Маневрирование на самолёте-истребителе - Медников В.Н.

Автор: Медников В.Н.
Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника пилотирование самолеты истребители
Год: 1975
Похожие
Аэродинамика устойчивость и управляемость сверхзвуковых самолетов
Аэродинамика и динамика полёта маневренных самолётов
Самолеты страны советов 1917-1925
Самолеты страны советов 1917-1970
Текст
                    УДК 629.735.33:533.6(0?)
В учебном пособии излагаются основы теории пилотирования при маневри-
ровании на самолете-истребителе, а также необходимые общие сведения по вы-
сотно-скоростным и маневренным свойствам, устойчивости и управляемости сов-
ременных самолетов.
Пособие предназначено для летчиков строевых частей и училищ ВВС, ле-
тающих на маневренных самолетах и знакомых с основами аэродинамики и
динамики полета в объеме программы среднего или высшего летного авиаучц-
лища.
При написании пособия были использованы материалы открытой отечест-
венной и зарубежной литературы.
Ценные замечания при просмотре рукописи дали доцент кандидат техниче-
ских наук А. А. Дьяченко, кандидаты технических наук А. А. Н о в а д и
В. М. Попов, которым автор выражает благодарность.
Особую признательность автор выражает доценту кандидату технических
наук Г. С. Аронину, который согласