно меньшая — на долю подъемной силы крыла. Последняя при полете с креном уравновешивает лишь составляющую веса в плоскости симметрии самолета. Поэтому потребное значение подъемной силы в прямолинейном полете с креном меньше, чем при полете без крена, и равно G(1—cosy). Чтобы развить такую силу, нужен соответственно меньший угол атаки. Следовательно, и аэродинамическое сопротивление будет при полете с креном, величина
которого соответствует условию Gsiny = ZH, меньше, чем в любом другом случае полета с несимметричной тягой.
Сказанное усугубляется тем, что при некоторых компоновках самолета, например, при низком расположении крыла, величина подъемной силы при наличии скольжения получается ниже, чем на том же угле атаки при симметричном обтекании.
Таким образом, полет с несимметричной тягой с креном без скольжения обладает преимуществами перед ранее разобранным случаем — полетом без крена, но со скольжением — как по значению возникающего дополнительного аэродинамического сопротивления (а значит, более экономного использования оставшегося избытка мощности), так и по потребной величине отклонения руля направления.
93
6. Полет со скольжением и креном в сторону работающих двигателей. Потребное отклонение руля направления. Сравнение различных способов полета с несимметричной тягой
В определенных случаях представляет интерес еще один из возможных способов прямолинейного полета с несимметричной
тягой — с креном и скольжением в сторону работающих двига-
телей. На рис. 52 показаны
Рис. 52. Полет с несимметричной тягой с креном (у=/=0) и скольжением (|3=/=0) в сторону работающих двигателей
основные параметры такого полета. Как видно из рисунка, в данном случае, поскольку имеет место скольжение, снова неизбежно возникает боковая аэродинамическая сила Z. Однако теперь эта сила направлена не в сторону работающих, а в сторону отказавшего двигателя. Следовательно, момент, создаваемый ею в путевой плоскости относительно центра тяжести самолета, направлен не в сторону момента несимметричной тяги, а в противоположную сторону — туда же, куда и момент отклоненного руля направления.
Иными словами, в этом случае боковая аэродинамическая сила способствует не увеличению момента несимметричной тяги, а его парированию и превращается, таким образом, из «противника» руля направления в его «союзника». В результате потребный угол
отклонения руля направления получается еще меньше, чем при полете с креном без скольжения. Надо заметить, что величина
отклонения руля направления в установившемся полете с несимметричной тягой существенна прежде всего не с точки зрения усилий, прилагаемых летчиком к педали, как это было при рассмотрении парирования возмущенного движения в момент отказа бокового двигателя, так как почти всегда это усилие может быть снято триммером руля направления или иным механизмом аналогичного назначения.
Однако независимо от этого величина потребного угла отклонения руля направления представляет самостоятельный интерес по причинам двоякого характера. Во-первых, отклонение руля способствует увеличению аэродинамического сопротивления самолета и, во-вторых, при очень больших углах отклоие-
94
крен влево	крен вправо-^ У
ния руля возможно возникновение срыва потока его обтекания, что, в свою очередь, вызовет резкое падение эффективности вертикального оперения, а в ряде случаев может повлечь и вибрации — срывную тряску типа бафтинг. Наконец, в некоторых случаях полета потребное отклонение руля направления может оказаться попросту большим, чем предельно возможное (один из подобных случаев будет разобран ниже, в гл. IV).
В силу указанных обстоятельств и желательно изыскание надежных способов уменьшения потребного угла отклонения руля направления при полете с несимметричной тягой. Наиболее надежный и простой в выполнении — полет с креном и скольжением в сторону работающих двигателей. В частности, такой способ позволяет обеспечить возможность путевой балансировки самолета в прямолинейном полете на малых скоростях, когда эффективность руля направления резко снижается и баланс возмущающих (Л4Н. т) и восстанавливающих моментов изменяется в невыгодную сторону.
На рис. 53 показана зависимость потребного отклонения руля направления и угла скольжения от крена при полете с симметричной и несимметричной тягой. Симметричной тяге здесь соот
ветствуют сплошные линии, а несимметричной — пунктирные.
На последних отмечены точки /, 2, 3, которые соответствуют трем разобранным характерным случаям установившегося полета с несимметричной тягой.
Если продолжать увеличивать крен в сторону работающих двигателей, потребное отклонение руля направления будет еще более уменьшаться. И, наконец, при некотором угле крена са-
Рис. 53. Зависимость потребных углов отклонения руля направления 6Н и угла скольжения |3 от угла крена у в полете с симметричной и несим<метричной тягой:
1—полет без крена со скольжением; 2—полет с креном без скольжения; 3—полет с креном и со скольжением; 4—полет с креном и со скольжением при нейтральном положении руля
95
молет сможет лететь с несимметричной тягой прямолинейно при нейтральном положении руля (точка 4). При еще большем угле крена в сторону работающих двигателей пришлось бы для поддержания прямолинейности полета отклонять руль уже не в сторону работающих, а в сторону отказавшего двигателя. Однако такие режимы практического значения не имеют, как невыгодные со всех точек зрения.
Рассмотренные возможные способы пилотирования самолета в установившемся полете с несимметричной тягой внешне отличаются друг от друга всего на несколько градусов крена. Глядя на летящий самолет со стороны, почти невозможно определить, какой из указанных способов пилотирования избран летчиком. Однако эти несколько градусов оказываются чрезвычайно существенными, так как влекут за собой значительные различия в пилотировании самолета и даже в его летных данных.
Для иллюстрации приведем хотя бы пример тяжелого четырехдвигательного самолета Ан-22, у которого в прямолинейном полете с несимметричной тягой изменение крена на один градус влечет за собой изменение потребного усилия на педали на 25—30 кГ.
Итак, можно сформулировать основные преимущества и недостатки различных способов пилотирования самолета в прямолинейном полете с несимметричной тягой.
1.	С точки зрения достижения минимального возможного аэродинамического сопротивления и, следовательно, наименьших потерь в летных данных самолета, наиболее выгодным является режим полета с креном, но без скольжения. Отклонения от этого режима, особенно в сторону уменьшения крена, вызывают прирост сопротивления и ухудшение летных данных, хотя и небольшое по абсолютной величине, но в ряде случаев (например, когда стоит вопрос о возможности удержаться на нужной высоте или, тем более, о самой возможности продолжения полета) имеющее решающее значение.
2.	Величина отклонения руля направления, необходимая для поддержания прямолинейности полета, уменьшается по мере увеличения угла крена в сторону работающих двигателей.
3.	Наибольшая естественность или по крайней мере привычность рабочей позы летчика, а также, как будет указано ниже, показаний пилотажных приборов достигается при выполнении полета без крена, хотя и при неизбежном в этом случае скольжении.
В специальной литературе вопрос о том, какой способ пилотирования в полете с несимметричной тягой следует считать наилучшим, обсуждался неоднократно. Различные авторы отдавали предпочтение тому или иному из них, по-разному оценивая относительное значение сформулированных сейчас достоинств и недостатков каждого способа. Так, автор этой книги неоднократно высказывался в пользу полета с креном без сколь
96
жения. Другие исследователи, отмечая достоинства такого полета, все же считали, что он «требует большого искусства пилотирования» [2]. Высказывалось — правда, применительно лишь к самолету типа Ил-14 — и соображение, что «этот способ хотя и приемлем, но более сложен, чем пилотирование без крена с небольшим скольжением. В облаках, когда полет выполняется по приборам, выдерживание скорости по авиагоризонту с креном требует от пилота дополнительного внимания» [11]. Следует заметить, что последний довод представляется несколько дискуссионным. Потребный угол крена для полета без скольжения, как было показано выше, настолько невелик, что едва ли может помешать нормальному восприятию и правильной оценке, показаний авиагоризонта особенно по тангажу. Кроме того, величина скольжения при полете с несимметричной тягой без крена не зависит от воли летчика и невозможно гарантировать, что во всех случаях полета удастся, пользуясь данным способом пилотирования, обойтись «небольшим скольжением».
Таким образом, некоторые расхождения в точках зрения по этому вопросу налицо, но, надо думать, расхождения эти — скорее кажущиеся. По-видимому, невозможно установить единый способ пилотирования, универсально наилучший во всех возможных случаях полета с несимметричной тягой. Целесообразнее выбирать режим полета для данного самолета в данных конкретных условиях, исходя из того, какой из перечисленных выше факторов является критическим.
Поэтому если у самолета двигатели расположены так, что при отказе одного из них возникающий момент несимметрии тяги относительно невелик, избыток мощности полностью обеспечивает возможность горизонтального полета на нужной высоте и с достаточной скоростью, руль направления достаточно эффективен, а усилия с педалей полностью снимаются триммером, то допустимо выполнять полет без крена, сохраняя этим удобную, привычную позу пилота и 'привычные показания пилотажных приборов. Сказанное, в частности, относится к таким самолетам, как Ту-104, Ту-124, Ту-134, а также Ил-18 и Ил-62 при отказе внутреннего двигателя, английскому де Хэвиленд «Комета» и некоторым другим.
Если же избыток мощности самолета невелик и с трудом обеспечивает возможность поддержания горизонтального полета с неполной тягой на заданной высоте, целесообразнее лететь с креном и без скольжения.
Если, наконец, критическим элементом является запас руля направления, как это, например, имело место на самолетах некоторых типов при подтягивании во время захода на посадку с несимметричной тягой, рационально применять повышенные углы крена, вызывающие скольжение в сторону работающих двигателей и обеспечивающие этим увеличение запаса отклонения руля направления.
97
На различных этапах полета и разных высотах в такой определяющей роли у одного и того же самолета могут выступать различные факторы. Поэтому далеко не всегда возможно даже для самолета определенного типа дать единую рекомендацию по пилотированию с несимметричной тягой. Например, у того же самолета Ил-14 в крейсерском полете на умеренной высоте при зафлюгированном винте отказавшего двигателя как избыток мощности, так и запас руля позволяли лететь без крена, не считаясь с наличием скольжения. Однако при отказе двигателя на подъеме с малой скоростью (вскоре после отрыва от земли), когда исправный двигатель работает на максимальном режиме и, следовательно, создает наибольший момент несимметричной тяги, в роли критического фактора выступает запас руля направления. Если продолжать лететь без крена, то запаса руля для удержания машины от разворота может оказаться недостаточно. Поэтому, например, в работе А. И. Охонского [11] и содержится справедливая рекомендация — в момент отказа двигателя дать крен в противоположную сторону на 5°—6°, а в последующем установившемся подъеме — 1°—2°.
Даже на таком самолете, как Ту-104, у которого несимметрия тяги, возникающая при отказе одного из двигателей, сравнительно невелика и на большинстве этапов полета накренение* в сторону работающего двигателя необязательно, при отказе двигателя сразу после взлета накренение на 3—4° увеличивает скороподъемность больше, чем на 1 м[сек по сравнению с полетом без крена, что существенно облегчает преодоление препятствий и ускоряет достижение безопасной высоты.
При составлении рекомендаций по пилотированию самолета каждого конкретного типа необходимо регламентировать приемы управления самолетом в полете с несимметричной тягой, специально указывая режимы полета (высота, скорость, количество и месторасположение отказавших двигателей, положение лопастей их винтов и т. д.), на которых допускается продолжение полета без крена и специально режимы, где требуется накренение, обеспечивающее полет без скольжения, а также режимы, на которых требуется крен, вызывающий скольжение в сторону работающих двигателей.
На рис. 54 схематически показаны изменения коэффициента полного аэродинамического сопротивления самолета и пяти его основных составляющих в полете с несимметричной тягой при разных значениях углов крена и скольжения.
Первая из них — исходное сопротивление сХИсх, соответствующее нормальному полету с симметричной тягой.
Вторая составляющая — прирост сопротивления отказавшего двигателя Асхдв. На рисунке величина этой составляющей показана относительно небольшой. И действительно, в тех случаях, когда речь идет об аэродинамическом сопротивлении неработающего турбореактивного или турбовентиляторного двигателя, рав
98
но как и о сопротивлении турбовинтового двигателя, винт которого зафлюгирован, эта величина действительно сравнительно невелика. Однако следует еще раз напомнить, что если на турбовинтовом самолете винт отказавшего двигателя по тем или иным причинам не переведен во флюгерное положение, то прирост сопротивления, создаваемый им, будет весьма значителен (соизмерим с исходным аэродинамическим сопротивлением всего самолета в целом).
Третья составляющая — прирост Дстаэ, вызванный дополнительным отклонением элеронов, которое, в свою очередь, вызывается необходимостью парирования поперечных моментов двоякого рода, возникающих в полете с несимметричной тягой:
Рис. 54. Изменение коэффициента аэродинамического сопротивления самолета и его составляющих в полете с несимметричной тягой при различных значениях углов крена у и скольжения Р
а)	момента несимметрии подъемной силы, имеющего место на самолетах с винтовыми двигателями из-за прекращения обдува крыла в зоне отказавшего двигателя;
б)	момента поперечной устойчивости.
Первая из указанных величин практически от угла крена не зависит, вторая же связана с ним функциональной зависимостью через угол скольжения.
Четвертая составляющая — прирост сопротивления, вызванный скольжением (косой обдувкой) ДсхР .
Пятая составляющая представляет собой прирост сопротиВ’ ления от отклоненного руля направления Дсхзн- Величина этой составляющей, естественно, зависит от угла отклонения руля направления, потребного для полета при данном угле крена.
99
Как видно из рис. 54, режим, соответствующий минимальному аэродинамическому сопротивлению, и режим, соответствующий отсутствию скольжения, весьма близки друг к другу. Однако, строго говоря, первый из них достигается при крене, несколько большем, чем второй. Причина этого заключается в том, что хотя при увеличении крена сверх ур=0 вновь возникает и начинает расти доля сопротивления, вызванная косой обдувкой (скольжением), но зато одновременно продолжает уменьшаться доля сопротивления, вызванная отклонением руля. В некотором весьма небольшом диапазоне углов крена влияние уменьшения ДсХ5Н оказывается более эффективным, чем влияние . Отсюда и сдвиг режима cxmin относительно режима ('(3 = 0). Однако сдвиг этот настолько невелик, что практически оба указанных режима можно считать совпадающими и во всех случаях, когда летные данные самолета (вертикальная скорость, диапазон горизонтальных скоростей и т. п.) находятся на пределе, прибегать к ним.
Разумеется, выигрыш в летных данных самолета, достигаемый благодаря применению полета с креном без скольжения, по своему абсолютному значению достаточно скромен. Но если вопрос стоит о самой возможности или невозможности продолжения полета или хотя бы о попадании или непопадании в опасную зону по высоте, то даже какие-нибудь лишние 0,3—0,5 м!сек скороподъемности или 10—15 км[час диапазона скоростей могут сыграть решающую роль.
Для иллюстрации последнего положения можно привести некоторые двухмоторные самолеты периода Великой Отечественной войны, относительно способности которых лететь горизонтально при выходе из строя одного мотора существовали противоречивые мнения. К числу таких самолетов относились, например, Пе-2 и Ил-4*. Полетная практика свидетельствовала, что у одних летчиков эти самолеты обладали способностью к длительному (порой на сотни километров) горизонтальному полету на одном моторе, а у других — не обладали. Разумеется, тут могли сказываться и такие факторы объективного характера, как индивидуальные отличия моторов и самолетов и особенно температура наружного воздуха. В более холодном воздухе мотор, оставшийся исправным, развивал при всех прочих равных условиях большую мощность. Кроме того, заслонки его систем охлаждения могли быть открыты в меньшей степени, чем при полете в более теплом воздухе. В результате один и тот же самолет зимой мог обладать способностью к одномоторному полету, а летом — не мог. Однако и при равных условиях, включая оди
* Привести в качестве примера летательные аппараты более современных конструкций затруднительно ввиду того, что все существующие в настоящее время двух- и многодвигательные самолеты обладают четко выраженной способностью к длительному горизонтальному полету с неполным числом работающих двигателей.
100
наковую температуру воздуха, некоторые летчики «умели» летать на указанных самолетах при выходе из строя одного мотора, а некоторые «не умели». Нет сомнений, что основную причину подобных различий следует искать в умении использовать малые резервы — в первую очередь, такой несложный, но эффективный прием, как крен в сторону работающего мотора. Зачастую эти несколько градусов крена и решали вопрос о возможности или невозможности продолжения полета.
К11000
Нloooo ______________________________________________________
Рис. 55. Схема эшелонирования движения самолета:
/—потолок самолета при полете с полной тягой (может следовать на эшелоне //1200); 2— потолок самолета при полете с несимметричной тягой на режиме 3=0, у ¥= 0 (может следовать на эшелоне Z/s4oo): 3—потолок самолета при полете с несимметричной тягой на режиме у = 0, (3/0 (вынужден снижаться до эшелона //7200)
В ряде случаев использование этих малых резервов позволяет выиграть несколько сот метров потолка самолета при неполностью работающей силовой установке, что, в свою очередь, позволяет избежать попадания в зону мощной кучевой облачности, повышенной турбулентности или иных опасных явлений, особенно если полет производится по эшелонам. В таком'случае выигрыш этих нескольких сот метров может оказаться равнозначным выигрышу полного интервала между двумя попутными эшелонами, что, например, на рабочих высотах современных самолетов (Н>9 км) составляет 2 км (рис. 55).
7.	Индикация скольжения в полете с симметричной и несимметричной тягой
Как было показано, знак и величина скольжения существенно влияют на характеристики установившегося полета с непол
101
ной и несимметричной тягой. Естественно возникает вопрос об индикации этого важнейшего параметра движения самолета. Принято считать, что для суждения о наличии и направлении скольжения можно во всех случаях пользоваться специально созданным для этой цели прибором — указателем скольжения, который имеется в комплекте пилотажного оборудования каждого самолета и, как правило, блокируется с указателем поворотов или авиагоризонтом (рис. 56).
Ужпгпмяь схпльтитьр омпнтприваииыа о дкара-ж/? ж поворота. врямояашЬпяй пн тип с шам ироном вправо
а/
: Указагполь скольтенри^смоунтровакныа У	<
ишша^раваттш варим вправо
Рис. 56. Указатели скольжения (а) и схемы сил, действующих в поперечной плоскости на шарик указателя скольжения (б) и на самолет в целом (в)
Указатель скольжения представляет собой дугообразную трубку, в которой свободно перемещается металлический шарик. Для демпфирования случайных мелких колебаний шарика трубка заполняется специальной жидкостью.
В прямолинейном полете без крена шарик занимает центральное положение в трубке. Это положение обычно отмечается специальными рисками, образующими так называемую «лунку». Предполагается, что положение шарика в «лунке» свидетельствует об отсутствии скольжения и, наоборот, выход шарика из этого положения возможен только при скольжении. Однако в действительности положение шарика зависит не от скольжения, а только от действующей на самолет боковой перегрузки nz, которая в общем случае со скольжением не связана. Поэтому по
102
казания указателя скольжения достоверны не во всех случаях полета. Так, в установившемся полете с несимметричной тягой без крена скольжение, как было сказано, неизбежно, однако шарик указателя остается в центральном положении, т. е. никакого скольжения не показывает.
Чтобы понять причины данного явления и точно ограничить перечень случаев полета, в которых показания указателя скольжения недостоверны, необходимо разобрать закономерности, которым подчиняется действие этого прибора.
Движение шарика указателя скольжения и движение самолета в целом вдоль поперечной оси z определяются соответственно уравнениями
. I СпУ2 sin”v + -^— gR
GcsinY-4- —— g*
cos у = 0;
cos y+^=0,
(8)
где индексы «с» относятся к самолету, а индексы «ш» — к шарику прибора.
Как видно из сравнения этих уравнений, при отсутствии несбалансированной (или сбалансированной силами неаэродинамического характера) поперечной аэродинамической силы Z боковые перемещения самолета и шарика подчиняются идентичным закономерностям и, следовательно, отклонение шарика от плоскости симметрии является надежным сигналом о наличии скольжения. Подобное положение имеет место при полете с симметричной тягой. При наличии же силы Z, что характерно для полета с несимметричной тягой, идентичность обоих приведенных уравнений нарушается, в результате нарушается и связь между скольжением и отклонением шарика указателя от нейтрального положения (см. рис. 56).
Положение шарика указателя скольжения определяется только действием собственного веса и приложенных к нему сил инерции. Никакие другие силы, в частности аэродинамические, непосредственно на шарик не действуют. В упомянутом же случае полета с несимметричной тягой без крена поперечная составляющая веса шарика, которая могла бы вывести его из центрального положения, отсутствует ввиду того, что нет крена, а силы инерции отсутствуют потому, что полет происходит прямолинейно, т. е. без боковых ускорений. В результате причин для отклонения шарика от его центрального положения не остается.
И, напротив, если полет с несимметричной тягой происходит без скольжения, но с креном, то, несмотря на отсутствие скольжения, шарик выйдет из своего центрального положения в ту же сторону, в которую накренен самолет, так как на него будет действовать ничем не уравновешиваемая поперечная составляющая его силы тяжести. Таким образом, и в этом случае показа-
103
ния указателя скольжения не будут соответствовать действительности.
Следует подчеркнуть, что все сказанное относится лишь к установившемуся полету, т. е. к полету без разворота относительно вертикальной оси. В первоначальный же момент возмущенного движения после отказа одного из двигателей шарик под действием сил инерции отклонится, но, как только восстановится прямолинейный режим полета, вернется в положение, определяемое только наличием или отсутствием крена.
Удобным критерием достоверности показаний указателя скольжения является наличие неуравновешенной боковой составляющей аэродинамической силы. В самом деле, как было показано, в полете с симметричной тягой движение самолета в целом вдоль оси z подчиняется тем же закономерностям, что и движение шарика, и если последний отошел от своего центрального положения, то только в результате действия на самолет (но не на шарик указателя) составляющей Z. Эта составляющая может быть либо ничем не уравновешена, либо уравновешена силой иного, не аэродинамического характера. Но в любом из этих двух случаев шарик указателя скольжения отклонится от центрального положения под действием соответственно инерции или веса. В летной практике подобное положение имеет место, как правило, при скольжении. Поэтому летчик с полным основанием и привыкает судить о наличии и знаке скольжения по положению шарика указателя.
Случай полета с несимметричной тягой без крена со скольжением представляет собой одно из исключений. Боковое равновесие сил, действующих на самолет в поперечной плоскости, достигается здесь взаимодействием одних лишь аэродинамических сил ZH=Z. Следовательно, результирующая боковая составляющая аэродинамических сил равна нулю и шарик остается в центре, несмотря, на скольжение.
Таким же исключением из общего правила является и случай полета с несимметричной тягой без скольжения с креном, когда боковая аэродинамическая сила ZH уравновешивается не аэродинамической по своему характеру боковой составляющей веса самолета G sin у, и шарик отклонится в сторону, хотя скольжение и не имеет места.
Таким образом, может быть высказано общее положение: шарик указателя скольжения отклоняется от своего центрального положения при воздействии на самолет боковой составляющей аэродинамических сил.
При полете с симметричной тягой это возможно только при наличии скольжения, что и определяет действие указателя скольжения, основанного на данном принципе.
При полете с несимметричной тягой связь между действием поперечной аэродинамической силы и наличием скольжения на-104
рушается и, следовательно, теряют свою достоверность и показания указателя скольжения.
Следует добавить, что все сказанное об указателе скольжения и действии на него различных сил в полете применимо и к телу человека, на которое, как и на весь самолет, действуют силы тяжести и силы инерции, но, в отличие от самолета, непосредственно не действуют аэродинамические силы. Поэтому субъективные ощущения пилота при полете с несимметричной тягой бывают столь же обманчивы, как и показания указателя скольжения.
Рис. 57. Схема действия указателя скольжения типа гибкого элемента в потоке обтекания
В установившемся полете без крена со скольжением летчик физически этого скольжения ощущать не будет и, наоборот, при полете без скольжения, но с креном тело летчика будет ощущать действие боковой составляющей своей силы тяжести. Последним обстоятельством и следует, по-видимому, объяснить иногда встречающееся у некоторых летчиков недоверчивое отношение к приведенному выше анализу параметров полета с несимметричной тягой, результаты которого действительно не сразу согласуются как с субъективными ощущениями человека, так и с показаниями такого привычного и, казалось бы, надежного пилотажного прибора, как указатель скольжения.
Из сказанного следует вывод, что для индикации скольжения при полете с несимметричной тягой следует пользоваться какими-то другими средствами, действие которых основано на принципах, не теряющих в данном случае своей справедливости.
Наиболее надежным и естественным из подобных принципов является непосредственное определение направления потока встречного воздуха, набегающего на самолет, при помощи устройств типа флюгеров или гибких элементов (рис. 57). К числу преимуществ подобных устройств, кроме их предельной простоты и, следовательно, высокой надежности действия, следует от-
105
Рис. 58. Зависимость усилий на педали управления рулем направления Рн от угла крена у в прямолинейном полете с симметричной и несимметричной тягой
нести и то, что они позволяют не только устав )вить сам факт скольжения и его направление, но и измерить величину угла скольжения. Последнее обстоятельство в ряде случаев может быть чрезвычайно полезно, например, если у самолета определенного типа установлен некоторый предельный угол скольжения, превышение которого в нормальной эксплуатации недопустимо.
К числу недостатков индикаторов подобного типа следует отнести то, что они показывают направление не невозмущенного потока обтекания, а лишь направление потока, обтекающего самолет в месте установки флюгера или гибкого элемента. Последнее обстоятельство заставляет проводит! их тарировку и соответствуй! щую разметку их шкал.
Можно было бы высказать пожелание о создании еще одного вида индикации, полезного в полете с несимметричной тягой, а именно: о специальной индикации угла крена, потребного для полета без скольжения (разумеется, если угол скольжения не индицируется непосредственно). Однако на практике такие устройства пока применения не нашли.
После того как режим полета с несимметричной тягой установлен и подобрано определенное положение руля направления, усилия, потребные для его под
держания в этом положении, летчик обычно снимает триммером. Дальнейшие изменения этих усилий также могут использоваться, как одно из средств контроля за поддержанием нужного угла крена, соответствующего выбранному режиму полета. При малейшем изменении данного угла у большинства современных самолетов на руле направления возникают заметные усилия (разумеется, при условии, что летчик следит за поддержанием прямолинейности полета). Изменение крена на 1°—2° вызывает прирост усилий на педалях руля направления на десятки килограммов. Это имеет место при полете как с симметричной, так и с несимметричной тягой (рис. 58) и может быть использовано в качестве дополнительного критерия постоянства режима полета.
Необходимость в подобном дополнительном критерии возникает, в частности, в условиях полета по приборам (вслепую)» когда поддержание с нужной точностью такого небольшого кре
106
на, который необходим для полета с несимметричной тягой без скольжения (1°—3°), существенно затрудняется неточностью индикации авиагоризонта в этом диапазоне углов.
Поэтому целесообразно, установив однажды крен, нужный для полета с несимметричной тягой без скольжения, в дальнейшем поддерживать его, ориентируясь не только по видимому естественному горизонту или авиагоризонту, но и по отсутствию изменений в потребном усилии на педалях при постоянном курсе. По существу этот критерий подсознательно используется летчиками и в обычном прямолинейном полете с симметричной тягой с той лишь разницей, что в этом случае потребная величина крена равна нулю, а при полете с несимметричной тягой отличается от него.
8.	Навигационные элементы полета с несимметричной тягой
При полете с несимметричной тягой без крена к пилотажным затруднениям, описанным выше, добавляются некоторые особенности и в области аэронавигации.
Трудности навигации при полете с несимметричной тягой неоднократно отмечались авиационными штурманами [17].
В известной формуле
ПУ = КК + Дк + Ам+УС,
связывающей величину компасного курса (КК) с направлением полета, т. е. путевым углом (ПУ), к величинам, определяющим различия между значениями указанных углов (магнитной девиации компаса Дк, магнитному склонению в точке нахождения самолета Дм и углу бокового сноса от ветра УС), прибавляется еще одно слагаемое — величина угла сноса от скольжения. Ввести значение этого угла в штурманские расчеты, чтобы соответствующим образом откорректировать их после перехода от полета с симметричной тягой к полету с несимметричной тягой без крена, возможно лишь в том случае, если на самолете имеются количественные индикаторы скольжения. В противном же случае приходится определять в полете снос, вызванный наличием скольжения, обычными штурманскими методами, т. е. так же, как определяется снос от ветра. Практически штурман может даже не разделять обе указанные составляющие и воспринимать снос от скольжения так, будто бы соответствующим образом изменилась боковая составляющая ветра. Однако необходимо, чтобы экипаж заранее знал, что эта условная суммарная величина, включающая в себя боковые сносы, вызванные двумя принципиально различными причинами, при последующих возможных изменениях степени несимметрии тяги должна изменить свое значение, а иногда и знак.
При проведении аэронавигационных расчетов полета с несимметричной тягой без скольжения возникает необходимость
107
внесения поправок в показания обычного (недистанционного) магнитного компаса из-за погрешностей, возникающих при отклонении его картушки от горизонтальной плоскости.
При таких отклонениях на показания компаса оказывает влияние вертикальная составляющая магнитного поля земли. Возникающие при этом погрешности тем больше, чем больше угол крена, а также чем выше широта места, над которым происходит полет, так как с увеличением широты вертикальная составляющая магнитного поля возрастает.
При пользовании компасом дистанционного типа необходимость во внесении подобных поправок отпадает, так как индукционный датчик, на котором установлен чувствительный элемент компаса подобного типа, представляет собой электрический гироскоп с автоматической корректировкой вертикального положения главной оси. На рамке гироскопа подвешен чувствительный элемент компаса, который благодаря действию гироскопа сохраняет свою плоскость горизонтальной независимо от крена самолета.
9.	Маневр в полете с неполной и несимметричной тягой. Развороты в сторону работающих и неработающих двигателей.
Изменение поступательной скорости полета. Влияние несимметрии тяги на продольную устойчивость и балансировку
Вопрос о выполнении разворотов в полете с неполной и несимметричной тягой до настоящего времени трактуется в различных исследованиях по-разному.
В некоторых действующих инструкциях по технике пилотирования указывается, что в интересах безопасности полета с несимметричной тягой развороты следует выполнять только в сторону работающих двигателей.
По-видимому, на более ранних этапах развития авиации, когда самолеты обладали сравнительно малыми избытками мощности (тяги) и недостаточными запасами эффективности руля направления, подобное мнение было в какой-то степени обосновано. Тем более, что в то время в эксплуатации находились преимущественно винтомоторные самолеты, у которых наименьшее значение потребной мощности достигалось при угле атаки, близком к экономическому. Поэтому полет с неполной тягой чаще всего происходил именно при этом (или достаточно близком к нему) угле атаки, обеспечивающем сохранение хотя бы того небольшого избытка мощности, который в подобных случаях оставался в распоряжении летчика. При накренении самолета угол атаки опускающегося крыла, как известно, дополнительно увеличивался (см. рис. 22).
Приведенные соображения заставляли опасаться приближения к области срыва при накренении в сторону неработающего 108
двигателя. А отсутствие достаточных запасов руля направления вселяло опасения, что если его отклонения едва хватало для парирования момента несимметричной тяги в прямолинейном полете, то для вывода самолета из сознательно начатого разворота в сторону неработающих двигателей вновь в прямолинейный полет (когда потребуется преодолеть не только момент несимметричной тяги, но и инерцию вращения) отклонения руля может не хватить.
Однако соблюдение рекомендации о выполнении разворотов в сторону работающих моторов в ряде случаев само по себе вызывало некоторые дополнительные трудности. На винтомоторных самолетах в полете с неполностью работающей силовой установкой избыток мощности, как правило, уменьшался настолько, что далеко не во всех случаях, в частности в посадочной конфигурации, допускал продолжение горизонтального полета. Если же дальнейший полет представлял собой вынужденное снижение, то в распоряжении летчика оставалось 'время, равное
по истечении которого самолет так или иначе должен быть приземлен на аэродроме или хотя бы на площадке, пригодной для вынужденной посадки.
Расположение такой площадки относительно самолета зачастую диктовало целесообразность разворота в определенную сторону, обеспечивающую возможность подойти к намеченному месту приземления более коротким и, следовательно, более быстрым путем (рис. 59). В подобных условиях создавалось парадоксальное положение, при котором разворот в сторону работающих двигателей, рекомендуемый как наиболее безопасный, мог привести к вынужденной посадке в месте, совершенно для этого не подходящем. В то же время разворот в сторону неработающих двигателей, считавшийся рискованным, оставлял большие шансы долететь до намеченного места приземления.
Поэтому, несмотря на все приведенные соображения, опытные летчики иногда, когда заставляли обстоятельства, прибегали и на самолетах старых типов к разворотам в сторону отказавших двигателей [21].
Тем более не имеют существенного значения соображения, диктовавшие в прошлом целесообразность выполнения разворотов с несимметричной тягой обязательно в сторону работающих двигателей для современных самолетов. В самом деле, избытки тяги современных высокоэнерговооруженных самолетов таковы, что даже при отказе 50% двигателей их силовые установки обеспечивают возможность полета на скорости, существенно превышающей эволютивную. К тому же даже при необходимости в максимальной степени использовать энергетические возможности оставшихся исправных двигателей на реактивном самолете
109
следует лететь не на экономическом, а на наивыгоднейшем угле атаки, более удаленном от области срывных режимов. Запасы углов отклонения руля направления на современных самолетах также, как правило, выше, чем на самолетах недавнего прошлого.
В силу указанных причин в настоящее время нет реальных оснований опасаться выполнения разворотов с несимметричной тягой в любую сторону.
Рис. 59. Траектории захода на по'садку с частично отказавшей силовой установкой с разворотом в сторону работающих и в сторону отказавших двигателей: /—заход на посадку с разворотом в сторону отказавшего двигателя; 2—заход на посадку с разворотом в сторону работающих двигателей
Однако необходимо оговориться, что для обеспечения полной безопасности полета в этом случае необходимо выполнять развороты обязательно координированно.
В сущности преимущества координированных разворотов по сравнению с некоординированными имеют место в полетах как с симметричной, так и с несимметричной тягой. Однако в последнем случае возникают некоторые особенности пилотирования из-за того, что в прямолинейном полете с несимметричной тягой без скольжения уже требовался определенный крен в сторону работающего двигателя. Естественно поэтому, что в данном случае следует при развороте отсчитывать угол крена не от нуля, а от того угла уп.т, который уже имел место в прямолинейном полете. Иными словами, координированный разворот с данной угловой скоростью в полете с несимметричной тягой потребует при всех прочих .равных условиях (большего крена, если разворачиваться в сторону работающих двигателей, и меньшего, если разворачиваться в сторону отказавших. Соответственно должны быть сдвинуты и значения предельно допустимых углов крена утах на ограниченно маневренных (например, пассажир-110
ских) самолетах до величины ушах + ун.т при разворотах на работающие и Ymax—7н.т при разворотах на отказавшие двигатели.
На рис. 60 схематически изображены показания авиагоризонта, указателя поворота и указателя скольжения при полете с симметричной и несимметричной тягой без скольжения, включая координированные развороты в обе стороны.
Рис. 60. Пространственное положение самолета и показания пилотажных приборов на разворотах с симметричной и несимметричной тягой:
Yi—крен при нормальном координированном развороте с полностью работающей силовой установкой: Yh.t. —крен в прямолинейном полете с несимметричной тягой без скольжения
Как показал опыт, у части летного состава вызывает некоторое сомнение непривычное сочетание показаний приборов на разворотах в сторону отказавшего двигателя: отклонение лопаточки указателя поворота в сторону, противоположную отклонению шарика. Из практики полетов с симметричной тягой летчики знают, что подобное положение имеет место на так называемом «развороте с передачей ноги», т. е. развороте, в котором угловая скорость вращения вокруг вертикальной оси не пропорционально велика для данного угла крена и данной скорости, в
111
результате чего возникает внешнее скольжение — явление, безусловно, нежелательное, а в некоторых случаях даже опасное.
Однако подобное истолкование показаний приборов справедливо только для полета с симметричной тягой. Когда же тяга несимметрична, небольшое отклонение шарика указателя скольжения в сторону работающего двигателя свидетельствует, как было показано, именно об отсутствии скольжения. Следовательно, показания приборов, приведенные на рис. 60 для случая разворота в сторону неработающего двигателя, действительно соответствуют правильному координированному развороту.
В полете с несимметричной тягой на современном самолете летчик имеет возможность свободно выбирать направление разворота в каждом конкретном случае в зависимости от положения самолета относительно нужного направления полета, от наличия и расположения препятствий (горы, мощная кучевая или грозовая облачность и т. д.) относительно исходного курса полета, даже от обзора с рабочего места летчика в правую и левую стороны.
Движение самолета в продольной плоскости, естественно, зависит от степени симметрии тяги в значительно меньшей степени, чем движение боковое. Тем не менее некоторые изменения в характеристиках продольной устойчивости после отказа бокового двигателя все же могут наблюдаться.
Значение установившейся скорости, соответствующее данному положению руля высоты или данному усилию на штурвале, как известно, зависит от величины тяги. Поэтому при выходе из строя одного или двух двигателей значение этой скорости изменяется (в сторону величины, которую она имеет при холостом ходе силовой установки). Наклон балансировочных кривых* самолета при переходе от полного газа к холостому ходу всех двигателей обычно изменяется. Изменяется он, разумеется, в значительно более слабой степени и в случае, когда такой переход имеет место не на всех двигателях, а лишь на одном .или двух, вышедших из строя.
На винтовых самолетах отказ двигателя слева или справа иногда оказывает на продольную устойчивость различное влияние, что может быть объяснено имеющими место в подобных случаях различиями в изменениях скоса потока у горизонтального оперения. На рис. 61 приведены полученные А. Л. Райхом, Д. А. Соркиным и В. Г. Табачниковым характеристики продольной устойчивости со свободным и фиксированным управлением двухмоторного самолета с винтами правого вращения при полете на левом и правом двигателе.
Балансировочные кривые продольной устойчивости выражают зависимость отклонения руля высоты бЕ и продольного усилия на штурвале Рв от установившейся скорости полета. По протеканию этих кривых судят о знаке (и приближенно о степени) продольной устойчивости самолета соответственно с фиксированным и свободным управлением.
112
К числу показателей маневренности самолета относятся и его характеристики изменения поступательной скорости. Как известно, продольные ускорения разгона и торможения определяются соответственно формулами:
(9)
Из приведенных формул видно, что располагаемый избыток тяги (Р—Q) — основной параметр, величина которого при от-
Рис. 61. Характеристики продольной устойчивости двухмоторного самолета с винтами правого вращения в полете на одном моторе (у = 0)
казе части силовой установки существенно изменяется, — входит только в формулу разгона. Поэтому, как и следовало ожидать, ускорение разгона, даже в пределах остающегося после отказа части двигателей уменьшенного диапазона скоростей полета, сильно снижается по сравнению с полетом с полной тягой. В результате всякая ошибка пилотирования, связанная с уменьшением фактической скорости по сравнению с заданной, исправляется в полете с неполной тягой значительно медленнее обычного. Во всех случаях, когда позволяет запас высоты, целесообразно помочь разгону, применив небольшое снижение. В тех же случаях, когда полет происходит вблизи земли и форсирование разгона за счет снижения неосуществимо, необходимо особенно внимательно следить за скоростью, помня о трудности исправления ее потери при отсутствии полной тяги силовой установки.
Торможение самолета в полете с отказавшей частью двигателей в большинстве случаев практически ничем не отличается
ИЗ
от выполнения этого маневра при исправной работе всей силовой установки. В самом деле, для осуществления торможения на исправном самолете летчик уменьшает тягу двигателей, т. е. намеренно переводит их на режим, близкий к тому, на который они перешли бы самопроизвольно при отказе.
Однако, выполняя торможение при частично отказавшей силовой установке, необходимо все время помнить об указанных выше ограничениях в разгонных характеристиках самолета с неполной тягой и внимательно следить за тем, чтобы своевременно прекратить гашение скорости при заранее намеченном значении последней.
Рис. 62. Изменения углов отклонения элеронов 6Э и руля направления 6Н в прямолинейном разгоне и торможении
Особенного внимания требует — в силу своей чрезвычайно высокой интенсивности — торможение в случае отказа турбовинтового двигателя в сочетании с отказом систем флюгирова-ния его винта.
Намеренно такой маневр в полете не выполняется ввиду присущей ему недопустимой величины ускорения торможения. Однако, если подобный комбинированный отказ возникает самопроизвольно, летчик должен действовать, имея в виду необходимость парирования не только бокового возмущенного движения, но и резкого снижения скорости.
В нормальном полете с симметричной тягой в ходе разгона или торможения возникают незначительные изменения в боковой балансировке самолета (рис. 62). Причина этих изменений заключается в изменении реактивных и гироскопических моментов силовой установки по скорости полета, а также влиянии небольших отклонений в симметрии как внешних форм самолета, так и жесткостных характеристик его крыла, фюзеляжа и оперения. Практически потребные отклонения руля направления и элеронов при разгоне и торможении настолько невелики, что обыч-114
но не отмечаются летчиком, если он не имеет специального задания оценить их.
Однако в полете с несимметричной тягой положение существенно изменяется. Для парирования момента несимметричной тяги необходимо заметное отклонение руля направления. С изменением скорости эффективность руля направления меняется, а следовательно, меняется и потребный угол его отклонения.
При безбустерном управлении или управлении, в состав которого входит обратимый бустер руля направления, такое изменение величины отклонений, как правило, не вызывает существенных изменений в усилии, которое летчик прикладывает к педали. Причина этого легко объясняется, если вспомнить, что обе указанные величины — эффективность руля и величина усилий, необходимых для его отклонения — пропорциональны квадрату скорости.
На самолете с необратимым бустерным управлением рулем направления усилие, потребное для отклонения руля, целиком определяется специальным автоматом. Если данный автомат действует в зависимости от скорости, т. е. изменяет величину дРч
градиента в зависимости от изменения скоростного напора, то картина получается в общем такая же, как и при обратимом бустере или безбустерном управлении.
Если же, как это бывает чаще всего, автомат усилий руля направления представляет собой механизм пружинного типа, то увеличение потребного отклонения руля при снижении скорости полета влечет за собой и соответствующее увеличение усилий на педали. В этом случае летчик при торможении должен быть готов к тому, чтобы удерживать прямолинейность направления ценой усилий, существенно возрастающих по мере уменьшения скорости.
При передвижении рычагов управления двигателями для перехода с одного режима полета на другой необходимо учитывать то обстоятельство, что тяга всех установленных на самолете двигателей изменяется вслед за перемещением рычагов управления ими не строго синхронно. Происходит это потому, что система управления двигателями, особенно на больших по размеру многомоторных самолетах, растянута на десятки метров и обладает большим количеством сочленений, изломов и других элементов, неизбежно создающих упругие и механические люфты, а также вследствие неизбежных отличий в настройке автоматов приемистости.
Регулировка кинематики системы управления каждым двигателем практически сводится к тому, чтобы привести крайние положения (переднее и заднее) рычига управления двигателем в соответствие с нужными предельными режимами его работы (максимальным и минимальным). Фиксация же промежуточных положений рычагов, однозначно привязанных к определенным
115
режимам работы, на практике возможна лишь со значительно меньшей точностью.
На рис. 63 показан пучок кривых, характеризующих изменение тяги четырех двигателей, установленных на одном самолете, в зависимости от хода рычагов управления. Как видно из рисунка, даже если переводить рычаги управления двигателями из одного положения в другое строго синхронно, в области их промежуточных положений (например, в сечении А—Л),^неизбежны расхождения в величине тяги отдельных двигателей, т. е.
Рис. 63. Зависимость тяги нескольких двигателей, установленных на одном самолете, от положения рычагов управления двигателями (РУД)
иными славами, несмотря на исправную работу всей силовой установки, на самолете возникает некоторая несимметрия тяги. При определенных характеристиках самолета такая несиммет-рия может оказать заметное влияние на параметры полета. Известен случай, когда при заходе одного опытного многодвигательного самолета на посадку для уточнения расчета потребовалось произвести подтягивание, т. е. некоторое временное увеличение тяги. Летчик синхронно перевел все четыре рычага управления двигателями несколько вперед. Реакция самолета на столь обычные действия пилота была совершенно неожиданной: машина накренилась настолько энергично, что задела консолью крыла землю и была выведена из крена и благополучно приземлена только благодаря энергичным и своевременным действиям летчиков. Последующий анализ происшествия показал, что первопричина его заключалась в возникновении несимметричной тяги из-за несинхронного ее увеличения при передвижении рычагов управления двигателям^. В данном случае эта несиммет-рия проявилась так остро из-за недостаточности путевой, а главное, избыточности поперечной устойчивости, присущих первым образцам самолетов данного типа.
116
Для предотвращения подобной неблагоприятной реакции самолета на изменение режима работы силовой установки существует, вообще говоря, три возможных пути. Первый из них заключается в создании специальных систем управления двигателями многомоторных самолетов, обеспечивающих нужную степень синхронности их перевода с одного режима на другой. Однако такой путь связан со значительными трудностями, как конструктивными, например при создании устройств для компенсации влияния деформаций самолетам полете, так и эксплуатационными — при выполнении работ по регулировке силовой установки в целом и каждого из ее двигателей в отдельности. Поэтому возможности создания подобных систем в определенной степени ограничены.
Второй, по-видимому, более перспективный путь сводится к обеспечению таких характеристик устойчивости и управляемости самолета, при которых его чувствительность к несимметрии тяги не была бы столь сильно выражена. К числу таких характеристик, как было показано выше (см. гл. II), в первую очередь относятся коэффициенты статической боковой устойчивости т^х и т^у) а также величина х, характеризующая соотношение максимальных угловых скоростей поперечного и путевого возмущенного движения самолета.
Возвращаясь к приведенному в качестве примера самолету, следует указать, что в серийном варианте указанные характеристики были у него существенно улучшены за счет уменьшения угла поперечного V консольных частей крыльев на 1° и одновременного увеличения площади вертикального оперения на 45%. Все самолеты данного типа, находящиеся ныне в эксплуатации, обладают умеренной и во всяком случае вполне безопасной степенью чувствительности к несимметрии тяги, вызванной несин-хронностью действия систем управления двигателями.
Третий путь решения данной задачи сводится к применению специальных автоматических устройств — автопилотов, демпферов рыскания и крена и т. п., используемых в современном самолетостроении для обеспечения приемлемых характеристик устойчивости и управляемости в полном диапазоне скоростей и высот, на которых должен работать летательный аппарат данного типа, а также для обеспечения некоторых принципиально новых свойств самолета (вплоть до способности выполнять автоматическую посадку). Все более широкое распространение подобных устройств, характерное для авиации наших дней, связано, с одной стороны, с невозможностью обеспечить приемлемые характеристики устойчивости и управляемости современного летательного аппарата чисто аэродинамическими средствами и, с другой стороны, с повышением надежности элементов автоматики авиационных управляющих систем. Сейчас трудно представить себе самолет, пилотирование которого осуществлялось бы «вручную», без действующих в сочетании с пилотом и парал
117
лельно с ним многочисленных автоматических средств управления.
Параллельно с решением общих задач улучшения устойчивости и управляемости самолета применение автоматических устройств управления способствует и понижению чувствительности самолета к несимметрии тяги. На современном этапе развития авиации, по-видимому, целесообразно использование всех трех упомянутых направлений в их разумном сочетании с преимущественным развитием последнего из них — применения автоматики.
Наряду с этим летный состав должен учитывать возможность возникновения бокового возмущенного движения как реакции самолета на несинхронность действия систем управления отдельными двигателями и представлять себе вероятную степень этой реакции. Тогда, своевременно корректируя возможные боковые движения самолета при увеличении или уменьшении тяги путем соответствующих отклонений руля направления или дифференциации передвижений рычагов управлений отдельными двигателями, летчик всегда сможет избежать опасных последствий несинхронности изменений их тяги.

Глава IV
ЗАХОД НА ПОСАДКУ И ПОСАДКА С НЕПОЛНОЙ И НЕСИММЕТРИЧНОЙ ТЯГОЙ
1.	Диапазон скоростей и вертикальная скорость в полете с неполной и несимметричной тягой при посадочной конфигурации самолета
Заход на посадку и сама посадка представляют собой ответственнейшие этапы полета с неполной и несимметричной тягой. На первый взгляд может показаться, что поскольку снижение и особенно посадка связаны с уменьшением тяги, то и отказ одного или нескольких двигателей должен сказываться на этих этапах полета в меньшей степени, чем при полете по маршруту или тем более при возмущенном движении в момент самого отказа. Однако на практике известен ряд случаев, в которых пилот успешно справлялся с неожиданным отказом двигателя, переводил самолет в режим установившегося полета с неполной и несимметричной тягой, пролетал на этом режиме сотни, а иногда и тысячи километров, благополучно доходил до аэродрома назначения, но не справлялся с заходом на посадку и с посадкой.
Попытки объяснить подобные случаи причинами лишь чисто психологического характера (самоуспокоение летчика при виде своего аэродрома и вызванное этим ослабление внимания) не оказались убедительными. Более детальный анализ показал, что заходу на посадку и посадке с несимметричной тягой присущи специфические особенно'сти, которые отсутствуют (или проявляются в более слабой степени) на других этапах полета.
Первое из таких объективно существующих усложнений заключается в том, что при выпуске шасси и отклонении механизации существенно увеличивается аэродинамическое сопротивление самолета. В результате этого тяга работающих двигателей, вполне достаточная для обеспечения горизонтального полета с убранными шасси и закрылками, в некоторых случаях может оказаться недостаточной для полета с выпущенным шасси и посадочным положением механизации крыла.
119
Рис. 64. Зависимость избытка мощности AN и вертикальной скорости Vy 01 скорости по траектории V при различных конфигурациях самолета:
сплошная линия-1 шасси и закрылки убраны; пунктир — шасси и закрылки в посадочном положении
На рис. 64 показано характерное изменение избытка мощности, диапазона скоростей горизонтального полета и располагаемой вертикальной скорости при различных конфигурациях самолета. Как видно из рисунка, выпуск шасси, а также перевод механизации крыла в посадочное положение существенно уменьшают значение располагаемого избытка мощности, а следовательно, и диапазона поступательных скоростей и вертикальной скорости. При этом физическая сущность влияния выпуска шасси и отклонения механизации крыла не вполне одинакова.
Перевод механизации крыла из убранного положения во взлетное, в отличие от выпуска шасси, сам по себе сказывается на величине избытка мощности сравнительно слабо, но заметно уменьшает скорость, при которой имеет место максимум избытка мощности и соответствующей ему наибольшей возможной вертикальной скорости. Выпуск же шасси непосредственно увеличивает аэродинамическое сопротивление самолета, не создавая при этом прироста подъемной силы, т. е. ухудшает аэродинамическое качество, а вслед за ним и все основные летные данные: диапазон скоростей, вертикальную скорость и т. д.
На самолетах с тубовинтовыми двигателями в случае авторотации винта кроме влияния перехода на посадочную конфигурацию следует учитывать еще одно дополнительное обстоятель
ство — близость той скорости, при которой сопротивление авторотирующего винта турбовинтового двигателя достигает максимального значения (см. рис. 26).
Как было показано выше (в гл. II), сопротивление незафлю-гированного авторотирующего винта («отрицательная тяга») турбовинтового двигателя достигает наибольшего значения при той скорости, на которой лопасти авторотирующего винта становятся на промежуточный упор. Если эта скорость близка к рекомендованной для захода на посадку на самолете данного типа, то может оказаться целесообразным при заходе с авторотирующим винтом отказавшего двигателя сознательно отступить от данной рекомендации и поддерживать некоторую другую (большую или меньшую) скорость, при которой располагаемый избыток мощности, а значит, и величина вертикальной скорости будут более благоприятными (рис. 65).
Если при этом выбрана скорость, превышающая ту, на кото
120
рой имеет место максимум аэродинамического сопротивления винта, то следует иметь в виду, что на каком-то этапе захода, скорее всего при гашении скорости на предпосадочной прямой, этот пик сопротивления так или иначе придется пройти, и в этот
Рис. 65. «Провал» летных данных самолета в области повышенного сопротивления авторотирующего винта турбовинтового двигателя
момент торможение самолета будет протекать значительно интенсивнее, чем в привычном для пилота случае захода на посадку с исправно работающей силовой установкой или даже с отказавшим двигателем, винт которого зафлюгирован.
2.	Расчет на посадку с неполной и несимметричной тягой. Боковые отклонения от плоскости посадочной полосы.
Запас угла отклонения руля направления при подтягивании
Даже в случае, наиболее неблагоприятном с точки зрения располагаемого значения избытка мощности, когда самолет с одним или несколькими отказавшими двигателями в посадочной конфигурации лететь горизонтально не способен, возможность осуществления благополучной посадки отнюдь не исключается. Однако методика построения захода в подобном случае должна соблюдаться особенно строго. Первым необходимым условием этого является наличие в распоряжении пилота четкой информации о том, что при данном количестве работающих двигателей и данном весе его самолет после выпуска шасси и механизации может продолжать полет только со снижением с заранее известной вертикальной скоростью.
При подобных обстоятельствах выпуск шасси следует производить лишь тогда, когда самолет находится в положении, надежно обеспечивающем попадание на аэродром, т. е. с учетом
121
высоты полета, значения вертикальной скорости снижения самолета в посадочной конфигурации, а также времени выхода шасси как от основной, так и от аварийной систем. Необходимо заблаговременно, до подхода к аэродрому наметить точку начала выпуска шасси, которая обеспечила бы полный его выход на последней предпосадочной прямой, не позднее, чем после прохода дальней приводной радиостанции.
Выпуск шасси ранее рассчитанной точки может привести к вынужденному приземлению до границы летного поля. Однако к не менее тяжелым последствиям может привести и чрезмерно поздний выпуск шасси, особенно на самолетах, у которых он
Момент начала выпуска шасси
Шасси выпущено
. Ближняя	2
приводная	©
_	радиостанция ,
ВПП ' Точка выравнивания
Рис. 66. Схема определения момента начала выпуска шасси при заходе на посадку с неполной тягой
занимает сравнительно продолжительное время. В этом случае может получиться, что к моменту приземления шасси не успеет выпуститься полностью.
Определяя время выпуска шасси, следует иметь в виду, что на многих типах самолетов система выпуска и уборки шасси получает питание от устройств, установленных на двигателях (например, от приводных насосов гидросистем). В подобных случаях выход из строя одного или нескольких двигателей влечет за собой уменьшение количества исправно работающих устройств, питающих систему выпуска шасси, что, в свою очередь, может вызвать существенное замедление указанной операции.
С другой стороны, на некоторых типах самолетов может быть использовано то обстоятельство, что аварийная система выпуска шасси обладает у них большим быстродействием, чем нормальная (например, если нормальная система гидравлическая, а аварийная — воздушная). В подобном случае применение аварийного выпуска, несмотря на исправность нормального, существенно ускорит процесс выпуска шасси.
На рис. 66 схематически показан переход от горизонтального полета с убранным шасси к снижению с некоторой вертикальной скоростью после его выпуска.
Разумеется, в случае, если самолет в посадочной конфигурации с неполной тягой не способен лететь горизонтально, но снижается под углом, меньшим угла наклона нормальной глиссады 122
(0<0глисс), задача значительно упрощается: достаточно обеспечить окончательный переход к посадочной конфигурации непосредственно перед входом в глиссаду и для дальнейшего следования по ней тяга, превышающая оставшиеся энергетические возможности самолета, заведомо не потребуется.
Механизацию крыла на подходе целесообразнее всего переводить во взлетное положение после выхода на посадочную прямую. В посадочное положение ее следует переводить в районе ближней приводной радиостанции после того, как у летчика возникнет твердая уверенность в том, что после полного выхода механизации он, безусловно, попадет на аэродром.
Повторяем, что приведенные рекомендации относятся к тому чрезвычайно редкому случаю, когда самолет с неполной и несимметричной тягой в посадочной конфигурации не способен лететь горизонтально* Однако и в тех случаях, когда располагаемый избыток мощности обеспечивает возможность горизонтального полета в любой конфигурации самолета и, казалось бы, никаких ограничений в построении захода на посадку не возникает, целесообразно все же заходить на посадочную прямую вплоть до прохождения дальней приводной радиостанции при взлетном (т. е. неполном) отклонении механизации крыла. В случае удачного захода у летчика всегда имеется возможность до приближения к полосе перевести механизацию из взлетного положения в посадочное — эта операция требует не более нескольких секунд времени. В случае же неудачного захода уход на второй круг при взлетном положении механизации крыла, естественно, связан с меньшими затруднениями, чем при посадочном положении.
Во всех случаях, как при наличии Vymax>0, так и при V\/max<0, наилучшей траекторией захода с неполной тягой следует считать такую, при которой снижение по нормальной глиссаде к намеченной точке выравнивания происходило бы на режиме подтягивания, т. е. при работе исправных двигателей на некотором среднем режиме.
Подход на небольшом подтягивании обладает рядом преимуществ перед снижением на режиме нулевой тяги исправных двигателей. ГВо-первых, при этом в распоряжении пилота остается свобода маневра в обоих направлениях: изменяя тягу работающих двигателей, он имеет возможность как увеличить, так и уменьшить вертикальную скорость и угол снижения и, таким образом, исправить (разумеется, в определенных пределах) ошибку любого знака в траектории снижения. Во-вторых, при работе исправных двигателей на средних оборотах их приемистость значительно выше, чем при работе на режиме холостого хода и, следовательно, любые потребные изменения режима,
* Например, при выходе из строя к концу полета двигателей в количестве, превышающем расчетное.
123
вплоть до выхода на максимальную тягу для ухода на второй круг, могут выполняться более быстро и четко.
Расчет на посадку с неполной и несимметричной тягой следует производить так, чтобы самолет шел несколько выше нормальной глиссады или точно по ней, но никак не ниже. Это целесообразно потому, что в условиях захода на подтягивании с неполной тягой исправление перелета («промазывания») вообще проще, чем обратного отклонения («недотягивания»).
Рис. 67. Траектория захода на посадку при раннем и позднем исправлении ошибки в расчете:
1—своевременно обнаруженная ошибка в расчете исправляется небольшим изменением тяги двигателей; 2—несвоевременно обнаруженная ошибка в расчете требует для своего исправления значительного изменения тяги двигателей
Однако сказанное справедливо лишь при том обязательном условии, что речь идет о небольших отклонениях в ту или иную сторону. Если же ошибка в расчете запущена и успело накопиться значительное отклонение от нормальной глиссады, то и исправление ее в обоих случаях, как при недолете, так и при перелете, оказывается достаточно сложным. Поэтому пилот должен стремиться к тому, чтобы небольшими изменениями в ре* жиме работы действующих двигателей исправлять замеченные отклонения как можно раньше — немедленно после того, как они будут обнаружены (рис. 67). В сущности подобный образ действий целесообразен при любом заходе на посадку, а не только при посадке с неполной и несимметричной тягой, но в последнем случае следовать этому правилу особенно важно.
По мере приближения к посадочной полосе превышение над нормальной глиссадой следует постепенно уменьшать с таким расчетом, чтобы с высоты 30—50 м вписаться в нормальную траекторию снижения и подходить к аэродрому под обычным, привычным для летчика углом.
Выше указывалось, что в тех случаях, когда самолет с неполной и несимметричной тягой не способен лететь горизонтально в посадочной конфигурации, исправление значительного недолета может оказаться попросту невозможным. Однако исправ
124
ление большого отклонения и в сторону перелета, особенно на турбовинтовых самолетах, также может быть связано с определенными трудностями и даже возникновением небезопасных ситуаций. Причина последних заключается в том, что у пилота в данных обстоятельствах возникает естественное стремление исправить перелет, пользуясь таким мощным средством торможения, как винты турбовинтового двигателя.1 Однако надо иметь в виду, что средство это настолько мощно, что неумеренное пользование им может привести к чрезмерному торможению самолета — быстрому падению скорости. Восстановление же нормальной, потребной для погашения снижения и осуществления выравнивания, скорости в условиях близости земли, несиммет-рии и неполноты тяги может оказаться затруднительным.
Кроме того, следует иметь в виду, что торможение винтами турбовинтовых двигателей, особенно внутренних, резко ухудшает обдувку хвостового оперения, а следовательно, и эффективность рулей. В результате пилот, применивший на малой высоте торможение винтами в большей, степени, чем требовалось, рискует оказаться вблизи земли на самолете, не только потерявшем скорость, но к тому же еще и плохо управляемом.
Поэтому снятие рычага винтов с упора, а также уборку рычага газа турбовинтового двигателя за проходную защелку полетного малого газа в целях уточнения расчета следует считать недопустимым как при заходе на посадку в обычных условиях, так и особенно при заходе с неполной тягой.
Таковы особенности выполнения захода на посадку, связанные с недостаточностью находящейся в распоряжении пилота величины тяги.
Однако еще больше усложняет поведение самолета несим-метрия приложения этой тяги.
В летной практике зафиксирован ряд случаев, когда при заходе на посадку с несимметричной тягой пилот, успешно выйдя из последнего разворота в плоскость посадочной полосы, на полосу не попадал. Конкретной причиной такого явления было самопроизвольное отклонение траектории («увод») самолета в сторону от плоскости посадочной полосы. Порой объяснение подобных случаев также искали в субъективных ошибках, допущенных пилотом, в частности в том, что, подойдя к завершающему этапу полета с несимметричной тягой, он ослаблял внимание и переставал должным образом следить за направлением захода. Додобные объяснения представляются не вполне убедительными хотя 'бы потому, что при исправной работе всех двигателей летчик, казалось бы, имеет еще больше поводов для «самоуспокоения» при приближении окончания полета, но тем не менее случаев непопадания на полосу при исправной работе всей силовой установки почти не зафиксировано. В действительности подобные случаи при заходе с частично отказавшей си-
125
ловой установкой имеют исчерпывающее объяснение, вытекающее из самой динамики полета с несимметричной тягой.
В самом деле, как было показано выше, полет с несимметричной тягой без крена всегда происходит со скольжением в сторону неработающего двигателя. При этом угол скольжения оказывается тем больше, чем больше момент несимметрии тяги и чем меньше скорость полета.
Последнее обстоятельство приводит к тому, что при заходе на посадку, когда скорость постепенно уменьшается до величины, потребной для выравнивания, а момент несимметричной тяги Л1Н.Т возрастает в связи с необходимостью увеличения тяги исправных двигателей для компенсации сопротивления, возросшего после выпуска механизации крыла и шасси, угол скольжения достигает наибольших значений. В результате летчик неожиданно для себя обнаруживает энергичный увод самолета в сторону, исправить который уже не всегда успевает.
Каждое увеличение тяги работающих двигателей, произведенное во время захода для корректировки глиссады снижения, влечет за собой дополнительный увод самолета от плоскости посадочной полосы в сторону неработающих двигателей.
Во избежание этого целесообразно выполнять заход с несимметричной тягой без скольжения, т. е. с небольшим креном в сторону работающего двигателя. Причем при каждом изменении тяги работающих двигателей следует соответствующим образом изменять и величину крена. Пилот должен помнить в этом случае простое правило: больше тяга — больше крен, меньше тяга — меньше крен. Только при соблюдении этого правила самолет будет приближаться к посадочной полосе, не отклоняясь от ее оси в сторону.
Особенно важно незамедлительно ликвидировать скольжение путем накренения самолета в сторону работающих двигателей, если отказ одного из них произошел не на предыдущих этапах полета, а на самом заходе на посадку. Правда, вероятность отказа в этот период весьма мала, как в силу его относительной кратковременности, так и вследствие того, что силовая установка при заходе на посадку работает на сравнительно мало напряженных режимах.
Тем не менее, по современным требованиям, характеристики ‘боковой устойчивости и управляемости самолета должны исключать возможность выхода на опасные углы крена, скольжения и атаки при внезапном отказе критического двигателя на предпосадочном снижении в посадочной конфигурации. Удовлетворение данному условию иногда заставляет по результатам испытаний вносить соответствующие изменения в параметры пилотирования, в частности — назначать скорость планирования, несколько повышенную по сравнению с той, которая была бы достаточна для обеспечения должных характеристик продольного движе-126
ния на посадке в нормальных условиях (обычно такая скорость равна 1,3 минимальной), вплоть до высоты выравнивания.
Величина, обратная аэродинамическому качеству большинства современных самолетов в посадочной конфигурации, как правило, заметно превышает значение тангенса угла наклона нормальной глиссады предпосадочного снижения. В самом деле, если 9 =2—4°, то tg0 = O,O4—0,07, а	=25—15, что существен-
но отличается от обычных значений Кпос- Поэтому заход на посадку производится не на чистом планировании, а на режиме подтягивания, т. е. с работающими двигателями, развивающими некоторую тягу, обычно соизмеримую по величине с крейсерской. Следовательно, и отказ двигателя во время захода на посадку может существенно повлиять на параметры полета. Правда, с точки зрения располагаемого, избытка тяги, отказ на заходе менее опасен, чем на других этапах полета. Его влияние существеннее сказывается на управляемости самолета. Потенциальная опасность такого отказа заключается в том, что, продолжая снижение без крена, летчик обнаружит вызванный скольжением снос лишь на весьма малой высоте, когда его парирование будет сильно затруднено и во всяком случае потребует выполнения достаточно энергичных маневров с неполной и несимметричной тягой вблизи земли.
Сказанное в полной мере относится и к автоматическому заходу на посадку. Если в системе автоматического управления заходом (САУ ЗП) не запрограммирован случай отказа бокового двигателя, то подобная система отреагирует на снос, вызванный скольжением, так же, как на любой другой (например, возникший под действием боковой составляющей ветра). Однако, как было показано, при полете на режиме у = 0, р=^0 сильно уменьшаются запасы отклонений руля направления^ Поэтому при отказе бокового двигателя в ходе автоматического захода на посадку по системе, на данный случай не рассчитанной, следует принудительно ввести крен на работающие двигатели или, если система такого вмешательства не допускает, выключить ее и завершить заход на ручном управлении с соблюдением правила: больше тяга — больше крен, меньше тяга — меньше крен.
Разумеется, и при ручном, и при автоматическом управлениях возможно парирование увода самолета от оси посадочной полосы в сторону неработающего двигателя соответствующим изменением курса. Однако данный способ связан с некоторыми неудобствами. Во-первых, изменение величины упреждения по курсу осуществлять синхронно с изменениями тяги более затруднительно, чем соответствующее изменение крена, так как оно связано с выполнением более сложного маневра — не в одной, а в двух плоскостях. Кроме того, упреждение по курсу в большинстве случаев приходится убирать в конце выдерживания перед касанием. Маневр этот и при симметричной тяге требует доста-
127
точно точного выполнения, а при несимметричной тяге, естественно, будет еще более сложен для летчика. Поэтому устранение бокового относа самолета при заходе на посадку с несимметричной тягой целесообразнее производить путем непосредственного устранения скольжения, как первопричины этого относа.
На самолетах с четырьмя двигателями при отказе одного из них степень асимметрии тяги при заходе на посадку может быть существенно снижена рациональным использованием тяги исправных двигателей. Уменьшение суммарной тяги осуществляется сначала за счет дросселирования двигателя, симметричного отказавшему. И лишь после того, как его тяга доведена до наименьшего возможного значения, если требуется дальнейшее уменьшение суммарной тяги, снижается режим симметрично расположенных работающих двигателей.
По мере подхода к земле скорость самолета, как известно, должна постепенно уменьшаться до величины, потребной для выравнивания. Данное обстоятельство также вносит некоторые дополнительные особенности в управление самолетом прежде всего в связи с уже отмечавшимся увеличением потребного отклонения руля направления.
У некоторых самолетов недавнего прошлого, на которых в полетной конфигурации установившийся полет с несимметричной тягой требовал умеренных углов отклонения руля направления, во время захода на посадку, особенно на последнем этапе, отклонения руля начинало не хватать. Так, например, на одном двухдвигательном турбореактивном самолете при нормальной скорости подхода к земле, чтобы произвести горизонтальное подтягивание, приходилось увеличивать тягу работающего двигателя до величины Р = 0,85-4-0,9Pmax- Таким образом, избыток тяги, казалось бы, полностью обеспечивал7 возможность исправления даже достаточно грубой ошибки. Однако при этом возникало неожиданное препятствие со стороны управляемости самолета в путевой плоскости. Для поддержания в данных условиях прямолинейности полета, даже при отсутствии скольжения, с соответствующим креном в сторону работающего двигателя (у~р = О), потребное отклонение руля направления достигало 27°, в то время как предельное отклонение было равно всего 25°.
Из сказанного может создаться впечатление, что описанное положение безвыходно и что, если летчик, заходя на посадку на самолете данного типа, допустил настолько грубое и несвоевременно обнаруженное отклонение от глиссады, что для его исправления требуется горизонтальное подтягивание, то попасть на аэродром уже невозможно ввиду отсутствия необходимых средств противодействия развороту в сторону отказавшего двигателя.
Однако в действительности подобное положение при всей его сложности все же безвыходным считать нельзя.
128
Чтобы обеспечить прямолинейность траектории на горизонтальном подтягивании, необходимо было лишь применить скольжение в сторону работающего двигателя, для чего дополнительно накренить самолет в эту сторону еще на несколько (2—5) градусов. Как было показано выше (см. рис. 53), потребное отклонение руля при этом уменьшается, чем и обеспечивается возможность поддержания самолета в режиме прямолинейного полета.
Необходимость применить скольжение в сторону работающего двигателя может возникнуть и без какой-либо ошибки со стороны летчика. Степень несимметрии тяги может быть настолько велика, что для парирования разворота, даже при снижении по правильной глиссаде, полное отклонение руля окажется недостаточным. Пример подобной ситуации — отказ двух двигателей на турбовинтовом самолете с одной стороны при одновременном отказе систем флюгирования одного или обоих винтов (случай, правда, крайне редкий — за ряд последних лет он ни разу не был зафиксирован в летной практике). Тем не менее и в этом, гипотетическом, случае прямолинейность полета, как правило, может быть обеспечена, причем единственным способом: путем использования скольжения в сторону работающих двигателей. Угол крена при этом целесообразно подбирать с некоторым превышением, т. е. так, чтобы самолет летел прямолинейно при неполном отклонении руля направления. Не менее 20—30% отклонения руля должно быть оставлено в запасе для парирования случайных атмосферных возмущений, а также для удержания самолета от разворота в момент выравнивания, когда скорость, а значит, и запас отклонения руля, уменьшится в еще большей степени.
На выравнивании, даже столкнувшись с вновь возникшей по указанной причине недостаточностью запаса отклонения руля направления, ни в коем случае не следует удерживать самолет от разворота путем снижения тяги работающих двигателей. Уменьшить их тягу можно только после погашения вертикальной скорости снижения и перехода к выдерживанию. Уменьшив же тягу работающих двигателей ранее окончания выравнивания, пилот хотя и сможет удержать самолет от разворота, но рискует серьезно нарушить правильность профиля посадки, вплоть до энергичного проваливания и удара колесами о землю.
Следует напомнить также, что на самолетах с необратимыми гидроусилителями и пружинными загружателями в системе путевого управления увеличение потребного отклонения руля направления вблизи выравнивания может быть связано и с соответствующим увеличением усилий на педали.
После того как выравнивание самолета выполнено, уборка газа работающих двигателей должна выполняться плавно, с одновременным выводом самолета из крена.
129
При этом следует иметь в виду, что триммер руля направления, отрегулированный в полете на нулевые усилия при отклоненном руле, вызовет в этот момент появление на педалях усилий обратного знака. Поэтому необходимо либо своевременно — перед выравниванием — вернуть триммер в положение, близкое к нейтральному, и, пока исправные двигатели продолжают работать, удерживать руль в нужном положении, прилагая к педали необходимые усилия, либо быть готовым к появлению близких по величине усилий уже на противоположной педали во время предпосадочного выдерживания после перевода работающих двигателей на режим холостого хода. Парирование данного явления, если оно оказалось неожиданным для летчика, психологически затруднено тем, что требует определенной перестройки программы действий, так как заброс по курсу происходит в сторону исправных двигателей, в то время как в течение всего полета с несимметричной тягой летчик заботился о парировании разворота в сторону отказавших двигателей. Поэтому во всех случаях, когда это возможно, целесробразно практиковать возвращение триммера руля направления в положение, близкое к нейтральному, заблаговременно, т. е. ранее перевода работающих двигателей на режим холостого хода.
3.	Заход на посадку с неполной и несимметричной тягой при боковом ветре. Намеренное введение несимметрии тяги для парирования влияния бокового ветра
Задача путевого управления на предпосадочной прямой по существу сводится к удерживанию траектории снижения в плоскости посадочной полосы, противодействуя влиянию случайных причин, выводящих самолет из этой плоскости. Наличие боковой составляющей ветра заметно усложняет эту задачу даже при снижении с полностью исправной силовой установкой.
Вопросы, связанные с посадкой при боковом ветре, в настоящее время представляют значительно большую актуальность, чем на более ранних этапах развития авиации. Причина этого заключается в том, что в наши дни посадка с боковым ветром превратилась в явление, значительно более частое, чем было в прошлом, когда господствовала круглая или квадратная форма летного поля, позволявшая во всех случаях выкладывать старт в плоскости ветра. Появление скоростных реактивных самолетов, обладающих большими дистанциями взлета и посадки, обусловило повсеместный переход к бетонированным взлетно-посадочным полосам, при которых остается всего по два возможных посадочных курса на каждую имеющуюся на данном аэродроме полосу. Правда, указанные полосы располагаются обычно вдоль наиболее вероятного направления ветра, соответствующего ориентации «розы ветров», построенной для данной местности. Однако, несмотря на это, направление ветра строго
130
вдоль полосы является сейчас скорее исключением, чем правилом.
"Наибольшие трудности возникают при заходе на посадку и посадке с боковым ветром на самолетах со стреловидным крылом. На подобных самолетах практически неприменим такой еще недавно повсеместно распространенный способ парирования сноса от бокового ветра, как скольжение. Причина этого заключается в том, что в отличие от самолетов с прямыми крыльями на самолетах со стреловидными крыльями в прямолинейном полете со скольжением на относительно больших углах атаки (а именно такие углы имеют место при подходе к земле и особенно при самой посадке) возникает мощный аэродинамический момент относительно продольной оси, стремящийся вывести самолет из крена и скольжения.
Для поддержания машины в нужном режиме летчику приходится значительно отклонять элероны в сторону скольжения. Уже при сравнительно небольших углах [3 это отклонение достигает своего предельного значения и, таким образом, дальнейшее увеличение скольжения делается невозможным, не говоря о том, что при этом в распоряжении летчика не остается запаса отклонения элеронов, необходимого для парирования случайных внешних возмущений.
Исходная причина подобного положения заключается в том, что у стреловидного крыла абсолютная величина коэффициента поперечной статической устойчивости т^х в отличие от крыла прямого существенно зависит от угла атаки. На рис. 27 было показано протекание указанной зависимости. Как видно из pin сунка, абсолютное значение коэффициента т* в пределах нормального диапазона летных углов атаки у самолета со стреловидным крылом изменяется в несколько раз. Естественно, что при проектировании и доводке самолета угол поперечного V крыла подбирается с таким расчетом, чтобы во всех случаях сохранялась поперечная статическая устойчивость (т. е. соблюдалось условие т^<0). В результате, даже обеспечив приемлемые, близкие к нулю значения коэффициента т^х при малых углах атаки, приходится мириться с тем, что на околопосадоч-ных и посадочных углах самолет со стреловидным крылом имеет значительные избытки поперечной статической устойчивости.
Поэтому применение скольжения как единственного или хотя бы основного средства парирования бокового ветра при заходе на посадку на самолетах со стреловидными крыльями было бы равнозначно существенному ограничению предельных значений бокового ветра, при которых посадка самолета данного типа была бы вообще осуществима.
В связи с этим в настоящее время на большинстве типов стреловидных самолетов при заходе на посадку с боковым ветром применяется другой способ пилотирования. В этом способе
131
скольжение не применяется (или применяется лишь как дополнительное средство), а возникающий снос парируется полностью или почти полностью внесением соответствующего упреждения в курс полет^-
Данный способ обладает рядом существенных преимуществ. Во-первых, величина боковой составляющей ветра, при которой возможен заход на посадку, практически не ограничена, потому что отворот от посадочного курса на любой нужный угол в сущности не привносит в пилотирование никаких осложнений. Во-
Рир. 6& Два способа парирования сноса от бокового ветра при заходе на посадку: а—скольжением; б—упреждением по курсу
вторых, при заходе на посадку без скольжения самолет обтекается воздухом симметрично, руль направления и элероны находятся в положении, близком к нейтральному, и, таким образом, сохраняют полную величину запаса отклонений в обе стороны для парирования случайных внешних возмущений.
На рис. 68 схематически показаны оба описанных способа захода на посадку при боковом ветре. Если заход производится с упреждением по курсу, то перед самым приземлением самолет можно довернуть на посадочный курс так, чтобы совместить вектор скорости с плоскостью колес или по крайней мере существенно уменьшить угол между ними во избежание повышенных боковых нагрузок на основные колеса и конструкцию шасси. Правда, указанные нагрузки, даже при посадке с неустра-ненным сносом, как правило, не выходят за пределы, обеспеченные другими расчетными случаями, например случаем «разворот на пробеге». Поэтому маневр доворота в плоскость взлетно-132
посадочной полосы во многих случаях можно и не производить или производить уже после касания, так как большинство самолетов современных схем (с носовым колесом) выполняет этот доворот самопроизвольно, независимо от действий летчика. Коснувшись земли основными колесами, самолет подобной схемы под действием момента, образованного относительно центратя-
а>	6)
Рис. 69. Путевой момент от поперечных составляющих сил трения колес шасси:
а—посадка со сносом относительно земли самолета с носовым колесом; б—посадка со сносом относительно земли самолета с хвостовым колесом
жести поперечными составляющими сил трения основных колес, стремится выполнить нужный разворот сам.
В сущности в способности самолета ориентироваться вдоль оси ВПП проявляется путевая устойчивость, характерная для самолетов с носовым колесом при движении по земле. Разумеется, пользоваться этим свойством следует лишь в тех случаях, когда достоверно известно, что прочность пневматиков и всего шасси самолета данного типа допускает приложение боковой нагрузки, возникающей при касании земли со сносом. Поэтому летчики после захода на посадку с парированием сноса от бокового ветра методом упреждения по курсу, как правило, перед касанием все же выполняют управляемый доворот самолета в плоскость посадочной полосы с тем, чтобы если не обеспечить приземление без малейшего скольжения относительно земли («юза»), то существенно уменьшить величину последнего.
Однако и в этом случае пилотирование мало усложняется, благодаря отсутствию сколько-нибудь серьезных требований к точности устранения скольжения в момент касания.
На самолетах старых схем (с хвостовым колесом) такое требование действовало в полной мере и его удовлетворению были подчинены все действовавшие правила пилотирования на посадке. Причина этого заключалась в том, что самолеты с хвостовым колесом обладали пониженной степенью путевой устойчивости при движении по земле и такой мощный начальный им
133
пульс, как момент боковых сил трения главных колес о землю, неизбежно имеющий место при посадке со сносом, мог привести (и зачастую приводил) к возникновению прогрессирующего неуправляемого разворота.
У самолета с хвостовым колесом (рис. 69, б)
Му восст~ гл^ Fz Хв&,
где FZXB — боковая сила трения хвостового колеса;
b — расстояние от ц. т. самолета до хвостового колеса.
При этом возможны два случая.
Если [Еггля! < |FZXB6|, ^Зосст>0 и самолет после касания ориентируется вдоль оси ВПП, т. е. ведет себя так же, как самолет с носовым колесом.
Если |Лгла|>|Лхвб|, Л1Увосст<0 и самолет входит в разворот.
На самолете же с носовым колесом (в современном самолетном парке подобная схема шасси господствует практически безраздельно) степень устойчивости пути при движении по земле настолько высока, что он, независимо от величины начального импульса, практически не подвержен каким бы то ни было неуправляемым разворотам на пробеге:
Му ВОССТ Z гл^’
где восст— восстанавливающий путевой момент шасси;
Fzгл — боковая сила трения главных стоек шасси (боковая сила носового колеса равна нулю, так как носовая стойка самоориентирующаяся);
а — расстояние от ц. т. самолета до линий осей основных стоек шасси.
При этом всегда 7Иувосст>0, т. е. направлен в сторону совмещения оси самолета с вектором скорости.
Поэтому на современных самолетах доворот перед касанием после захода на посадку с упреждением по курсу выполняется только в интересах уменьшения боковых нагрузок на шасси, но не для обеспечения нужной управляемости при последующем движении по земле, а значит, особой точности выполнения не требует и во всяком случае представляет для летчика меньше сложности, чем вывод из крена и скольжения, который приходилось выполнять над самой полосой при заходе со скольжением.
'Независимо от способа парирования сноса от бокового ветра — изменением курса или скольжением — выполнение этого маневра при наличии несимметричной тяги имеет свои дополнительные особенности. На рис. 70 показан случай, при данных обстоятельствах наиболее сложный и нежелательный: заход с несимметричной тягой без крена (и, следовательно, со скольжением) при наличии бокового ветра со стороны работающих моторов. Как видно из рисунка, в этом случае снос от бокового
134
когда это воз-ветер дул со
углов сноса от бокового
Рис. 70. Сложение от скольжения и ветра при заходе на посадку с несимметричной тягой без крена
ветра имеет тот же знак, что и снос от скольжения. В результате суммарная величина сноса относительно земли может достигать заметных величин — в угловом выражении до десятков градусов. В связи с этим при заходе с несимметричной тягой без крена и наличии поперечной составляющей ветра относительно оси взлетно-посадочной полосы целесообразно всегда, можно, выбирать направление захода так, чтобы стороны отказавших двигателей. Это обеспечит различие знаков и, следовательно, хотя бы частичную взаимную компенсацию сноса от бокового ветра и сноса от скольжения, вызванного полетом с несимметричной тягой без крена. Разумеется, сказанное применимо лишь в тех случаях, когда продольная составляющая ветра не настолько велика, чтобы посадка в направлении, выгодном с точки зрения противодействия боковому сносу, оказалась бы небезопасной из-за значительной величины попутной составляющей ветра.
Возможность взаимной компенсации сносов, вызванных боковым ветром и скольжением от несимметричной тяги, породила идею преднамеренного несимметричной тяги в интересах парирования сноса от ветра при полете с исправной силовой установкой самолета. Чтобы реализовать эту идею, необходимо при заходе на посадку задавать установленным на самолете двигателям неодинаковые режимы работы: двигатели, расположенные с той стороны, с которой дует ветер, должны развивать меньшую тягу, чем расположенные с противоположной стороны.
Вели ставить задачу точной компенсации сноса от бокового ветра путем создания противоположной по знаку и равной по величине боковой составляющей скорости, вызванной скольжением, то требуется, как видно из рис. 46 и 68, создание момента несимметричной тяги, удовлетворяющего уравнению
?сн = ₽-
Т Т	_ •	/	\	Q	Z
Или, учитывая, что y- = sin(?CH)=cpCH и р=—— ,
czqS
АР
cVqS ’
введения
бокового
<2*	Z
где	; ДР и, следовательно, р = -.-------
*В.О Ч	'в.о—Ч
135
получаем
W __ z' др v ~~	’ ^gS ’
откуда
ДР = гв.о.~ /1 . W_c9qS==	(Ю)
z V z	2г z
Здесь ДА— потребная разность тяг левого и правого симметрично расположенных двигателей, необходимая для компенсации сноса от бокового ветра скольжением без крена;
W— боковая составляющая ветра;
V — поступательная скорость полета;
с?— статическая производная коэффициента поперечной силы по углу скольжения;
/в.о — плечо вертикального оперения;
z— расстояние от линии действия тяги двигателя до плоскости симметрии самолета (плечо двигателя) ;
/1 — расстояние от точки приложения поперечной аэродинамической силы Z до центра тяжести самолета;
q— скоростной напор;
р— массовая плотность воздуха;
S — площадь крыла.
Приведенная формула позволяет точно установить степень несимметрии тяги, необходимую при данных условиях для парирования снова от бокового ветра заданной силы.
Однако на практике в столь точной компенсации сноса от бокового ветра нет необходимости. К тому же сама величина скорости ветра и его направление редко бывают настолько стабильными, чтобы имела смысл постановка такой задачи. На практике обычно достаточно свести снос до величины настолько малой, чтобы она не фиксировалась летчиком визуально, т. е. ликвидировать видимый снос от бокового ветра. Тем не менее выполненный до подхода к аэродрому посадки предварительный расчет несимметрии тяги, потребной при данном боковом ветре, облегчит выполнение визуального захода.
Применение данного способа позволяет расширить диапазон скоростей бокового ветра, в пределах которого возможна посадка самолета данного типа.
Так, в инструкции по пилотированию самолета Ту-104 указывается, что при симметричной тяге обоих двигателей максимально допустимое значение бокового ветра на посадке равно 12 м{сек, а при использовании увеличения тяги двигателей со стороны, противоположной той, откуда дует ветер, достигает 14 м!сек.
Легко показать, что на самолетах с двигателями, более разнесенными относительно плоскости симметрии (таких, как
136
Рис. 71. Вид самолета Ан-26 в плане и зависимость отклонения его руля направления от скорости полета (по сравнению с Ан-24)
Ту-114, Ан-22 и т. п.), применение данного способа оказывается еще более эффективным и обеспечивает увеличение диапазона допустимых значений скорости бокового ветра не на 2, а на 4—5 м1сек и более, что, естественно, равнозначно существенному расширению эксплуатационных возможностей самолетов данных типов.
Говоря о намеренном нарушении симметрии тяги, следует упомянуть некоторые, правда весьма редкие, типы самолетов, у которых это нарушение связано с самой компоновкой силовой установки. На самолете фирмы Бломм и Фосс BV-141 (1944 г.) единственный двигатель располагался не в плоскости симметрии машины, а в стороне от нее, на крыле.
В настоящее время успешно летает самолет Ан-26, близкий по конструкции к Ан-24, но отличающийся от него, в частности, наличием третьего двигателя—ТРД, установленного в правой мотогондоле. Сама по себе установка третьего двигателя существенно улучшает летные данные самолета на взлете, наборе высоты и, разумеется, в случае отказа одного из основных двигателей. Одновременно этот двигатель заменяет автономную вспомогательную силовую установку, служащую для удовлетворения энергетических потребностей самолета на земле (в частности, для запуска основных двигателей).
Что же касается несимметричного расположения ТРД, то таковое было выбрано, во-первых, из конструктивных соображений (близость к топливным бакам и другим системам силовой установки), а во-вторых, потому, что два симметрично расположенных ТВД АИ-24, вследствие закручивания струй их винтов, дают не вполне симметричную суммарную тягу. Поэтому самолет Ан-24 имеет, как известно, тенденцию к развороту вправо, особенно сильно выраженную на малых скоростях полета при максимальном режиме работы двигателей.
Несимметрично приложенная тяга ТРД с избытком компенсирует данную тенденцию и вызывает разворачивающий момент примерно такой же величины, но направленный в обратную сторону — влево. В результате, как показано на рис. 71, самолет Ан-26 требует в полете отклонения педалей руля направления, близкого по величине, но обратного по знаку по сравне
137
нию с самолетом Ан-24. Таким образом, полет с неполностью симметричной тягой является на самолетах некоторых типов не особым, а нормальным эксплуатационным случаем.
4.	Уход с неполной и несимметричной тягой на второй круг
В тех случаях, когда средства уточнения расчета на посадку (на современных самолетах эти средства сводятся в основном к изменению тяги силовой установки) были использованы летчиком несвоевременно или несоразмерно, неустраненная ошибка в расчете приводит к тому, что самолет подходит к земле не в намеченной точке выравнивания, а в некоторой другой точке, расположенной ближе или дальше от начала взлетно-посадочной полосы.
Ошибка в местоположении точки выравнивания приводит к тому, что и приземление, и окончание пробега оказываются также сдвинутыми. Необходимость считаться с возможностью (и даже неизбежностью) подобных ошибок является одной из причин, заставляющих строить взлетно-посадочные полосы с определенным запасом по длине сверх величин, соответствующих взлетно-посадочным характеристикам самолетов, эксплуатация которых предполагается на данном аэродроме.
В определенных пределах разброс места приземления самолета относительно посадочных знаков является, таким образом, нормальным. Однако если ошибка в расчете на посадку, особенно в сторону перелета, превышает допустимые пределы настолько, что ее исправление уже практически невозможно и не гарантирует окончания пробега в пределах посадочной полосы, то летчик вынужден выполнять так называемый уход на второй круг. Для этого силовая установка выводится на взлетный режим работы (иногда, если уход на второй круг выполняется заблаговременно и при наличии определенных запасов скорости и высоты, может оказаться достаточным использование более умеренного, например номинального, режима). Скорость самолета, если она уже была снижена до величины, меньшей, чем установленная скорость перехода к набору высоты после взлета, вновь увеличивается до значения последней. Вертикальная скорость снижения гасится вплоть до перевода самолета в горизонтальный полет, а затем в режим подъема, после чего осуществляется повторный заход на посадку. Следует заметить, что даже при нормальной работе всей силовой установки уход на второй круг, как и всякий маневр, выполняемый в непосредственной близости к земле, требует достаточно четких и своевременных действий экипажа. В частности, погашение вертикальной скорости снижения должно быть выполнено без задержки, но в то же время при обязательном условии сохранения необходимого запаса поступательной скорости.
138
Тем не менее никаких сколько-нибудь существенных затруднений в пилотировании уход на второй круг в обычных условиях не представляет и во всяком случае обеспечивает безопасность полета в большей степени, чем приземление с грубой ошибкой в расчете. Однако при заходе на посадку с неполной и несимметричной тягой осуществление ухода на второй круг имеет определенные особенности.
Наиболее существенная из этих особенностей состоит в том что избыток мощности (тяги) по сравнению с полетом с непол
ной тягой по маршруту дополнительно уменьшен. Чтобы оценить степень этого уменьшения, надо иметь в виду, что в данном случае не только снижена вследствие отказа части двигателей располагаемая тяга, но одновременно заметно повышена и потребная тяга в результате приведения самолета в посадочную конфигурацию (выпуск шасси и перевод
механизации крыла в полностью выпущенное положение). Поэтому, если в полете с убранным шасси, убранной механизацией крыла и исправно работающей силовой установкой область возможных режимов полета с разгоном (или
положительной вертикальной скоростью) была заключена между кривыми 1 и 4 (рис. 72), то после выхода части двигателей
Рис. 72. Кривые потребных и располагаемых тяг самолета при полной и неполной тяге, в полетной и посадочной конфигурациях:
/—располагаемая тяга при полностью исправной силовой установке; 2—располагаемая тяга при частично вышедшей из строя силовой установки; 3—потребная тяга при посадочной конфигурации; 4—потребная тяга при полетной (крейсерской) конфигурации
из строя эта область сужается
до размеров зоны, заключенной между кривыми 2 и 4, а после вы-
пуска шасси и механизации крыла — до еще более ограниченного как по абсциссе (диапазону скоростей), так и по ординате (величине избытка мощности) участка между кривыми 2 и 3.
Существуют самолеты, которые в посадочной конфигурации при отказе определенной (превышающей расчетную) части своей силовой установки лишены даже этого небольшого участка. Это значит, что при данном количестве отказавших двигателей, например двух из имеющихся трех, они вообще не в состоянии осуществить уход на втброй круг. Летая на самолете опреде-
ленного типа, летчик должен твердо знать, при каких условиях (полетный вес, количество отказавших двигателей, положение лопастей их винтов, угол отклонения закрылков 63 и т. д.) его самолет в случае неудачи первого захода способен выполнить уход на второй круг и повторный заход на посадку.
139
Чтобы обеспечить самолету возможность ухода на второй круг с частью неработающих двигателей, иногда предусматривается выполнение захода на посадку с неполной тягой при неполном отклонении механизации крыла (63<бзПос )• Это способствует увеличению располагаемого избытка тяги, хотя и увеличивает значение Упоо
В принципе для восстановления способности самолета уйти на второй круг возможно, одновременно с переводом силовой установки на взлетный режим, применение таких мер, как уборка шасси для уменьшения аэродинамического сопротивления и, следовательно, значения потребной тяги, а также использование разгона со снижением (последнее, разумеется, лишь в том случае, если уход на второй круг начат на достаточной высоте).
Ускорение движения по наклонной траектории выражается формулой
j = g ( — sin 6 Y \VG~~ J
где положительный знак перед вторым членом выражения в скобке соответствует разгону со снижением, при котором составляющая веса способствует увеличению скорости. Отрицательный знак перед этим членом, наоборот,имеет место при разгоне на подъеме, когда составляющая веса препятствует увеличению скорости. В случае разгона по горизонтали синус угла наклона траектории, естественно, обращается в нуль.
Для современных гражданских и боевых самолетов необходимость в выполнении при уходе на второй круг разгона (тем более со снижением) практически отсутствует ввиду наличия обязательного тридцатипроцентного превышения скорости захода на посадку по сравнению со скоростью срыва.
Общеизвестно, что преждевременный вывод из снижения при уходе на второй круг представляет серьезную опасность, так как грозит потерей скорости. Сказанное особенно относится к уходу на второй круг с неполной тягой.
Как видно из приведенной формулы, величина ускорения при разгоне находится в прямой зависимости от величины избытка мощности AN, который при уходе на второй круг с неполной тягой существенно меньше своего нормального значения. Эта особенность заставляет начинать уход на второй круг с неполной тягой заблаговременно на высоте, несколько большей, чем предельная высота принятия решения об уходе на второй круг, узаконенная для самолета данного типа при заходе на посадку при полностью исправной силовой установке.
Непривычно малое ускорение разгона и соответственно малая ощущаемая летчиком продольная перегрузка пх при уходе на второй круг с неполной тягой может привести к формированию у летчика ложного впечатления о полном отказе силовой установки.
140
Наиболее вероятна такая ошибка на самолетах с двигателями, расположенными в хвостовой части фюзеляжа. При подобной компоновке шум работающего двигателя в кабине экипажа слышен и настолько слабо, что мало выделяется на фоне шума потока обтекания. К тому же большинство современных газотурбинных двигателей обладает относительно малой приемистостью — время их выхода с режима холостого хода на взлетный или максимальный режим измеряется порой двухзначным числом секунд.
Все это вместе взятое может привести к тому, что летчик примет замедленность проявления эффекта перехода работающих двигателей на режим полной тяги за отсутствие этого эффекта вообще. Учитывая подобную возможность, летчик должен, управляя силовой установкой при уходе на второй круг, не полагаться полностью на собственные ощущения (воздействие продольной перегрузки, слышимость шума двигателей и т. п.), а контролировать (лично или по докладам других членов экипажа) выход работающих двигателей на нужный режим по имеющимся приборам — счетчикам оборотов, термометрам газов за турбиной, указателям тяги или крутящего момента и т. д.
Сказанное, разумеется, справедливо не только при уходе на второй круг, но и при подтягивании во время захода на посадку, да и вообще при управлении силовой установкой на любом этапе полета. Однако при уходе на второй круг с неполной тягой соблюдение данного правила особенно важно ввиду наличия такого неблагоприятного сочетания, как незначительность располагаемых величин продольного ускорения, с одной стороны, и дефицита времени — с другой.
Диапазон скоростей полета с неполной и несимметричной тягой при выпущенном шасси и посадочном положении механизации крыла, как видно из кривых на рис. 72, сужается не только за счет снижения максимальной скорости, но и за счет заметного повышения скорости минимальной. Иначе говоря, при смещении кривых потребных и располагаемых тяг и мощностей в этом случае точки их пересечения сближаются: правая точка пересечения сдвигается влево, а левая — вправо. Поэтому в области малых скоростей полета может существовать область (на рисунке она расположена левее точки Л), в пределах которой создание положительного ускорения разгона в горизонтальном полете с неполной тягой невозможно. Оказавшись с неполной тягой в данном диапазоне скоростей и столкнувшись с необходимостью ухода на второй круг, летчик выполнить этот маневр не сможет (если, конечно, не располагает значительным запасом высоты для осуществления разгона со снижением). Сложность создавшегося положения может дополнительно усугубиться тем обстоятельством, что с невозможностью ухода на второй круг летчик столкнется неожиданно для себя: ведь непосредственно перед этим, имея скорость большую, чем скорость в точке Л, са
141
молет в той же конфигурации и при той же степени неполноты тяги уверенно шел горизонтально или даже набирал высоту. Во избежание попадания в данную область при заходе на посадку с неполной тягой и помня о том, что на каждом заходе может возникнуть необходимость ухода на второй круг, не следует снижать скорость полета ниже значения, соответствующего при посадочной конфигурации границе между первым и вторым режимами полета, пока окончательно не подтвердится, что расчет на посадку удачен.
В области второго режима потребная мощность резко возрастает и самолет лишается даже того небольшого избытка мощности, которым располагал на первом режиме полета.
Соблюдение режимов захода, предусмотренных действующими инструкциями, гарантирует от попадания в указанную опасную область. Данное обстоятельство следует подчеркнуть как лишнюю иллюстрацию общеизвестного положения, что допускаемые в различных случаях полета предельно малые скорости (при данном весе, конфигурации самолета и т. п.), как правило, существенно превышают минимальную скорость, соответствующую сваливанию.
Выполняя уход на второй круг с несимметричной тягой, следует также иметь в виду, что все сказанное выше (в разд. 2 настоящей главы) о подтягивании с несимметричной тягой полностью относится и к уходу на второй круг, причем, как правило, в еще более явно выраженном виде. Последнее связано с тем, что при уходе на второй круг момент несимметричной тяги по величине больше, чем на подтягивании, во время которого работающие двигатели переводятся обычно на некоторый средний, но не на взлетный режим.
Поэтому запас отклонений руля направления и величина усилий на педалях могут при уходе на второй круг оказаться более критичными, чем на подтягивании.
Способ преодоления этих трудностей остается прежним: небольшое накренение самолета в сторону работающих двигателей обеспечит нужное снижение как отклонений руля направления, потребных для обеспечения прямолинейности полета, так и возникающих при этом усилий на педалях. Для уменьшения последних при уходе на второй круг, в отличие от подтягивания, допускается отклонение триммера руля направления.
Изложенные особенности ухода на второй круг делают его одним из ответственных элементов полета с неполной и несимметричной тягой, требующих от летчика особого внимания, четкости действий и строгого соблюдения рекомендаций, составленных по данным летных испытаний самолета данного типа, в частности, заданных значений скорости, положения механизации крыла, минимальной высоты, на которой летчик имеет право принять решение об уходе на второй круг.
142
5.	Пробег после посадки с неполной и несимметричной тягой
Пробег самолета после каждой посадки выполняется, как правило, при работе двигателей на режиме холостого хода или нулевой тяги. Поэтому различие между самолетом с полностью исправной силовой установкой и самолетом, который приземлился с одним или несколькими неработающими двигателями, казалось бы, на данном этапе полета проявляться не должно. Однако в действительности в некоторых отношениях самолет, часть двигателей которого не работает, сохраняет определенные отличия от полностью исправного самолета и на послепосадоч-ном пробеге, причем пренебрежение ими может привести к весьма нежелательным последствиям.
Выше (в разд. 2 настоящей главы) указывалось, что при подходе к земле желательно вернуть в нейтральное или близкое к нейтральному положение триммер руля направления, который в полете с несимметричной тягой был отклонен на угол, необходимый для снятия усилия с педали.
В ряде случаев эта рекомендация выполнима лишь частично. Так, например, если усилия в полете с несимметричной тягой при нейтральном положении триммера настолько велики, что препятствуют осуществлению достаточно точных и соразмерных действий летчика, приходится при подходе к земле возвращать триммер не в нейтральное, а в некоторое промежуточное положение, при котором усилия на педалях на последнем участке подхода к земле останутся в пределах преодолимого. Подобное положение показано на рис. 73. Предположим, что в полете с несимметричной тягой требовалось определенное отклонение руля направления бщ и соответствующее усилие на педали Рнь Для того чтобы привести усилия на педали при данном отклонении к нулю, летчик отклонил триммер руля направления на угол Тнь Подходя к земле, летчик перевел триммер в положение гн2, находящееся где-то между тН1 и тн=0. При этом для поддержания необходимого отклонения руля направления бщ ему пришлось прикладывать к педали усилие Рн2. После того как тяга работающего двигателя перед посадкой была убрана, руль направления для поддержания прямолинейности движения самолета пришлось перевести в положение, близкое к нейтральному (бно = О)« Если бы триммер руля направления тоже был в. нейтральном положении, то оказались бы близкими к нулю и усилия на педалях. Но так как в нашем случае по причинам, изложенным выше, триммер был переведен не в нейтральное, а в некоторое положение Ти2, промежуточное между тгц и нейтральным, то после уборки газа летчик сталкивается с необходимостью преодоления возникшего усилия Рнз противоположного знака по сравнению с тем, которое он преодолевал до уборки газа.
Перемена знака усилия на педалях руля направления, возникающая после того как в течение всего времени полета с
143
несимметричной тягой все стремления летчика были направлены на преодоление тенденции к развороту в сторону отказавшего двигателя, требует определенной внутренней переориентации, причем достаточно быстрой. Запоздание в этом случае может привести к развороту на пробеге в сторону исправного двигателя.
Рис. 73. Зависимость усилий на педали Рн от угла отклонения руля бн при различных положениях триммера (к объяснению причин разворота на посадке в сторону работающих двигателей в случае Тн#=0)
Поддержание направления пробега на современных самолетах осуществляется при помощи ряда устройств: руля направления (в основном на первом этапе пробега, пока скорость еще относительно велика и эффективность аэродинамических рулей не потеряна), тормозов основных колес, управляемой носовой тележки шасси, а также двигателей, расположенных вне плоскости симметрии самолета, которым летчик по желанию может давать различные обороты (тягу).
На пробеге с частично отказавшей силовой установкой из числа перечисленных средств поддержания прямолинейности пробега выпадает или по крайней мере сильно ограничивается возможность применения последнего средства. Частичное сохранение возможности путевого управления на пробеге при помощи двигателей возможно лишь в том случае, если оставалась хотя бы одна пара симметрично расположенных исправных двигателей (например, оба внутренних или оба внешних на четырехдвигательном самолете).
На большинстве самолетов с турбовинтовыми двигателями действующие инструкции составлены с расчетом обеспечения наибольшей возможной симметрии торможения винтами путем снятия их на земле с промежуточных упоров и перевода двигателей на режим земной малой тяги. Так, например, если на че-144
тырехдвигательном турбовинтовом самолете отказал первый или четвертый двигатель, то торможение на большей части пробега производится винтами второго и третьего двигателей. Включение в торможение винта двигателя, симметричного отказавшему, во всех случаях (особенно на двухдвигательном самолете) строго регламентируется по скорости, вплоть до снятия винта с упора и перевода самого двигателя на режим земного малого газа в конце пробега при скорости порядка 40—60 км/час.
При этом приходится в каждом конкретном случае учитывать также условия, в которых работают средства путевого управления на земле — носовая тележка и тормоза основных колес шасси. Выполняя посадку с несимметричной тягой на мокрую или обледеневшую полосу, следует уделять поддержанию симметрии сопротивления винтов работающих и неработающих двигателей (точнее, невыходу неизбежной несимметрии за допустимые пределы) особое внимание.
Говоря о посадке турбовинтового самолета с несимметричной тягой, следует иметь в виду еще одно обстоятельство. На самолетах с поршневыми, а также турбореактивными двигателями отказавший двигатель на пробеге продолжает создавать некоторое, хотя и существенно меньшее, чем в полете, сопротивление, а расположенный симметрично ему исправный двигатель создает даже на режиме малого газа (холостого хода) некоторую тягу. Поэтому у винтомоторных и турбореактивных самолетов тенденция к развороту в сторону отказавшего двигателя будет продолжать проявляться и на пробеге, хотя, разумеется, значительно слабее, чем в полете.
Другое дело на турбовинтовом самолете. Если винт отказавшего турбовинтового двигателя зафлюгирован, а работающий двигатель, симметричный отказавшему, переведен на режим земного холостого хода, то сопротивление винта, находящегося во флюгерном положении, окажется меньше сопротивления винта двигателя, работающего на режиме малого газа, особенно если винт снят с промежуточного упора. В результате у турбовинтового самолета на пробеге возникнет тенденция к развороту не в сторону отказавшего, а в сторону исправного двигателя.
Как было показано, тенденция эта может быть погашена находящимися в распоряжении летчика средствами, однако при том обязательном условии, что она не окажется неожиданной для летчика. В противном случае изменение тенденции самолета к развороту в определенную сторону на прямо противоположную может повлечь за собой энергичный увод самолета в сторону вплоть до выхода за пределы посадочной полосы.

Глава V
ВЗЛЕТ С НЕПОЛНОЙ И НЕСИММЕТРИЧНОЙ ТЯГОЙ
1. Общая характеристика взлета с неполной и несимметричной тягой. Два способа пилотирования на разбеге и их сравнение в случае отказа двигателя
Взлет с неполной и несимметричной тягой рассматривается в полетной практике почти во всех случаях только как явление вынужденное. Такой взлет может иметь место, если отказ одного из двигателей произошел на таком этапе разбега, на котором прекращение взлета практически либо уже невозможно, либо заведомо связано с еще большим риском, чем уход с неполной и несимметричной тягой в воздух. Преднамеренный взлет с неполной и несимметричной тягой представляет собой редчайшее исключение и будет в дальнейшем рассмотрен отдельно.
Отказ двигателя на взлете издавна справедливо считается в авиации одним из самых сложных и опасных особых случаев, с которым может столкнуться пилот. Правда, вероятность такого отказа при современном уровне надежности авиационных силовых установок ничтожно мала. Взлет самолета продолжается относительно очень короткое время, порядка десятков секунд. Ожидать, что отказ двигателя, и без того крайне мало вероятный, произойдет именно в этот весьма короткий промежуток времени, еще менее вероятно, тем более, что этапу взлета непосредственно предшествует тщательный осмотр, проверка и опробование работы всех двигателей, что еще больше понижает возможность появления существенного дефекта в одном из них в ближайшие минуты после выполнения указанного цикла работ. На самолетах с газотурбинными двигателями, обладающими мощной тормозной системой, существует возможность вывести двигатели на взлетный или близкий к нему режим перед стартом, еще не трогаясь с места и благодаря этому проконтролировать исправность силовой установки непосредственно перед
146
началом разбега на том самом режиме, на котором двигатели будут работать во время взлета.
Все это вместе взятое существенно повышает надежность работу силовой установки самолета на таком ответственном этапе полета, как взлет. Но тем не менее полностью пренебрегать возможностью отказа двигателя на взлете недопустимо, поэтому летчик, взлетая, каждый раз должен быть полностью подготовлен как технически, так и психологически к уверенным и безошибочным действиям в этом случае. Само отнесение тех или иных действий пилота к категории безошибочных (или, напротив, ошибочных) должно базироваться не на каких-либо качественных оценках, а на результатах развернутых летных испытаний, доведенных до конкретных рекомендаций, и соответствующих строго узаконенных инструкциях.
Особое значение имеет исследование взлета с неполной и несимметричной тягой в качестве расчетного случая, который заведомо перекрывает по сложности любые иные практически возможные полетные ситуации, связанные с частичным отказом силовой установки.
В самом деле, при отказе бокового двигателя на взлете имеют место по крайней мере три усложняющих обстоятельства одновременно:
—	наибольшее абсолютное значение момента несимметричной тяги M1LT = P-z, вследствие того что на взлете P = Pmaxi
—	пониженная эффективность органов управления (в частности, в путевой плоскости) ввиду малой величины скорости;
—	наиболее жесткие требования к траекторным и динамическим параметрам последующего движения.
Если при отказе двигателя на некотором этапе установившегося полета может быть допущено временное отклонение самолета от исходных значений скорости, высоты, крена, курса с последующим возвращением к установившимся (а в ряде случаев, например по скорости и высоте, даже пониженным по сравнению с исходными) значениям указанных параметров, то на взлете должно быть сохранено практически неизменное направление движения вдоль оси ВПП, а значение продольного ускорения должно обеспечить непревышение регламентированной величины взлетной дистанции при продолженном взлете или остановку самолета в пределах оставшейся части длины ВПП при взлете прерванном.
Поэтому для самолета, управляемость и энергетические резервы которого обеспечивают при условии правильных действий экипажа благополучный исход при частичном отказе тяги на взлете, этот исход будет тем более благоприятен при выходе из строя бокового двигателя на любом ином режиме полета, что и дает основания рассматривать первый упомянутый случай как расчетный.
147
При исследовании взлета с неполной и несимметричной тягой в качестве расчетного случая для самолетов с числом двигателей от двух до четырех, т. е. практически для большей части мирового самолетного парка, принимается отказ одного двигателя.
Данное допущение подтверждается имеющимся обширным статистическим материалом, согласно которому при существующих ресурсах авиационных двигателей и степени их надежности такое совпадение, как выход из строя в течение интервала времени, равного нескольким десяткам секунд, независимо друг от друга двух двигателей, выражается столь ничтожной вероятностной величиной, что на практике считаться с ней не приходится. Разумеется, сказанное справедливо лишь при том условии, что установленные на самолете двигатели и их системы (питания, смазки, забора воздуха, регулирования и т. д.) действительно взаимно независимы и что, следовательно, одновременный или близкий по времени отказ двух из них может иметь место только как совпадение, а не как следствие отказа первого двигателя. Поэтому применение необходимых конструктивных средств обеспечения взаимной независимости функционирования отдельных двигателей и их систем при проектировании самолета, азатем всесторонняя практическая проверка эффективности этих средств в ходе наземных (включая стендовые) и летных испытаний представляют собой обязательные элементы процесса создания современного многодвигательного самолета.
’ Для каждого самолета может быть установлен угол атаки (вообще говоря, переменный по ходу разбега), на котором при данном состоянии грунта, т. е. при данном значении коэффициента трения колес шасси о поверхность земли f, обеспечивается минимально возможное значение суммарного сопротивления на разбеге. Это суммарное сопротивление складывается из двух основных составляющих: аэродинамического сопротивления и сопротивления трения колес шасси о землю *. При выполнении разбега на некотором оптимальном угле атаки избыток тяги &Р= = Р — Q —f(G — V) оказывается наибольшим и, следовательно, разбег наиболее коротким.
Существующие методы аэродинамического расчета позволяют с достаточной точностью определить значение этого оптимального угла атаки и нанвыгоднейшую закономерность его изменения в ходе разбега для каждого самолета и при каждом состоянии грунта. Однако в результате выполнения подобного расчета оказывается, что отклонение от наивыгоднейшего угла атаки в практически возможных пределах (т. е. на ±2°4-3°) почти не сказывается на характеристиках разбега.
* Здесь предполагается, что поверхность взлетной полосы горизонтальна и, следовательно, нет необходимости учитывать работу (положительную или отрицательную), потребную для изменения потенциальной энергии самолета во время разбега.
148
Объясняется это тем, что при разбеге с углом атаки, увеличенном по сравнению с наивыгоднейшим, аэродинамическое сопротивление самолета получается несколько больше, чем минимально возможное, но зато одновременно уменьшается сила трения колес шасси о поверхность земли, так как эта сила (как и всякая сила трения) находится в прямой зависимости от величины нормальной силы, прижимающей колеса к земле. Нормальная же сила с увеличением угла атаки уменьшается вследствие того, что при этом соответственно большая часть веса самолета уравновешивается подъемной силой крыла, а не передается на колеса шасси.
При разбеге на угле атаки, уменьшенном по сравнению с наивыгоднейшим, получается обратная картина. Аэродинамическое сопротивление по сравнению с предыдущим случаем падает, но зато возрастает сила трения колес шасси, на долю которых в этом случае приходится соответственно большая часть веса самолета.
В результате оказывается, что при разбеге в достаточно широком диапазоне углов атаки изменения сил аэродинамического сопротивления и сил трения шасси о землю компенсируют (точнее, почти компенсируют) друг друга так, что их сумма изменяется весьма незначительно.
К сказанному следует добавить, что обе указанные силы, вместе взятые, требуют для своего преодоления всего лишь 15— 20% общего количества энергии, расходуемой на разбег самолета. Остальные 80—85% идут на преодоление инертности самолета, т. е. на придание ему ускорения. Если представить себе гипотетический самолет, который разбегался бы в безвоздушном пространстве и в условиях отсутствия трения (т. е. при отсутствии как сопротивления колес, так и аэродинамического сопротивления), то на разгон этого самолета от нуля до скорости, равной скорости отрыва его реального прототипа, пришлось бы затратить около 4/5 той энергии, которая фактически затрачивается на разбег этого прототипа в действительных условиях. Поэтому даже некоторая неточность компенсации возрастания одной из препятствующих разгону сил соответствующим уменьшением другой сказывается на характеристиках разбега в целом чрезвычайно мало.
Едва ли не единственным исключением является взлет с «раскисшего» грунта или с глубокого снега, когда доля сопротивления шасси в общем балансе сил, действующих на самолет, сильно возрастает и делает разбег на относительно большом угле атаки («с полуопущенным хвостом») существенно более выгодным, чем на наивыгоднейшем или, тем более, на еще меньшем угле. Однако на современных многодвигательных самолетах взлет с подобных грунтов практикуется редко и поэтому данный случай приходится рассматривать только как исключение.
149
Таким образом, в подавляющем большинстве случаев длина разбега не очень существенно зависит от того, на каком угле атаки он происходит. Но при этом далеко небезразлично, при каком угле производить отрыв от земли. Именно от величины взлетного угла атаки зависит при всех прочих равных условиях скорость отрыва, а значит, и длина разбега.
Для получения нормальной длины разбега летчик обязательно должен к моменту отрыва установить заданную величину угла атаки. Закономерность же перехода в процессе разбега к этому положению от исходного стояночного определяется на практике не столько установленным значением наивыгоднейшего угла атаки, сколько действующими* ограничениями максимально допустимой скорости соприкосновения носовой стойки шасси с поверхностью ВПП, а при отсутствии таких ограничений — соображениями простоты и удобства пилотирования, в частности тем, насколько обеспечивается путевая управляемость самолета при отказе бокового двигателя во время разбега.
Начальная стадия разбега во всех случаях выполняется в стояночном положении самолета, т. е. с опорой на все стойки шасси, так как продольная управляемость на малых скоростях недостаточна для изменения углового положения самолета в продольной плоскости. Это позволяет, пока руль направления еще неэффективен, поддерживать прямолинейность разбега при помощи управляемой передней тележки шасси или импульсного подтормаживания основных колес.
После того как достигнута скорость, при которой руль высоты становится эффективным, летчик может поднять нос самолета в положение, соответствующее выбранному углу атаки, и выполнять дальнейший разбег на основных колесах с поднятым носовым.
Однако, как показывает анализ, степень продольной устойчивости самолета с носовым колесом при движении по земле на основных колесах ниже, чем самолета с хвостовым колесом^По-этому поддержание постоянного продольного угла самолета требует в первом случае большего внимания и более частого вмешательства в управление со стороны летчика, чем при разбеге самолета старой «двухколесной» схемы с поднятым хвостом. Это, пожалуй, единственный элемент пилотирования, в котором шасси с носовым колесом невыгодно отличается от шасси с хвостовым колесом.
На рис. 74 показаны два самолета, совершенно идентичные по размерам, весу, внешним очертаниям, характеристикам устойчивости и всем прочим механическим и аэродинамическим параметрам, кроме схемы шасси: с носовым колесом у одного и хвостовым — у другого. Как видно из рисунка, у самолета с хвостовым колесом нормальная сила реакции земли, приложенная к основным колесам, будет создавать на разбеге стабили
150

а)
зирующий момент, способствующий повышению продольной устойчивости, а у самолета с носовым колесом, наоборот, дестабилизирующий момент, ухудшающий продольную устойчивость.
Чтобы убедиться в этом, достаточно представить себе, что у обоих рассматриваемых самолетов в силу каких-то случайных причин изменился в одну и ту же сторону, скажем, в сторону увеличения, угол атаки. При этом возрастет подъемная сила. Доля веса, приходящаяся на колеса, и, следовательно, величина сил нормальной реакции земли соответственно снизятся, а значит, снизится и величина моментов, создаваемых этими силами относительно центра тяжести. Но в случае шасси с хвостовым колесом данный момент направлен на кабрирование и его снижение способствует уменьшению угла атаки, т. е. возвращению самолета в исходное положение. В случае же шасси с носовым колесом момент сил нормальной реакции земли относительно центра тяжести направлен в сторону пикирования, и его уменьшение повлечет за собой еще больший рост угла атаки, т. е. усугубление возникшего случайного отклонения.
Разумеется, из сказанного не следует, что все самолеты с трехколесным шасси на разбеге с поднятым носовым колесом в продольном отношении неустойчивы. Момент от шасси — не единственный продольный момент, действующий на самолет во время разбега. Существуют еще моменты от
крыла, фюзеляжа, тяги силовой установки, а главное — оперения, взаимодействие которых и определяет знак и степень устойчивости самолета в целом:

Рис. 74. Продольная устойчивость при движении по земле на главных колесах:
а—самолета с хвостовым колесом; б—самолета с носовым колесом (с «трехколесной» схемой шасси)
:=^кР +.у:г.о +^+^“ш+• • •
Однако при всех прочих равных условиях самолет, имеющий шасси с носовым колесом, при разбеге на основных колесах действительно обладает существенно меньшей степенью продольной устойчивости, чем подобный ему во всех остальных отношениях самолет, имеющий шасси с хвостовым колесом, ввиду того, что в первом случае всегда Mazm >0, в то время как в последнем М°гШ <0.
Стремление разгрузить летчика от излишней затраты сил и
151
внимания на поддержание определенного продольного угла наклона самолета с носовым колесом на разбеге явилось одной из причин, вызвавших появление и широкое распространение нового способа пилотирования на взлете. Этот способ сводится к тому, что большая часть разбега производится в стояночном положении (на всех стойках шасси) и лишь при приближении скорости к взлетной летчик плавным непрерывным движением переводит самолет на взлетный угол атаки, тем самым принудительно отделяя его от земли.
Такой способ пилотирования позволяет летчику на разбеге распределять свое внимание только между направлением движения самолета по взлетной полосе и контролем работы силовой установки, чем обеспечивается более высокое качество выполнения этих двух важнейших элементов пилотирования и в то же время меньший потребный расход нервно-психической энергии летчика.
Кроме того, при таком способе взлета обеспечивается лучшая управляемость в случае отказа на разбеге одного из двигателей, расположенных вне плоскости симметрии самолета: летчик имеет возможность удерживать машину от разворота, пользуясь не только рулем направления, но-и подтормаживанием колес шасси со стороны, противоположной отказавшему двигателю, а также наиболее эффективным средством путевого управления на земле — управляемой носовой тележкой шасси.
В силу указанных причин в настоящее время данный способ пилотирования получил широкое распространение и применяется на большинстве современных как однодвигательных, так и многодвигательных самолетов. В некоторых инструкциях по пилотированию указанный способ узаконен как единственно допустимый. Так, в «Инструкции экипажу самолета Ан-12» (1965 г.) указывается, что «...безопасность взлета требует разбега на всех колесах». А рекомендованное для самолета Ту-104 взлетное положение триммера руля высоты выбрано с расчетом обеспечить на разбеге даже некоторое прижатие передней стойки шасси к поверхности ВПП, допустимое по прочности стойки, но в то же время обеспечивающее заметное повышение ее эффективности как средства путевого управления. Последнее особенно существенно в случае продолженного взлета после отказа одного из двигателей.
2. Дистанция прерванного взлета. Дистанция продолженного взлета с неполной и несимметричной тягой. Критическая скорость разбега (первая и вторая)
Взаимосвязь между величиной пути, пройденного самолетом (как и любым другим движущимся телом), и развиваемой при
152
этом скоростью движения с некоторым положительным или отрицательным ускорением выражается формулой
1=-^ \	(11)
2 J j
где Vi — начальная скорость движения (при нормальной посадке Vi = Vnoci при прерванном взлете V\ — скорость, при которой была убрана тяга исправных двигателей и начато торможение);
j — ускорение движения по земле (в случае торможения ускорение отрицательно, /<0);
1/2 — конечная скорость движения (при торможении до полной остановки, ]/2=0).
В формуле пределы интегрирования соответствуют начальному и конечному значениям скорости на интересующем нас участке. При ускоренном движении, т. е: при положительном значении ускорения /, начальная скорость меньше конечной. В обратном случае, когда движение замедленно, начальное значение скорости больше, чем конечное.
Величина отрицательного ускорения при пробеге по земле
G
где Q — сила аэродинамического сопротивления самолета (включая сопротивление винтов ТВД или тягу реверса, если он используется на данном самолете, а также сопротивление тормозных парашютов, если они применяются на пробеге в нормальных или аварийных случаях) ;
F—сила сопротивления трения колес шасси, равная f(G-Y).
Как следует из формулы (11), длина пробега после прекращения. взлета в сильной степени зависит от величины набранной к этому моменту скорости. В некоторый момент разбега скорость в общем случае достигает такого значения (назовем его критическим), при котором для погашения набранной скорости потребуется путь, равный длине оставшейся части располагаемой длины полос (состоящей из суммы длин собственно взлетно-посадочной полосы и концевой полосы безопасности). Прекращение взлета на скорости, большей, чем критическая, связано с выкатыванием самолета за пределы располагаемой длины летной полосы.
С точки зрения безопасности взлета, особый интерес представляет случай, в котором имело бы место совпадение критического значения скорости со значением скорости отрыва. Это оз
153
начало бы, что взлет может быть безопасно прерван на любом этапе разбега, вплоть до отрыва. Однако удовлетворение такому требованию потребовало бы чрезвычайно длинных взлетно-посадочных полос*. К тому же, как будет показано далее, необходимая степень безопасности на взлете может быть обеспечена и другими средствами без выполнения данного предельного требования.
На разбеге, длина которого может быть подсчитана по той же формуле, ускорение в отличие от пробега положительно и количественно равно:
и
а пределы интегрирования в случае нормального взлета равны соответственно: Vi=0; V2=V0Tp-
В случае же, если во время разбега происходит отказ одного из двигателей, после чего взлет не прерывается, а продолжается далее, длина разбега, естественно, увеличивается и может быть подсчитана, как сумма длин двух участков:
^*прод ~	+ ^2*
На первом из этих участков имеет место нормальная величина ускорения, обеспечиваемая полным значением избытка тяги АР = Р—Q—f(G—У), на втором участке — пониженная величина ускорения, соответствующая неполной тяге, а в ряде случаев (например, при авторотирующем винте ТВД) — и повышенному значению сопротивления Q. Пределы интегрирования на первом участке соответствуют нулевой скорости и скорости, при которой произошел отказ одного двигателя:
1/1 = 0; 1/2=VOTK;
а на втором участке — скорости отказа и скорости отрыва:
^ = 1/отк; 1/2^1/отр.
Как видно из приведенных формул, основными величинами, определяющими длину разбега, является скорость отрыва КотрИ избыток тяги на разбеге \Р.
Скорость отрыва при взлете с неполной тягой практически не отличается от своего нормального значения (если пренебречь сравнительно незначительным влиянием изменения вертикальной составляющей тяги, а также влиянием изменения обдуваемой площади крыла на винтовых самолетах). Зато значение избытка тяги на разбеге после отказа одного из двигателей
* В общем случае возможно и существование соотношения УКр>Уотр, при котором взлет мог бы быть благополучно прекращен даже после отрыва. Однако это свидетельствовало бы прежде всего о том, что самолет эксплуатируется на излишне большом для него аэродроме.
154
уменьшается чрезвычайно сильно, в результате чего и ускорение получается значительно меньшим по величине, чем в нормальном взлете. Чем большая часть разбега происходит с неполной тягой, тем, естественно, в большей степени увеличивается длина пути, проходимого самолетом по земле до отрыва.
В общем случае существует скорость, при которой отказ двигателя приведет как раз к такому удлинению разбега, что отрыв произойдет вблизи границы взлетно-посадочной полосы*. При отказе двигателя на меньшей скорости самолет оторваться от земли в пределах аэродрома не сможет. Во всех же случаях отказа двигателя на скорости, большей, чем указанная, полосы для взлета с неполной тягой заведомо хватит и отрыв самолета от земли произойдет ранее достижения границы ВПП.
Если значение названной (тоже критической, хотя и в несколько ином смысле, чем в предыдущем случае) скорости равно значению скорости отрыва, это означает, что в данных условиях самолет не сможет оторваться в пределах длины ВПП, даже если отказ одного из двигателей застанет его на самом последнем этапе разбега. Если же значение критической скорости (в последнем понимании этого слова) равно нулю, то это означает, что самолет может взлететь, начав разбег с самого начала с одним неработающим двигателем. С точки зрения безопасности полета такая возможность тоже чрезвычайно привлекательна, но и она потребовала бы для большинства существующих самолетов непомерно растянутой взлетной полосы.
Однако с отрывом от земли, даже если он благополучно произошел в пределах ВПП, взлет, как известно, не заканчивается. Его траектория включает в себя, кроме наземной, также и воздушную составляющую. Суммарная длина обеих указанных составляющих — от начала разбега до выхода на некоторую заданную высоту (чаще всего принимаемую равной 10 м) с одновременным разгоном до скорости, обеспечивающей безопасное выполнение начального набора высоты, — называется взлетной дистанцией.
Необходимо, чтобы самолет после отрыва от земли с одним неработающим двигателем перешел к подъему с таким углом наклона траектории (или такой вертикальной скоростью), чтобы не была превышена заданная соответствующими нормами предельная величина взлетной дистанции.
В некоторых случаях, удовлетворяя этому требованию, приходится мириться с некоторым ухудшением характеристик нормального взлета при полностью работающей силовой установке.
* Разумеется, отрыв от полосы точно на ее границе на практике считать допустимым нельзя из соображений безопасности. Поэтому принято считать отрыв происшедшим «вблизи» конца ВПП в том случае, если самолет над внешним концом полосы уже находится в воздухе и успел набрать несколько (4—5) метров восоты.
155
В конечном счете такой компромисс оказывается выгодным. Так, например, на самолете Ту-124 уменьшение взлетного отклонения закрылков с 63взл = 20° до бзвзл= Ю° улучшило характеристики продолженного взлета с одним работающим двигателем настолько, что позволило увеличить взлетный вес (а значит, и полезную нагрузку) на 2 т, хотя и удлинило дистанцию нормального взлета на 150—200 м. На самолете Ан-10 также было признано целесообразным перейти от 6звзл=25 к бзвзл = 15°, что увеличило скороподъемность на безопасной скорости продолженного взлета примерно на 1 м!сек. Естественно, при этом увеличилась скорость отрыва (из условия УОтр^1»07УСвал) и, следовательно, длина разбега (на 9—10%)- Однако потребная длина ВПП не изменилась, так как ее величина определяется прежде всего из условия обеспечения прерванного и продолженного взлета в случае отказа двигателя.
Следует заметить, что условия минимизации длины взлетной дистанции и длины разбега в принципе могут не совпадать. Так, например, на некоторых типах самолетов уменьшение угла взлетного отклонения закрылков, увеличивая скорость отрыва и, следовательно, длину разбега продолженного взлета, в то же время настолько улучшает характеристики набора высоты после отрыва, что взлетная дистанция в целом при этом сокращается.
Нахождение оптимального компромиссного решения (в приведенном примере — выбор угла отклонения закрылков), вообще говоря, невозможно безотносительно к конкретным характеристикам аэродрома. Если последний имеет ВПП ограниченной длины, но расположен в открытой, ровной, лишенной препятствий местности, видимо, следовало бы позаботиться в первую очередь о возможном сокращении длины разбега, не придавая особого значения углу наклона траектории и вертикальной скорости последующего подъема. И, напротив, при взлете с аэродрома, имеющего длинную ВПП, но относительно высокие и расположенные близко к его границе препятствия, естественно было бы исходить главным образом из условия наибольшего возможного сокращения длины взлетной дистанции.
На практике подобная проблема выбора возникает достаточно редко — эксплуатационный опыт свидетельствует, что последний случай значительно более распространен, чем первый. Поэтому вся методика выполнения продолженного взлета, детально разрабатываемая для каждого типа самолета (отклонение механизации крыла, скорость отрыва, безопасная скорость начального набора высоты и т. д.), подчинена, как правило, условию обеспечения минимально возможной длины взлетной дистанции.
Соответственно и критическую скорость продолженного взлета принято трактовать как наименьшую скорость, при которой отказ одного двигателя оставляет самолету возможность не только оторваться от земли в пределах ВПП и пройти над внеш-156
ним концом последней на высоте нескольких метров, но и не превзойти установленной длины взлетной дистанции Лвзл.
Увеличение значения воздушного участка 'Лвзл при продолженном взлете по сравнению с нормальным взлетом на полной тяге может быть с практически достаточной точностью оценено по формуле
д£ = (--!----------?--) 15И,
\ ^Л/срп.т	ср н.т '
где V— средняя поступательная скорость на участке от отрыва до достижения высоты 15 м (предполагается, что указанная скорость при взлете с полной и неполной тягой одинакова);
V^cpn.T — средняя вертикальная скорость на данном участке при нормальном взлете с полной тягой;
1/уСр. н.т — средняя вертикальная скорость на данном участке при взлете с неполной тягой.
Таким образом, из рассмотрения как прерванного, так и продолженного взлета выявляется существование как бы двух различных значений понятия критической скорости взлета. Одна из них — критическая скорость продолженного взлета, после достижения которой взлет может быть продолжен, несмотря на отказ одного из двигателей, вторая — критическая скорость прерванного взлета, до достижения которой взлет может быть безопасно прерван.
В некоторых работах (см., например, [19]) эти характерные значения скорости называют соответственно первой и второй критическими скоростями, а участки пути, пройденные самолетом на разбеге от момента трогания с места до достижения указанных критических скоростей,— соответственно первой и второй критической длиной пути самолета на разбеге.
На рис. 75 схематически показаны зависимости, связывающие скорость на разбеге с пройденным самолетом расстоянием в случае прерванного и продолженного взлета.
Значения первой и второй критических скоростей разбега обычно располагаются где-то между нулевой скоростью и скоростью отрыва, хотя, как было сказано, существуют легкомоторные самолеты, которые в условиях эксплуатации на больших аэродромах способны прекратить взлет даже после отрыва — произвести посадку и закончить пробег в пределах располагаемой длины летной полосы. Однако рассматривать такой случай как сколько-нибудь характерный все же не приходится.
Если величины обеих критических скоростей равны между собой, то взлет называется сбалансированным. Соответственно называется сбалансированной и потребная для безопасного осуществления такого взлета дистанция. В этом случае критическая скорость, определяемая пересечением кривых £ПроД и £ПрерВ (рис. 76), разграничивает области обязательного прекращения взлета
157
(при Votk<Vkp) и столь же обязательного его продолжения (при Votk>Vkp). Дистанция сбалансированного взлета имеет решающее значение при определении соответствия некоторого конкретного аэродрома требованиям эксплуатации самолета определенного типа (при заданном весе и заданных метеоусловиях).
Но на практике сбалансированная длина летной полосы может отличаться (точнее, почти всегда отличается) от фактически располагаемой. Если фактическая длина больше сбалансирован-
Рис. 75. Изменение скорости V по пройденному пути L в случае отказа двигателя на разбеге при прерванном и продолженном взлете
ной (Ai Расп>£сб), то, как видно из рис. 76, вместо одного единственного значения скорости возникает некоторый диапазон скоростей ДУ1, в пределах которого возможно как прекращение, так и продолжение взлета.
Разумеется, при отказе двигателя в пределах этого диапазона, т. е. при наличии возможности свободного выбора, правильное решение единственное: взлет должен быть прекращен. Приняв последнее положение, мы тем самым приходим к однозначному толкованию понятия критической скорости взлета VKp как наибольшей достигаемой в процессе взлета скорости, при которой в случае отказа критического двигателя осуществимо как прекращение взлета в пределах располагаемой длины летной полосы, так и продолжение взлета.
Именно это значение летчик должен твердо знать при каждом взлете (с данного аэродрома, при данных метеоусловиях, данном полетном весе самолета) и при отказе двигателя ранее достижения этого значения скорости во всех случаях прекращать, а после ее достижения — продолжать взлет.
Однако сам факт наличия участка AVi свидетельствует об определенных резервах длины летной полосы, неиспользуемых в случае отказа двигателя на взлете самолета данного типа при 158
данном весе и данных значениях температуры и плотности воздуха.
Обратное положение имеет место, если фактическая располагаемая длина полосы меньше сбалансированной (^2расп<^сб)-
прекращение взлети продолжение взлети
ДИ V'
^/расп

Возможно только прекращение взлета
Возможной । b03mqmH0 только
uTPZ^\
взлета, | 6злгп1а-
Правильное решение: взлет прекращать
Возможно только>'~/ "~%озможно только -прекращение взлета, /	продолжение
Невозможно взлета
ни прекращение, ни продолжение взлета
Рис. 76. К объяснению понятия о сбалансированном взлете и возможных отклонениях от него
Тогда скорость отказа, при которой еще возможно прекращение взлета, окажется меньше скорости, при которой уже возможно его продолжение. Иными словами, образуется диапазон скоро-.
159
стей A V2, в пределах которого отказ двигателя поставил бы летчика в положение, весьма критическое: как прекращение, так и продолжение взлета были бы одинаково невозможны. Разумеется, при эксплуатации пассажирских, учебно-спортивных и других гражданских самолетов подобное положение считается категорически недопустимым.
Если при расчете параметров предстоящего очередного взлета выясняется, что на разбеге имеет место такой «безвыходный» участок, взлетный вес самолета должен быть уменьшен до величины, обеспечивающей если не перекрытие, то, во всяком случае, соприкосновение (в точке Укр) диапазонов скоростей возможного прекращения и возможного продолжения взлета.
Здесь предполагается, что безопасное завершение прерванного взлета означает полную остановку в пределах располагаемой длины летной полосы £раСп» включающей в себя, кроме длины ВПП £впп , также длину концевой полосы безопасности £кпб . Безопасное выполнение продолженного взлета предполагает отрыв на нормальной, установленной для данного самолета, скорости в пределах ВПП и наличие по крайней мере 4-метровой высоты над кромкой полосы.
Необходимо еще раз подчеркнуть, что расчет допустимого взлетного веса и критической скорости разбега должен выполняться применительно к данному аэродрому, при данных конкретных атмосферных условиях. Это необходимо потому, что величина критической скорости разбега зависит не только от свойств самого самолета. Кроме учета изменений фактического взлетного веса, при определении указанных величин необходимо принимать во внимание длину и состояние поверхности аэродрома (коэффициент трения), а также уклон взлетной полосы, температуру воздуха, скорость и направление ветра. При каждом изменении хотя бы одного из этих условий расчет критической скорости должен корректироваться.
При расчете дистанции продолженного взлета с отказавшим критическим двигателем принято исходить из практически реальных условий выполнения такого взлета как по интервалу времени между отказом двигателя и началом активных действий экипажа для компенсации падения тяги (включение чрезвычайного режима, ручное управление системами винтов и т. п.), так и по установленным значениям высоты начала уборки шасси и параметрам работы силовой установки.
Следует заметить, что указанные интервалы времени (чаще всего принимаемые равными 3—5 сек) относятся только к вмешательству в управление силовой установкой и вспомогательными системами самолета. Управление же траекторным движением самолета, в частности путевое, предполагается осуществляемым с обычными значениями запаздываний, характерными для рефлекторных действий летчика. В соответствии с этим парирование момента несимметричной тяги, начиная с подъема но-160
сового колеса, и удержание самолета в пределах ширины ВПП должны обеспечиваться отклонением аэродинамических органов управления.
После выход, а на высоту 10 м с безопасной скоростью Убез следует участок начального набора высоты (до Я = 400 м), особенности которого излагаются ниже, в разд. 4 настоящей главы.
3.	Запас угла отклонения руля направления на разбеге и после отрыва с несимметричной тягой. Намеренное введение несимметрии -тяги для парирования влияния бокового ветра
на разбеге
Недостаточность тяги, возникающая при отказе одного из двигателей, предоставляет собой не единственное возможное препятствие для проодолжения взлета. Кроме этого существует опасность проявленная недостаточности управляемости в путевом отношении— отсутствия необходимого запаса отклонения руля направления. Эффективность руля, пропорциональная квадрату скорости, во вреимя (разбега, особенно в его первой половине, относительно невелтика, тем более на самолетах с ТРД и ТВРД, у которых отсутствует обдувка оперения воздушной струей от винтов. Критическим двигателем на таких самолетах является расположенный на наибольшем плече относительно плоскости симметрии.
На винтовых самолетах (с ТВД или ПД) при определении критического двигателя приходится, как было сказано, учитывать и наличие заворачивающего момента от винтов, направленного, как правилло, в сторону, обратную направлению их вращения. Поэтому, н^апример, на самолетах Ил-18 и Аи-10 критическим двигателем! является 4-й (внешний правый).
Дополнительно осложняет пилотирование на взлете с отказавшим двигателем боковой ветер, причем здесь существует наихудшее сочетанние отказавшего двигателя и направления бокового ветра — на> самолетах Ил-18 и Ан-10 это отказ критического 4-го двигателя! при ветре справа.
Таким образом, наличие и величина запаса отклонений руля направления на взлете с несимметричной тягой в ряде случаев прямо определи: ют (наряду с наличием энергетических резервов) возможность или невозможность осуществления такого взлета.
Упоминавшееся выше весьма эффективное средство уменьшения потребного отклонения руля направления, заключающееся в накренении самолета в сторону исправных двигателей, при движении по земле мнеприменимо.
Из других изгвестных средств путевого управления самолетом при движении п:о земле наилучшим как по своей эффективности, так и по отгсутствию вредного влияния на величину продольного ускоренния, является носовая управляемая тележка шас
161
си. Это устройство может быть одинаково эффективно использовано для противодействия любому внешнему возмущению в путевой плоскости, т. е. не только несимметричному отказу двигателя, но и боковому ветру, неодинаковости коэффициентов
сопротивления основных колес шасси (из-за неоднородности
грунта, существенных различий давления в баллонах колес
И т. д.).
На рис. 77 показана схема управляющих сил при взлете с боковым ветром. Как видно из рисунка, боковая сила трения но-
Рис. 77. Схема сил при путевом управлении на земле:
/—сила, приложенная к носовой тележке шасси; 2—сила торможения основных колес
сового колеса FH.K направлена так, что почти не дает составляющей по продольной оси самолета и, следовательно, нужный момент в путевой плоскости получается практически без какого-либо ущерба для избытка тяги, а значит, и для взлетных свойств самолета.
На самолетах, не имеющих управляемой носовой тележки, в случае отказа одного из двигателей основным средством сохранения направления в первой половине разбега, пока не эффективен руль, остается подтормаживание (сила F0.k) одной из основных тележек шасси со стороны, противоположной отказавшему двигателю.
Однако это средство имеет существенные недостатки. Во-первых, со-
здается дополнительное сопротивление, уменьшающее и без того пониженный избыток тяги. К тому же подтормаживание колес эффективно не во всех случаях: при скользкой (обледеневшей или мокрой) поверхности ВПП оно не обеспечивает удержания самолета от разворота. Эффективность действия управляемой передней тележки шасси в последнем случае, правда, также несколько снижается, но не в такой степени, как эффективность торможения.
Следует заметить, что как использование носовой тележки шасси, так и применение несимметричного торможения требуют выполнения разбега на всех стойках шасси. При разбеге с поднятым носовым колесом торможение обычно невозможно или сильно затруднено, ибо создает пикирующий момент, который приводит к настолько резкому опусканию носовой тележки, что может быть опасным для прочности последней.
По величине достигаемого путевого момента управляемая носовая тележка оказывается значительно эффективнее, чем несимметричное подтормаживание колес. Величина путевого момента, создаваемого полным торможением одного из основных колес шасси, обычно достигается при повороте носовой тележки на угол, составляющий не более половины от предельного.
.162
Наконец, следует указать на то, что применение управляемой передней тележки обеспечивает существенно более высокую степень точности управления самолетом при движении по земле, в то время как использование подтормаживания основных колес неизбежно имеет неравномерный, импульсный характер. В этом смысле управление самолетом при помощи передней тележки может быть по своей плавности уподоблено рулевому управлению автомобилем, а управление при помощи импульсного подтормаживания колес — управлению гусеничным трактором.
Оценивая сказанное, следует иметь в (виду, что на практике задача движения по земле с несимметричной тягой при малых скоростях (т. е. на начальной стадии разбега), как правило, вообще не возникает: выше было показано, что во всех случаях отказа двигателя ранее достижения критической скорости единственно правильным решением является прекращение разбега и, следовательно, дальнейшее движение по земле будет происходить в условиях тяги, близкой к симметричной, т. е. не требующей применения каких-либо специальных мер для поддержания направления. В случае же отказа двигателя после достижения критической скорости эффективность руля направления обычно достаточна для обеспечения прямолинейности оставшегося участка разбега и лишь в редких случаях (например, при сильном боковом ветре со стороны отказавшего двигателя) требует незначительного дополнительного момента, который может быть создан носовой управляемой тележкой или небольшим под тормаживанием колес одной из основных стоек шасси.
После отрыва с несимметричной тягой от земли летчик должен быть готов к тому, чтобы парировать тенденцию к развороту, вновь возросшую, несмотря на продолжающееся увеличение скорости. Это малоизвестное и почти не освещенное в литературе явление зачастую воспринимается пилотом как неожиданное.
На рис. 78 схематически показаны причины подобного явления. Пока самолет разбегался по земле, боковая сила, возникшая в результате отклонения руля направления, не могла сколько-нибудь заметно увести самолет в сторону отказавшего двигателя, так как уравновешивалась боковой составляющей силы трения колес шасси о землю. Но с отрывом от земли колеса выходят из контакта с грунтом, действие сил трения, естественно, прекращается и самолет под действием неуравновешенной боковой силы начинает скользить в сторону отказавшего двигателя в точности так же, как это имеет место во всяком полете с несимметричной тягой без крена. При наличии скольжения возникает боковая аэродинамическая сила, приложенная позади центра тяжести самолета и создающая таким образом дополнительный момент, действующий в ту же сторону, что и момент несимметричной тяги. Чтобы уравновесить этот дополнительный момент, приходится либо увеличить отклонение руля направле-
163
ния, либо накренить самолет на несколько градусов в сторону работающих двигателей.
Незнание описанного явления может поставить пилота, взлетающего с отказавшим боковым двигателем, в сложное положение, причем как раз в тот момент, когда, как ему казалось, достаточность имеющегося запаса отклонений руля направления для парирования разворота от несимметричной тяги выявилась уже с полной определенностью.
Рис. 78. к объяснению причин усиления тенденции к развороту после отрыва от земли при взлете с несимметричной тягой
После отрыва от земли самолета, взлетающего с несимметричной тягой, в ряде случаев, кроме описанного усиления тенденции к развороту, возможно и появление тенденции к накрене-нию. Знак и интенсивность этого накренения зависят главным образом от соотношения двух основных действующих на самолет поперечных моментов:
— момента поперечной статической устойчивости
Mx = m^qSl, стремящегося накренить самолет в сторону работающих двигателей;
— момента, вызванного прекращением обдувки некоторой части крыла струей от винта отказавшего двигателя. Данный момент, возникающий, естественно, только на самолетах с поршневыми или турбовинтовыми двигателями, стремится накренить самолет в сторону отказавшего двигателя.
Поэтому интенсивность и даже знак накренения (последнее— для винтовых самолетов) установить заранее в общем виде затруднительно. Это должно быть определено в ходе летных испытаний самолета. Во всех случаях летчик должен иметь в 164
виду, что после отрыва особенно нежелательно накренение в сторону отказавшего двигателя (небольшой крен в сторону работающих двигателей, как мы знаем, не только не опасен, но даже желателен в интересах противодействия скольжению).
В заключение необходимо указать на необходимость при взлете с несимметричной тягой уверенного, без повторных касаний взлетной полосы колесами, отрыва от земли, так как вследствие развивающегося в этом случае скольжения подобные касания произойдут со сносом относительно поверхности ВПП и повлекут за собой, с одной стороны, соответствующие нагрузки на шасси и, с другой стороны, создадут дополнительные импульсы крена на отказавший двигатель.
Аналогично тому как это имело место в случае захода на посадку, искусственное создание несимметричной тяги даже при полностью исправной силовой установке самолета может оказаться неизбежным при взлете с боковым ветром.
Как было указано выше, в связи с повсеместным переходом от грунтовых аэродромов к взлетно-посадочным бетонированным полосам взлет с боковым в.етром стал в летной практике распространен даже в большей степени, чем взлет в плоскости ветра.
Основная особенность пилотажного характера, связанная со взлетом при боковом ветре, заключается в возникновении тенденции самолета к развороту. В сущности данная тенденция представляет собой проявление бесспорно положительного свойства самолета, а именно — путевой устойчивости. Однако необходимо отличать путевую устойчивость при движении по земле от путевой устойчивости в полете. Значения обеих указанных характеристик могут различаться одна от другой, иногда на достаточно заметную величину, вследствие того, что среди путевых моментов, действующих на самолет при движении по земле, существует один, не влияющий на путевую устойчивость в полете, а именно — момент от сил боковой реакции колес шасси.
У самолетов старых типов, имевших шасси с хвостовым колесом, тенденция к развороту от бокового ветра проявлялась сильнее, чем у современных самолетов, имеющих шасси с носовым колесом, именно потому, что момент от сил боковой реакции колес относительно центра тяжести самолета в первом из упомянутых случаев действовал в том же направлении, что и момент статической путевой устойчивости, а во втором случае — в обратном направлении.
У некоторых типов самолетов, например грузовых, имеющих специфическую форму фюзеляжа со срезанной снизу кормовой частью, точка приложения поперечной аэродинамической силы может оказаться даже впереди основных колес, в результате чего при разбеге с боковым ветром такой самолет, в отличие от подавляющего большинства других, будет проявлять тенденцию к развороту не в ту сторону, откуда дует ветер, а в обратную.
165
Как и парирование несимметрии тяги, вызванной отказом одного из двигателей, парирование бокового ветра на разбеге осуществляется лучше всего поворотной носовой тележкой. Однако в тех случаях, когда на самолете данного типа управление носовой тележкой отсутствует, а отклонение руля, особенно на первом этапе разбега, недостаточно эффективно, в распоряжении летчика остаются две возможности — несимметричное подтормаживание основных колес и (на самолетах, силовая установка которых состоит из двух или нескольких двигателей, достаточно широко разнесенных относительно плоскости симметрии) несимметричное регулирование тяги силовой установки.
Ответить на вопрос о том, какой из этих двух приемов более целесообразен в общем случае, справедливом для любого самолета и всех условий разбега, невозможно.
Основным фактором, определяющим ответ на данный вопрос в каждом конкретном случае, является относительный разнос внешних двигателей, а также главных колес шасси от плоскости симметрии самолета. Чтобы по возможности свести к минимуму потери взлетных характеристик (т. е. потери ускорения разбега), желательно получить путевой момент, необходимый для парирования разворота, ценой наименьших потерь в величине избытка тяги, создающего это ускорение.
Если внешние двигатели расположены дальше от плоскости симметрии, чем колеса шасси, то нужный путевой момент может быть получен за счет потери тяги внешнего подветренного двигателя на меньшую величину, чем потребная для создания такого же момента сила трения заторможенного колеса о землю (рис. 79). Поэтому у самолета, внешние двигатели которого разнесены достаточно широко, а шасси, напротив, имеет сравнительно узкую колею, целесообразнее выдерживать направление на взлете, выводя крайний двигатель на взлетный режим с некоторым запаздыванием по сравнению с остальными (если, повторяем, почему-либо невозможно пользоваться управляемой носовой тележкой).
Напротив, у самолета, двигатели которого расположены вплотную к фюзеляжу (как, например, у пассажирских турбореактивных самолетов семейства «Ту») так, что даже при значительном уменьшении тяги одного из них создать достаточно большой путевой момент затруднительно, а шасси, наоборот, имеет сравнительно широкую колею, целесообразнее поддерживать направление в начале взлета так же, как это делается на однодвигательных самолетах — подтормаживанием колес основного шасси с нужной стороны.
Правда, это общее правило — пользоваться той силой, которая действует на наибольшем плече,— знает исключения. Так, при взлете со скользкого (например, обледеневшего или мокрого) покрытия взлетно-посадочной полосы эффект подтормаживания колеса, даже расположенного на достаточно большом пле
166
че, может оказаться недостаточным. А при взлете с поверхности, имеющей неоднородный коэффициент трения (например, при чередовании обледеневшей полосы с чистым бетоном или заснеженными участками), использование колесных тормозов может вызвать резкие, порой даже небезопасные броски самолета из стороны в сторону. Это заставляет в некоторых случаях отказываться от использования тормозов главных колес как средства поддержания направления разбега даже на таких самолетах, на которых это, вообще говоря, выгодно с точки зрения наименьших потерь во взлетных качествах.
С другой стороны, применяя для путевого управления на разбеге неполное использование тяги одного из газотурбинных двигателей, следует учитывать, что приемистость последних обычно значительно хуже, чем приемистость поршневых двигателей, и поэтому четкий маневр тягой, возможный на винтомоторных самолетах, на самолетах реактивных достижим далеко не во всех случаях.
Поэтому небольшие отклонения в направлении разбега, парирование которых требует сравнительно малых импульсов в путевом отношении, иногда бывает более целесообразно выполнять небольшим подтормаживанием соответствующего колеса шасси, даже если оно расположено на меньшем плече, чем внешний двигатель.
Однако указанные исключения не отменяют сделанного ранее общего вывода: если почему-либо невозможно выдержать направление разбега при помощи
Рис. 79. Получение на разбеге заданного значения путевого момеьта торможением колеса и снижением тяги крайнего двигателя:
/—торможение колеса шасси; 2— уменьшение тяги одного (внешнего) двигателя; 3—уменьшение тяги всех двигателей с одной стороны (М Ветра —разворачивающий момент от бокового ветра; ДР — величина несимметрии тяги; ^ТОрМ—тормозная сила; а—расстояние от плоскости колеса до плоскости симметрии самолета; Ь—расстояние от оси двигателя до плоскости симметрии самолета)
167
основных средств путевого управления (руля направления и управляемой носовой тележки шасси) и приходится использовать средства, связанные с возникновением направленной против скорости продольной силы, то выбирать целесообразнее то из указанных средств, при котором эта сила действует на большем плече.
4.	Начальный набор высоты. Уборка шасси и механизации крыла после взлета с неполной и несимметричной тягой. Отказ двигателя после отрыва от земли
На дистанции продолженного взлета самолет осуществляет разбег, отрыв от земли и набор первых 10 м высоты одновременно с непрерывным разгоном, в результате которого скорость к моменту выхода на десятиметровое удаление от земли должна достигнуть значения Убез, обеспечивающего безопасное продолжение подъема. После этого вся свободная энергия (избыток мощности) работающей части силовой установки может быть в течение некоторого времени направлена на прирост лишь потенциальной составляющей энергии летящего самолета, т. е. на набор высоты. Естественно, что угол наклона траектории получается при этом более крутым, чем при наборе первых 10 л/, когда энергия силовой установки расходовалась главным образом на прирост кинетической энергии самолета, т. е. на разгон.
В ходе начального набора высоты самолет должен, оставив под собой приаэродромные препятствия, набрать над уровнем аэродрома несколько сот метров высоты (обычно принято считать 400 ж), перейти от взлетной конфигурации к полетной, при уборке механизации крыла соответственно увеличить скорость и, таким образом, оказаться полностью подготовленным к осуществлению следующего этапа полета — установившегося подъема до заданной высоты.
Переход от взлетной конфигурации к полетной состоит из двух основных элементов: уборки шасси и перевода механизации крыла из взлетного положения в крейсерское (т. е. чаще всего в убранное).
Вообще говоря, уборку шасси после продолженного взлета с неполной и несимметричной тягой целесообразно проводить как можно раньше — по возможности сразу после уверенного отрыва от земли, как только будет полностью исключена вероятность повторного касания взлетной полосы колесами, т. е. на высоте 3—5 м.
Причина подобного пожелания очевидна: чем раньше будет убрано шасси, тем скорее самолет избавится от некоторой доли аэродинамического сопротивления, что равнозначно увеличению избытка тяги, столь необходимого в подобной ситуации.
Однако данное общее правило также знает исключения. В частности, у некоторых типов самолетов аэродинамическое сопро-168
тивление шасси в процессе уборки или выпуска оказывается выше. чем в полностью выпущенном положении. Это имеет место в тех случаях, когда во время уборки колесо или вся тележка шасси -поворачивается относительно направления набегающего потока так, что обтекание нарушается в еще большей степени, чем имело место до начала уборки шасси. Иногда подобное же явление может вызываться тем, что створки, закрывающие гнезда шасси как в выпущенном, так и в убранном положении последнего, в ходе самой уборки или выпуска открываются, чтобы пропустить стойку с колесами соответственно в гнездо или из него.
Во всех подобных случаях летные данные самолета, взлетающего с неполной тягой (вертикальная скорость, ускорение разгона и т. д.), во время уборки шасси могут оказаться еще хуже, чем в полете с выпущенным шасси. В качестве примера можно привести самолет Ту-104, у которого при взлете с одним работающим двигателем скороподъемность в интервале между десятой и тридцать пятой — сороковой секундами периода уборки шасси оказывается в среднем на 0,5—0,6 м!сек меньше, чем при таком же взлете с полностью выпущенным шасси [14].
В подобных случаях сразу после отделения от земли убирать шасси не следует, отложив это до прохождения препятствий на границе аэродрома и достижения самолетом достаточной скорости.
Уборка закрылков также уменьшает аэродинамическое сопротивление, но одновременно уменьшает и подъемную силу. Поэтому пользоваться уборкой закрылков в интересах улучшения характеристик взлета с неполной тягой следует с большой осторожностью.
На некоторых типах самолетов уборка закрылков происходит в относительно быстром темпе и влечет за собой так называемую просадку, т. е. временное уменьшение вертикальной скорости подъема или даже небольшое снижение. На таких самолетах уборку закрылков, особенно при взлете с неполной и несимметричной тягой, следует производить, строго соблюдая установленные по данным летных испытаний значения минимально допустимой высоты (100 м или Др.). Кроме того, эффективным средством парирования просадки является «импульсная» — осуществляемая в несколько приемов с интервалами между ними — уборка закрылков. Во всех случаях даже временное снижение при взлете с неполностью работающей силовой установкой должно быть безусловно исключено: угол наклона траектории нигде не должен принимать отрицательное значение.
Как уже указывалось выше, для облегчения продолженного взлета с отказавшим двигателем в ряде случаев нормальное взлетное отклонение закрылков сознательно устанавливается меньше оптимального. При этом на каждом нормальном взлете траекторные характеристики самолета в какой-то степени ухуд
169
шаются, но зато обеспечивается большая степень безопасности в расчетном случае — при выполнении продолженного взлета с отказавшим критическим двигателем. В результате иногда оказывается возможным даже повысить взлетный вес самолета, зачастую лимитируемый именно данным расчетным случаем.
Для самолетов, у которых уборка механизации крыла не влечет за собой просадки, в сущности, нет принципиальных оснований для ограничения минимально допустимой высоты выполнения данной операции. Но, тем не менее, подобные (ограничения существуют из соображений минимальной нагрузки внимания летчика какими бы то ни было дополнительными операциями на малой высоте, особенно при выполнении такого сложного маневра, как продолженный взлет с отказавшим двигателем.
Убирая шасси и закрылки, летчик должен продолжать внимательно контролировать остальные элементы пилотирования — парировать тенденции к крену и развороту, а также тщательно следить за скоростью полета, потеря которой в условиях взлета с неполной и несимметричной тягой особенно опасна и в то же время более вероятна, чем при взлете с исправной силовой установкой.
Преодоление препятствий после взлета с неполной и несимметричной тягой (как, впрочем, и в нормальном взлете) требует прежде всего не достижения наибольшей возможной вертикальной скорости Vy, а достижения наибольшего возможного угла траектории подъема 6 (разумеется, при соблюдении условия ^>Убез).
При взлете с неполной тягой угол подъема будет существенно меньше обычного. Необходимо учитывать это и во избежание опасной потери скорости ни в коем случае не пытаться вывести самолет на привычный летчику нормальный угол подъема за счет увеличения угла тангажа.
Сказанное в полной мере относится и к взлету с полностью исправной силовой установкой, при котором также не следует злоупотреблять чрезмерными углами подъема, имея в виду, что отказ двигателя, случившийся на этапе начального набора высоты, при большом угле тангажа влечет за собой особо интенсивное снижение скорости, вплоть до полной ее потери и сваливания, вывести из которого самолет при отсутствии запаса высоты практически невозможно.
Разумеется, противодействовать потере скорости можно (и нужно) путем немедленного уменьшения угла подъема сразу после того, как обнаружатся первые же признаки отказа двигателя. Однако данные действия, даже при безукоризненно четком выполнении, оказываются полностью эффективными не при любом исходном значении угла подъема.
Как^было показано В. Ф. Болотниковым [1], существует некоторый диапазон режимов подъема, в пределах которого даже 170
мгновенные, выполненные при нулевом запаздывании, действия летчика не обеспечивают предотвращения потери скорости.
Физическая причина существования подобных критических значений угла подъема заключается в том, что самолет, набирающий высоту при некотором значении вертикальной скорости, как и всякое тело, обладающее определенной массой, не может быть мгновенно переведен на некоторый другой режим полета,
при котором имеет место другое значение вертикальной скорости.
В первый момент времени после уменьшения тяги, самолет, как схематически показано на рис. 80, будет двигаться по некоторой криволинейной траектории, продолжая (хотя и с интенсивным затуханием вертикальной скорости) набирать высоту, а значит, одновременно терять скорость. Приведенный пример относится к однодвигательному самолету, т. е. к случаю полной потери тяги при отказе двигателя на наборе высоты. Однако и при частичном отказе силовой установки и соответственно этому при не полном исчезновении, а
Рис. 80. Движение самолета после отказа двигателя на подъеме
лишь уменьшении тяги,
новое значение вертикальной скорости установившегося подъема,
даже оставшись положительным по знаку, разумеется, резко уменьшится по своей абсолютной величине. Перейти на это новое значение Vy самолет мгновенно не может. Поэтому сделанные выше выводы сохраняют свое значение и для нашего случая.
Гарантировать от попадания в подобное опасное положение может только запас как по скорости, так и по углу набора, а также, разумеется, четкие действия летчика, энергично (при перегрузке, существенно меньшей, чем единичная) переводящего самолет после отказа двигателя в новое пространственное по
ложение, соответствующее установившемуся полету при новом,
уменьшившемся значении тяги.
Сказанное, вообще говоря, справедливо для подъема самолета на любой высоте, но имеет особое значение на взлете как ввиду особой опасности потери скорости и сваливания вблизи зем
171
ли, так и потому, что в других полетных случаях подъем с малой скоростью и на больших углах наклона траектории практически не применяется.
В свете сказанного тенденция выполнять подъем сразу после взлета на повышенных углах наклона траектории и соответственно на больших углах тангажа, наметившаяся в последнее время в зарубежной практике, требует осторожного отношения. Причина, толкающая на подобную манеру пилотирования, заключается прежде всего в стремлении уже в пределах непосредственно прилегающей к аэродрому зоны подняться достаточно высоко с целью снижения шума при полете над населенными пунктами, лежащими далее на пути самолета. Проблема эта является одной из наиболее серьезных в практике летной эксплуатации современных самолетов. Для оценки придаваемого ей значения достаточно указать на применение в ряде случаев такого, казалось бы чрезвычайного приема, как выполнение, с целью снижения шума, начального набора высоты при неполной тяге силовой установки.
С увеличением высоты пролета над местностью шум самолета существенно снижается, и, с этой точки зрения, крутой подъем на взлете имеет определенные преимущества. Однако при рассмотрении данного вопроса нельзя упускать из вида, что, как было показано, в этом случае сильно сужаются возможности противодействия опасным последствиям возможного отказа одного из двигателей. Не исключено, что некоторые зафиксированные в периодической печати аварийные случаи на взлете (например, известная катастрофа американского самолета Бо-инг-707 в 1962 году в Париже), возможно, не имели бы места, если бы набор высоты производился более полого.
5.	Особый случай отказа двигателя на взлете в области второго режима полета
Выше было показано, что в области второго режима полета может существовать диапазон скоростей, в пределах которого при отказе двигателя потребная для горизонтального полет а тяга превышает располагаемую и, следовательно, горизонтальный полет невозможен, хотя при несколько больших скоростях самолет данного веса в данной конфигурации и при данной тяге обладает способностью лететь без снижения.
Во взлетной конфигурации самолета — при выпущенном шасси и отклоненной механизации крыла — существование подобного опасного участка более вероятно, чем в полетной конфигурации.
Представим себе, что частичный отказ силовой установки произошел на взлете в момент, когда самолет имел скорость Vi (рис. 81). Избыток мощности при этой скорости отрицателен, и, следовательно, дальнейший разгон самолета невозможен. Если 172
в распоряжении летчика нет средств немедленного увеличения избытка мощности (например, путем форсирования оставшихся исправных двигателей или быстрой уборки шасси), то в подоб-/ ной ситуации не остается ничего Иного, как вновь подвести самолет к земле — точнее, не препятствовать его снижению — и произвести посадку прямо перед собой. При всей рискованности подобной посадки она все же представляет меньшую опасность по сравнению с попытками принудительно удерживать самолет
Рис. 81. Особый случай Отказа двигателя на .взлете;
1—N расп ПРИ полной тяге; 2"-N расппРи неполной тяге; 3—А^потр при взлетн°й коцфИГурацИИ;	при
полетной конфигурации
от снижения и приземления, что Противоречило бы законам механики полета и не могло бы окончиться ничем иным, кроме полной потери скорости и сваливания.
Тем не менее есть основания полагать, что вероятность попытки — даже со стороны сравнительно опытного летчика — заставить самолет лететь, когда он лететь не может, при всей своей безнадежности в данном случае не исключена. Причина этого заключается, во-первых, в том, что, как было показано выше, своевременное обнаружение самого факта отказа одного из двигателей, особенно на самолетах современной компоновки, бывает порой затруднительно. Летчик, не подозревая об отказе двигателя, может отнести обнаружившуюся тенденцию самолета к ухудшению разгона и даже снижению за счет каких-то случайных внешних причин, которые через несколько секунд исчезнут сами собой.
Вторая, по-видимому, главная причина заключается в том, что, даже обнаружив произошедший отказ двигателя, летчик все же рассчитывает на продолжение разгона, пусть с уменьшив-
173
шимся ускорением, потому что твердо знает, что самолет данного типа при оставшейся исправной части силовой установки и данной конфигурации способен лететь горизонтально. Обнаружившееся прекращение разгона он склонен отнести за счет того, что фактический угол подъема велик для полета с неполной тягой. В соответствии с таким предположением он уменьшает угол подъема или даже переводит самолет в горизонтальный полет, еще не осознав, что единственная, не имеющая альтернатив возможность, оставшаяся в его распоряжении,— это немедленная посадка прямо перед собой. В результате самолет быстро (ибо в области второго режима процесс торможения, как известно, протекает ускоренно) теряет скорость и, если к этому моменту земля не находится непосредственно под колесами, сваливается.
Чтобы безусловно исключить возможность возникновения по-подобной ситуации, существует единственный путь: сделать невозможным продолжение взлета, если самолет попал в показанную на рис. 81 область A2V<0. По существу это требование равнозначно требованию обязательного прекращения взлета при отказе двигателя на скорости, меньшей чем критическая (которая по определению должна обеспечить надежное продолжение всех этапов взлета после отказа двигателя).
Если же летчик самолета современной схемы когда-либо столкнется на взлете с отказом более чем одного двигателя (такой нерасчетный случай может иметь место, например, в практике летных испытаний, пока материальная часть еще не доведена до должного уровня надежности) и обнаружит, что самолет больше не разгоняется или, тем более, теряет ранее набранную скорость, продолжать удерживать аппарат от снижения и вынужденной посадки прямо перед собой бессмысленно.
6.	Набор высоты с неполной и несимметричной тягой до первого разворота
После завершения этапа начального набора высоты самолет продолжает подъем в полетной конфигурации с нормальной скоростью. В ряде случаев приблизительно к этому времени истекает допустимая продолжительность работы исправных двигателей на чрезвычайном режиме, в связи с чем вновь обостряется задача оптимального использования располагаемых энергетических ресурсов силовой установки.
В частности, преимущества полета без скольжения с креном в сторону исправных двигателей, позволяющие пусть незначительно, но все же повысить скороподъемность по сравнению с прямолинейным подъемом без крена со скольжением, делаются особо существенными.
В случае, если подъем происходит в сложных метеорологических условиях, вне видимости земли, следует иметь в виду, что 174
препятствия, в нормальных условиях остающиеся достаточно далеко от траектории движения самолета, при подъеме с неполной тягой могут оказаться в опасной близости от нее как по высоте, так и по боковому интервалу. Первое из указанных обстоятельств особых пояснений не требует. Очевидно, что если взлет происходит в направлении на возвышенность, то высота прохода над ней при пониженной скороподъемности и, следовательно, более пологой, чем в нормальном случае, траектории, будет значительно меньше обычной (рис. 82), что учитывается во всех существующих нормативах при оценке способности самолета к выполнению продолженного взлета.
ВПП
Рис. 82. Профиль траектории подъема самолета с полной и неполной тягой относительно препятствий на местности:
Л—превышение при проходе над препятствием при нормальном взлете; Б—превышение при проходе над препятствием при взлете с неполной тягой
Однако оказывается, что в подобных случаях необходимо учитывать также и наличие препятствий, находящихся на местности в стороне от заданной линии пути. В самом деле, как было показано в гл. III, при полете с несимметричной тягой без крена со скольжением последнее оказывает влияние и на навигационные элементы полета: самолет «сносит» в сторону неработающего двигателя так же, как это имело бы место при наличии бокового ветра. При этом фактический путевой угол самолета относительно местности будет отличаться от рассчитанного перед вылетом с учетом ожидаемой силы и направления ветра. Если вблизи заданной линии пути имеются препятствия, подобные схематически показанным на рис. 83, то отличие фактического путевого угла от расчетного может привести к опасному сближению с ними, особенно в условиях полета по приборам — в облаках или ночью.
Применение уже не раз упоминавшегося универсального средства противодействия скольжению, вызванному несимметри-ей тяги, — накренения самолета на 2—4° в сторону исправных двигателей — устраняет опасность подобного сноса. Таким образом, использование крена здесь целесообразно из двояких со-
175
обряжений: как для получения наибольшей возможной вертикальной скорости Vy, так и для противодействия боковому относу от линии пути.
7.	Преднамеренный взлет с неполной и несимметричной тягой
Выше отмечалось, что взлет с неполной и несимметричной тягой, как правило, может иметь место только в случае неожиданного отказа двигателя на таком этапе взлета, когда прекра
набор SbiCO'Tibi
ВПП
Рис. 83. Траектория подъема самолета с симметричной и несимметричной тягой вблизи препятствий в плане
щение последнего уже невозможно. Однако в виде исключения возможно возникновение обстоятельств, требующих выполнения взлета с заведомо неработающим двигателем, входящим в состав силовой установки самолета. К числу подобных обстоятельств относится, например, обнаружение серьезной неисправности двигателя, исключающей возможность его использования на взлете, при осмотре в месте посадки вдали от базы. Если на месте отсутствуют условия, необходимые для ремонта силовой установки, единственным выходом оказывается взлет и возвращение на базу с неполным числом работающих двигателей.
В некоторых летных подразделениях имеется опыт перегонки самолетов с неполным числом работающих двигателей. Ра
зумеется, речь в подобной ситуации может идти только о перегонке, а не о выполнении какой-либо иной задачи, не говоря уже
о перевозке пассажиров.
В технической литературе имеются указания о методике выполнения подобных перегоночных полетов. Так, инженер-пилот П. Хмельницкий и инженер Д. Левин, опираясь на имеющийся практический опыт перегонки самолетов Ил-18 с тремя работающими двигателями [18], указывают, что полет может быть выпол
176
нен без съема воздушного винта неработающего двигателя, а лишь с установкой его во флюгерное положение с включенным стопорением. Однако в полете при скорости свыше 350 к,м!час зафлюгированный и застопоренный винт начинает вращаться, что влечет за собой увеличение аэродинамического сопротивления. Поэтому целесообразнее не флюгировать винт, а полностью вывернуть его лопасти. При этом для предотвращения раскрутки компрессора двигателя от встречного потока воздуха целесообразно установить заглушку на входной канал.
Готовясь к подобному полету, следует иметь в виду, что самолет с самого начала как бы превращается из четырехмоторного в трехмоторный, и, следовательно, надо исходить из возможности непредусмотренного отказа еще хотя бы одного двигателя в самом полете. Чтобы подобная ситуация не оказалась неожиданной, необходимо заранее составить четкий план действий (изменение высоты полета, маршрута и т. п.) на этот случай. В частности следует исключить полет над горной местностью и большими водными пространствами.
Точно так же, т. е. с учетом возможности отказа еще одного двигателя, следует подходить и к расчету взлета самолета, в частности, к расчету взлетного веса и соответствующих значений длины разбега, взлетной дистанции, дистанции прерванного взлета, критической скорости и скорости отрыва. Авторы рекомендуют простой способ прикидочного расчета длины разбега и длины взлетной дистанции путем прибавления 25% от величин, соответствующих при всех прочих равных условиях взлету с полностью исправной силовой установкой.
При выполнении взлета рекомендуется с самого начала разбега использовать полную взлетную тягу лишь двух симметрично расположенных работающих двигателей. Двигатель же, симметричный отказавшему, в начале разбега должен иметь пониженный режим работы (20° по УПРТ).
По мере нарастания скорости режим работы этого двигателя постепенно увеличивается с таким расчетом, чтобы к моменту достижения скорости 200—210 км!час довести его до взлетного.
Весь разбег выполняется с включенным управлением передней стойкой шасси.
Данные рекомендации, приведенные применительно к самолету Ил-18, распространимы и на другие типы. При этом на самолетах с двигателями, менее разнесенными вдоль размаха, чем на Ил-18, можно выполнять взлет с использованием взлетного режима всех трех работающих двигателей либо с самого начала разбега, либо с весьма ранних его стадий. Имеющихся на современных самолетах средств путевого управления — управляемой носовой тележки шасси и руля направления — практически вполне достаточно, чтобы обеспечить прямолинейность разбега с несимметричной тягой.
177
Глава VI
ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ К ХАРАКТЕРИСТИКАМ ПОЛЕТА ГРАЖДАНСКИХ САМОЛЕТОВ С НЕПОЛНОЙ И НЕСИММЕТРИЧНОЙ ТЯГОЙ
1. Основные положения Норм летной годности, регламентирующие поведение самолета при частичных отказах силовой установки
Характеристики поведения самолета при отказе двигателя и в последующем полете с неполной и несимметричной тягой занимают значительное место в нормах летной годности летательных аппаратов, принятых Международной организацией гражданской авиации (ICAO). Наряду с этими нормами («Международными стандартами») ib отдельных государствах, располагающих собственной гражданской авиацией, существуют свои Нормы летной годности («Национальные стандарты»), в которых соответствующие требования к самолетам излагаются в более полном и детализированном виде.
Для самолетов государств — членов ICAO, а также для самолетов, эксплуатируемых на международных линиях (независимо от того, состоит в ICAO страна, которой они принадлежат, или нет), должно быть доказано, что если эти самолеты отвечают национальным нормам страны, в которой они были изготовлены, то данные нормы достаточны для удовлетворения требований ICAO.
В настоящей главе не ставится задача пересказать содержание действующих норм летной годности летательных аппаратов. Несколько приводимых ниже примеров должны лишь показать суть этих норм, не предрешающих тех или иных конкретных конструктивных решений или методик пилотирования, но обусловливающих свойства пассажирского самолета, наличие которых обеспечивает должную степень безопасности полета, в частности с неполной и несимметричной тягой.
Одним из центральных положений указанных норм, особенно существенным в так называемых «особых случаях полета», к 178
числу которых относится и полет с неполной и несимметричной тягой, является требование, чтобы «реализация установленных для самолета летных характеристик не требовала от летчика исключительного мастерства или чрезмерного напряжения внимания» ([23], п. 2.2.1.2) *.
В дальнейшем по существу то же требование специально повторяется применительно к случаю несимметричной тяги: «...изменения режимов не должны требовать от летчика исключительной техники пилотирования, повышенного внимания или чрезмерных усилий даже в случае отказа в работе какого-либо двигателя» (раздел «Управляемость», п. 2.3.1); «... самолет должен обладать такой балансировкой..., чтобы требования, предъявляемые к вниманию со стороны экипажа при выполнении полета и к возможности выдерживать нужный режим, не были чрезмерными... Это должно относиться как к условиям нормальной эксплуатации, так и к условиям, которые связаны с отказом одного или более двигателей и для которых установлены летные характеристики» (раздел «Балансировка», п. 2.3.2) и т. д.
Смысл приведенных и других подобных им требований сводится к тому, что объективно заложенные в летательном аппарате технические возможности, позволяющие избежать попадания в опасное положение при 'возникновении той или иной особой ситуации (отказ двигателя, обледенение, встреча с мощным восходящим потоком и т. д.), имеют практическую ценность и действительно обеспечивают должный уровень безопасности полета лишь при том обязательном условии, что их реализация доступна летчику обычной, массовой квалификации и нормальных (не исключительных) природных психических и физических качеств. При этом следует учитывать и то обстоятельство, что указанные физические и, особенно, психические свойства человека могут претерпевать определенные изменения под действием осознанных им чрезвычайных обстоятельств.
В предыдущих главах были показаны характеристики самолета (значение равновесного угла скольжения, соотношение движений крена и рыскания, знак и величина усилий на рычагах управления, индикация оптимального режима полета и т. д.), обеспечивающие такое его поведение при отказе части силовой установки, при котором парирование возмущенного движения и последующий полет с неполной и несимметричной тягой не требуют исключительной техники пилотирования, внимания и расхода физических сил летчика.
Однако не меньшее значение для безопасного продолжения полета имеют и другие технические характеристики самолета.
Прежде всего необходимо, чтобы выход из строя двигателя не вызывал прекращения функционирования таких жизненно
* Далее при ссылках на данный источник указывается только номер пункта.
179
важных для самолета систем, как система управления, топливная, электрическая, гидравлическая и т. п. Учитывая это, в нормы ICAO введено требование, чтобы на каждом летательном аппарате были предусмотрены «достаточно приемлемые меры для того, чтобы ,в случае отказа двигателя была обеспечена возможность продолжения функционирования основных обслуживающих систем» (гл. 4 «Расчет и конструирование», п. 4.1.6). И далее: «Силовая установка должна быть размещена и смонтирована таким образом, чтобы каждый двигатель с соответствующими системами мог контролироваться и работать независимо от других групп и чтобы отказ в работе любого из агрегатов и систем... не мог привести к большей потере мощности, чем при полном отказе критического двигателя» (гл. 7 «Силовая установка», п. 7.2.1).
Международные стандарты ICAO требуют выполнения определенных условий при частичном отказе силовой установки на различных этапах полета.
В полете по маршруту регламентируются характеристики набора высоты, выраженные вертикальной скоростью или углом наклона траектории, при одном или двух неработающих критических двигателях (в зависимости от общего числа двигателей, установленных на данном самолете) и работе остальных двигателей на номинальном режиме (п. 2.2.3.2).
В данном случае способность к набору высоты рассматривается как некоторый критерий, свидетельствующий о наличии у самолета определенного диапазона возможных скоростей горизонтального полета и его способности к маневрированию, минимально необходимому при следовании от места отказа двигателя к пункту посадки.
При заходе на посадку с неполностью работающей силовой установкой по нормам также требуется способность самолета к набору высоты при одном неработающем двигателе, но в отличие от предыдущего случая при максимальном посадочном весе (в нормах, касающихся полета по маршруту, фигурировал максимальный взлетный вес). Соображения, диктующие подобное требование, аналогичны вышеизложенным с добавлением необходимости обеспечить возможность ухода самолета с неполной тягой на второй круг: «В случае неудавшегося захода на посадку с неработающим критическим двигателем и при соответствующей конфигурации самолет должен быть в состоянии продолжать полет до такой точки, из которой он сможет произвести повторный заход на посадку» (п. 2.2.2.2).
На взлете Нормы летной годности летательных аппаратов ICAO предусматривают назначение расчетной точки отказа (соответствующей принятому у нас понятию критической скорости взлета, см. гл. V), от которой рассчитывается траектория продолженного взлета с отказавшим критическим двигателем. При этом остальные двигатели работают «в пределах ограниче-
но
ний их взлетной мощности, а по окончании периода, в течение которого может быть использована взлетная мощность, самолет должен быть в состоянии продолжать набор высоты при неработающем критическом двигателе и работе остальных двигателей в пределах их максимальной длительной мощности до высоты, которую самолет сможет выдерживать и на которой сможет совершить круг над аэродромом» (п. 2.2.2.1). Соответствующие пункты Норм летной годности регламентируют требуемую в данном случае вертикальную скорость для разных классов самолетов количественно. Специально оговаривается, что «самолет должен сохранять управляемость в случае неожиданного отказа критического двигателя в любой момент взлета при методе пилотирования, указанном в наставлении для участка траектории взлета и прерванного взлета» (п. 2.3.1.2).
Оговаривается также необходимость обеспечения летчика «быстродействующими и надежными средствами определения момента достижения критической точки».
Существенно отметить, что характеристики полета с неполной и несимметричной тягой рассматриваются в нормах летной годности ICAO не только с точки зрения их собственного значения, как одного из возможных важных случаев полета, но и в качестве критерия, определяющего некоторые свойства самолета в нормальном полете с полностью исправной силовой установкой.
Так, например, безопасная скорость взлета при определении летных характеристик самолета после отрыва от земли или воды соответствует по определению (п. 2.3.1.3) такой скорости, при которой «обеспечивается достаточный запас по отношению к скорости срыва и к той минимальной эволютивной скорости, при которой самолет сохраняет управляемость после отказа критического двигателя». Это общее определение конкретизируется в разделе «Приемлемые методы установления соответствия требованиям летных характеристик самолетов», где рекомендуется следующая методика определения минимальной эволютивной скорости: «Минимальная эволютивная скорость такова, что при выключении любого одного из двигателей на этой скорости можно восстановить управляемость самолета с одним неработающим двигателем и поддерживать самолет в прямолинейном полете на этой скорости при нулевом угле рыскания или при угле крена не более 5°. С момента выключения двигателя до момента полного восстановления управляемости со стороны летчика не должно требоваться исключительного мастерства, напряжения внимания или физической силы для предотвращения любой потери высоты, кроме неизбежной при ухудшении летных характеристик, или любого изменения курса на угол более 20°; при этом самолет не должен принимать какого-либо рискованного положения... Для поддержания самолета на этой скорости в установившемся прямолинейном полете после восстановления управляе
181
мости и перед повторной балансировкой не должно требоваться приложения к педали руля направления усилия более 200 фунтов (-—81,5 кГ) * и экипаж самолета не должен оказываться вынужденным уменьшать мощность, развиваемую остальными работающими двигателями» (п. 4.2.1).
В некоторых национальных нормах — в том числе и в Нормах летной годности гражданских самолетов СССР — также предусматривается использование полета с несимметричной тягой для проверки иных, не имеющих отношения к данному полетному случаю, пилотажных характеристик летательных аппаратов. Так, например, в США проверка путевой и поперечной управляемости транспортных самолетов производится следующим образом ([22], п. 4в. 132). В полете с неработающим критическим двигателем (а на самолетах с четырьмя и более двигателями — с двумя неработающими критическими двигателями) при скорости, равной 1,4 скорости срыва, летчик резко изменяет направление полета на угол до 15° в обе стороны почти без крена, а затем выполняет при тех же условиях и так же в обе стороны правильные виражи с креном до 20°. Во всех случаях при этом должна сохраняться нормальная управляемость и самолет не должен входить в опасные режимы. Предполагается, что летательный аппарат, показавший достаточную управляемость при подобных пробах в полете с несимметричной тягой, будет тем более отвечать необходимым требованиям в нормальном полете с полностью работающей силовой установкой.
Разумеется, приведенные методы летных проверок упоминаются здесь лишь в качестве примера. Могут быть предложены (и действительно существуют фактически) многие другие приемы аналогичного назначения. Однако во всех случаях при определении летной годности летательных аппаратов полет с неполной и несимметричной тягой сохраняет первостепенное значение как один из важнейших особых случаев полета, протекание которого существенно влияет на безопасность, а также как действенный критерий, помогающий оценить устойчивость и управляемость самолета данного типа вообще.
2. Элементы летных испытаний самолетов с неполной и несимметричной тягой
Большая часть данных, необходимых для оценки поведения самолета при внезапных односторонних отказах двигателей и в последующем полете с несимметричной тягой, поддается определению расчетным путем. Однако степень сходимости результатов расчета с натурой, как показывает опыт, может колебаться в достаточно широких пределах, особенно на опытных и экс
* По Нормам СССР — не более 70 кГ ,на педалях управления рулем направления и не более 20 кГ на штурвале при управлении по крену.
182
периментальных самолетах, конструкции которых содержат качественно новые элементы.
Поэтому окончательная проверка характеристик движения самолета в данном полетном случае (как, впрочем, и в большинстве других) требует проведения летных испытаний. Кроме того, никаким иным способом, кроме летных испытаний, не могут быть, выработаны надежные практические рекомендации по пилотированию как в момент неожиданного отказа двигателя, так и в дальнейшем полете, до посадки включительно.
Опытное определение характеристик полета с несимметричной тягой является в настоящее время обязательным элементом программ летных испытаний всех самолетов, имеющих два или несколько двигателей.
Все характеристики, подлежащие определению в этих испытаниях, можно условно разделить на две основные группы:
1) характеристики возмущенного неустановившегося движения самолета непосредственно после одностороннего отказа двигателя и
2) характеристики установившегося полета с неполной и несимметричной тягой.
Разумеется, подобное деление достаточно условно. Можно назвать ряд важных случаев, в которых провести его с полной строгостью было бы затруднительно. Так, например, отказ двигателя на взлете требует сначала парирования возмущенного движения рыскания и крена, а заканчивается установившимся режимом набора высоты. Но тем не менее для определения состава и /последовательности испытательных полетов с несимметричной тягой подобное деление достаточно приемлемо.
Конкретный перечень пунктов программы летных испытаний с несимметричной тягой, так же как и методика их выполнения для самолетов различных назначений, тоннажа, состава силовой установки, естественно, в значительной мере отличаются друг от друга.
Однако некоторые общие типовые принципы построения таких программ (и методик справедливы применительно к подавляющему большинству испытуемых самолетов.
Прежде всего необходимо отметить, что, как видно из изложенного в предыдущих главах, характеристики полета с несимметричной тягой весьма многообразны: у одного ,и того же самолета они изменяются вслед за изменениями высоты, полетного веса, конфигурации, комбинаций исправных и отказавших двигателей и т. и. Поэтому при проведении летных .испытаний соответствующие характеристики каждого летательного аппарата определяются в различных вариантах режима работы силовой установки, конфигурации самолета, способа пилотирования, высоты и скорости /полета с тем, чтобы постепенно подойти к сочетанию указанных параметров, наиболее для данного случая неблагоприятному (критическому).
183
Традиционный принцип летных испытаний — постепенность перехода от простого к сложному и от известного к неизвестному — в натурных исследованиях динамики самолета при односторонних отказах двигателей должен соблюдаться особенно твердо. Нарушения последовательности летных заданий, переход к более критическим режимам ранее полной отработки (включая расшифровку и анализ записей контрольно-записы-вающей аппаратуры) режимов менее критических здесь категорически недопустимы.
В соответствии со сказанным испытания с несимметричной тягой должны проводиться:
1)	на малых высотах (и особенно у самой земли) — после средних и больших;
2)	на малых скоростях — после крейсерских и больших;
3)	с выключением критических двигателей — после выключения двигателей, оказывающих на движение самолета более слабое влияние;
4)	с резким сбросом тяги (например, отсечкой подачи топлива) — после плавного дросселирования;
5)	в посадочной конфигурации самолета — после крейсерской, а затем взлетной конфигураций;
6)	на неустановившихся режимах возмущенного движения — после установившихся режимов полета и т. д.
Кроме соображений безопасности, диктующих определенную последовательность проведения испытаний с несимметричной тягой, существует определенная связь между последними, с одной стороны, и некоторыми пунктами полной программы летных испытаний данного летательного аппарата, с другой. Так, например, тарировка указателя скорости (определение аэродинамических поправок) должна быть проведена ранее определения всех скоростей, характерных для полета с неполной и несимметричной тягой. Точно так же безопасная скорость взлета Уб ез> задаваемая при выполнении продолженных взлетов, требует предварительного определения значения эволютивной скорости УЭв И т. д.
В ходе летных испытаний каждого самолета во всех случаях должны быть выполнены все маневры, необходимые для оценки соответствия самолета требованиям Норм летной годности.
Как правило, во время летных испытаний выполняются такие режимы, которые в формальной эксплуатации встретиться практически не могут. Это делается для определения резервов управляемости и энергетических ресурсов самолета, остающихся неиспользованным в более простых (и соответственно более вероятных в нормальной эксплуатации) случаях. На рис. 84 показан один из подобных режимов: прямолинейный полет с небольшим снижением четырехдвигательного самолета Ан-10 с тремя выключенными и всего одним работающим (к тому же внешним) двигателем.
184
Контрольно-записывающая аппаратура, необходимая для испытаний самолета в полете с несимметричной тягой, в общем не выходит за пределы комплекта, потребного для определения других его характеристик, а именно: спидографа, барографа, жирографа, акселерографа, инклинографа, самописцев отклонений органов управления самолетом и силовой установкой, самописцев усилий на рычагах управления, самописцев параметров работы силовой установки. Кроме того, весьма желательно наличие самописца или визуального указателя угла скольжения.
Рис. 84. Полет самолета Ан-10 с тремя
выключенными двигателями
Характеристики установившегося полета с одним и двумя (на 3- и 4-двигательных самолетах) выключенными двигателями определяются на режимах прямолинейного полета при различных углах крена (в основном, в диапазоне между у = 0 и у^|3 = 0), нескольких скоростях — от максимальной при данной тяге до равной ~1,2 1/тщ, при полной и при крейсерской тяге работающих двигателей, во всех основных штатных конфигурациях самолета и т. д. В результате обработки данных, полученных в этих полетах, подобно показанным на рис. 85*, могут быть определены значения Vmin и Vmax=/(#)> Vy=f(H)> 6н = = /(Y, V), 6э=/(у, V),	К тн), Рэ=Нъ V, тэ) и прочие ос-
новные величины, характеризующие поведение самолета в установившемся полете при различных конфигурациях и разной сте
* Рис. 85 заимствован из труда М. Г. Котика, А. В. Павлова, И. М. Пашковского, Н. Г. Щитаева [7], содержащего подробное ^изложение методики летных испытаний самолетов, в том числе при неполной и несимметричной тяге.
185
пени несимметрии тяги, на основании которых могут быть установлены границы возможностей самолета в этих случаях и выбраны оптимальные режимы полета и приемы пилотирования, позволяющие наиболее рациональным образом эти возможности использовать.
Определение характеристик неустановившегося движения в момент одностороннего отказа двигателя производится с соблюдением указанной выше последовательности с таким расчетом, чтобы завершить данную серию испытательных режимов ими-
п 5?

5) О
О
выключен правый двигатель ,M,V
г х„см
х3см
11 ИСХ "Г
ооо Симметричная тяга двигателей
*00 выключен правый двигатель
••• выключен левый двигатель
Т=^>тэ исх
#Ср
t с£к н
х*см
Р~кГ\% см
В

V км/час
I)
-го ТО ;Э’ЧН .
Рн,/>
н э/7
^евый двагатпель^р^^ 'двигатель
О	„ в~с?к
выключен правый двигатель
н
т°э;
—о У км/час
THtnai
.а:-4.? „ t сек
Рис. 85. Схема обработки полетных записей для определения основных характеристик установившегося полета двухдвигательного самолета с несимметричной тягой
‘5££g£j3max
км/час ^smar
тацией резкого выключения критического двигателя при полной тяге силовой установки и скорости V= 1,2ч-1,4Vmm с парированием возникшего возмущенного движения через заданное число секунд (обычно 5) или достижении предельно допустимого угла крена. Это время (Д^7Пред или Д/р пред) и принято считать основной количественной характеристикой движения самолета в данном случае. Одновременно должны быть определены и значения бн, бэ, Рн, Лъ потребные для парирования летчиком накренения и заброса по курсу.
186
К числу неустановившихся режимов полета с несимметричной тягой, параметры которых должны быть определены в летных испытаниях, относятся и развороты как в сторону работающих, так и отказавших двигателей, с креном, не превышающим установленный утах и обеспечивающим соблюдение условия Vy>0.
Особое место в испытаниях самолета в полете с несимметричной тягой занимают прерванные и продолженные взлеты. Излишне говорить, что эти задания, особенно продолженные взлеты, должны выполняться лишь после завершения полного обследования самолета по всем прочим пунктам программы данных испытаний, в частности после надежного установления значений Vy=f(V),	с неработающим критическим
двигателем во взлетной конфигурации самолета.
Моменты имитации отказа критического двигателя при выполнении серии прерванных и продолженных взлетов должны постепенно сдвигаться ьо встречных направлениях, т. е. на прерванных взлетах — от малых скоростей разбега к большим, а на продолженных — от режима установившегося подъема к точке отрыва и далее к еще меньшим скоростям, при которых самолет еще разбегается по земле. Предел уменьшения скорости отсечки двигателя в последнем случае может быть установлен явлениями двоякого рода: чрезмерным ростом дистанции продолженного взлета или чрезмерным значением 6Н и Рн, потребными для удержания самолета от разворота. В интересах более надежного определения зависимости VKp от G, Лвпп и других влияющих на данную величину параметров желательно, чтобы в ходе испытаний было получено пересечение кривых L = f (Vote) для прерванных и продолженных взлетов.
Все элементы испытаний самолета в полете с несимметричной тягой должны сопровождаться развернутыми качественными оценками летчиков. Это необходимо как для формулировки практических рекомендаций по пилотированию во всех многообразных случаях полета с отказавшими боковыми двигателями, так и для подтверждения того, что ни в одном из них управление самолетом не требует «исключительного мастерства и чрезмерного напряжения внимания».
ЛИТЕРАТУРА
1.	Б о л о т ih и к о в В. Ф., О безопасности режимов набора высоты, «Вестник Воздушного Флота», 1939, № 8.
2.	Ведров В. С., и Тайц М. А., Летные испытания самолетов, Оборонгиз, 1951.
3.	Галлай М. Л., О сравнительной количественной оценке безопасности полета самолетов различных схем в случае частичного отказа их силовых ..установок, Труды Высшего авиационного училища ГВФ, № 8, Л., 1960.
Г 4. Г а л л а й М. Л., Полет самолета с неполной и несимметричной тя-гощчад-во Аэрофлота, 1961.
5.	Герате воль 3., Психология человека в полете, ИЛ, 1956.
6.	Клячкин А. Л., Приложение теории вероятностей к анализу отказов двигателей на многодвигательных самолетах, Труды Рижского института ГВФ, вып. 40, 1964.
7.	Котик М. Г., Павлов А. В., Пашковский И. М., Щ и-т а е в Н. Г., Летные испытания самолетов, «Машиностроение», 1968.
8.	Лебедев А. А., Стражева И. В., Сахаров Г. И., Аэромеханика самолета, Оборонгиз, 1955.
9.	Лебедев Н. В., Особенности пилотирования самолета «Петляков-2», ЦАГИ, 1943,
10.	О с т о с л а в с к и й И. В., Аэродинамика самолета, Оборонгиз, 1957.
11.	Ох о некий А. И., Обучение одномоторному полету на самолете Ил-14. «Гражданская авиация», 1958, № 1.
^12	./Пышнов В. С., Поведение самолета при внезапной остановке бокового'мотора, НИИ ВВС КА, 1942.
13.	Розен блат М. В., Авторотация воздушных винтов газотурбинных двигателей, «Гражданская авиация», 1958, № 12.
14.	Розен блат М. В., Пилотирование самолета Ту-104 с одним работающим двигателем, «Гражданская авиация», 1957, № 9.
15.	Седов Г. А., Скорость и высота, «Вестник Воздушного Флота», 1959, № 8.
16.	Сифоров В. И., О методах расчета надежности систем, содержащих большое число элементов, Известия АН СССР, ОТН, № 6, 1954.
17.	Ушаков С. Ф., Десять часов за линией фронта, «Авиация и космонавтика», 1966, № 6.
188
18.	X м е л ын и ц к и й П. и Левин Д., Когда работают три двигателя, «Гражданская авиация», 1967, № 1.
19.	Честнов А. В. Летная эксплуатация самолета, Воениздат, 1962.
20.	Interavia, № 3897, Air letter, 1958.
21.	Юмашев А. Б., «В высоком полете», Сб. «Командарм крылатых», изд-во «Лиесма», Рига, 1967.
22.	Airplane Airworthiness (transport categories), «Federal Aviation Agensy», USA, 1962.
23.	International standards, Airworthiness of aircraft, Annex 8 to the convention on international civilaviation, Fifth edition—april 1962, International civil aviation organization.

ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Предисловие .	.	.	.	.	.............................3
Введение .......	.	.................. 5
Глава I. Вероятностные характеристики полета с неполной и несимметричной тягой на самолетах различных схем	9
1. Влияние общего (п) и критического (т) чисел двигателей на вероятность вынужденного прекращения полета..................9
2. Вероятность полета с неполной и несимметричной тягой	18
Глава II. Возмущенное движение самолета после нарушения симметричности тяги .................................................22
1.	Момент несимметричной тяги. Реакция	летчика.................22
2.	Скольжение, вызванное отказом бокового двигателя, и его влияние на движение самолета ......................................27
3.	Уравнения бокового возмущенного движения самолета . .	31
4.	Коэффициенты поперечной и путевой статической устойчивости и их влияние на движение самолета с несимметричной тягой. Зависимость поперечной аэродинамической силы от скольжения 33
5.	Демпфирование крена и рыскания. Влияние угловой скорости крена на момент рыскания и угловой скорости рыскания на момент крена (перекрестные вращательные производные) ... 47
6.	Особенности поведения самолетов с турбовинтовыми двигателя-
ми при отказе бокового двигателя. Явление обратной тяги .	. 51
7.	Особенности поведения самолета со стреловидным крылом после отказа бокового двигателя. Явление обратной реакции по крену на скольжение..................................................55
8.	Оптимальные приемы пилотирования при неожиданном отказе бокового двигателя ........................................... 59
Глава III. Установившийся полет с неполной и несимметричной тягой 65
1.	Изменение летных характеристик самолета в полете с неполной тягой. Диапазон скоростей, скороподъемность, потолок ... 65
2.	Дальность полета с неполной тягой...........................73
3.	Первый и второй режимы полета на самолетах с ПД, ТРД и ТВД. Полет с неполной и несимметричной тягой на первом и втором режимах .	.	.	..................76
4.	Возможные режимы установившегося полета с несимметричной тягой. Полет без крена со скольжением.........................84
5.	Полет с креном без скольжения. Потребный угол крена .	90
6.	Полет со скольжением и креном в сторону работающих двигателей. Потребное отклонение руля направления. Сравнение различных способов полета с несимметричной тягой .	... 94
190
Стр.
7.	Индикация скольжения в полете с симметричной и несимметричной тягой .	.	.	.	.	........................Ю1
8.	Навигационные элементы полета с несимметричной тягой .	107
9.	Маневр в полете с неполной и несимметричной тягой. Развороты в сторону работающих и неработающих двигателей. Изменение поступательной скорости полета. Влияние несимметрии тяги на продольную устойчивость и балансировку.......................108
Глава IV. Заход на посадку и посадка с неполной и несимметричной тягой....................,	.................119
1.	Диапазон скоростей и вертикальная скорость в полете с неполной и несимметричной тягой при посадочной конфигурации самолета ....................................................... 119
2.	Расчет на посадку с неполной и несимметричной тягой. Боковые отклонения от плоскости посадочной полосы. Запас угла отклонения руля направления при подтягивании......................121
3.	Заход на посадку с неполной и несимметричной тягой при боко-v вом ветре. Намеренное введение несимметрии тяги для парирования влияния бокового ветра...................................130
4.	Уход с неполной и несимметричной тягой на второй круг .	. 138
5.	Пробег после посадки с неполной и несимметричной тягой .	. 143
Глава V. Взлет с неполной и несимметричной тягой ....	146
1.	Общая характеристика взлета с неполной и несимметричной тягой. Два способа пилотирования на разбеге и их сравнение в случае отказа двигателя .	.	.......................... 146
2.	Дистанция прерванного взлета. Дистанция продолженного взлета с неполной и несимметричной тягой. Критическая скорость разбега (первая и вторая) .................................. 152
3.	Запас' угла отклонения руля направления на разбеге и после отрыва с несимметричной тягой. Намеренное введение несимметрии тяги для парирования влияния бокового ветра на разбеге 161 4. Начальный набор высоты. Уборка шасси и механизации крыла после взлету с неполной и несимметричной тягой. Отказ двигателя после отрыва от земли.............................	168
5.	Особый случай отказа двигателя на взлете в области второго режима полета ...............................................172
6.	Набор высоты с неполной и несимметричной тягой до первого разворота..................................................  174
7.	Преднамеренный взлет с неполной и несимметричной тягой .	176
Глава VI. Общие требования к характеристикам полета гражданских самолетов с неполной и несимметричной тягой..................178
1. Основные положения Норм летной годности, регламентирующие поведение самолета при частичных отказах силовой установки 178 2. Элементы летных испытаний самолетов с неполной и несимметричной тягой.................................................182
Литература.......................................................188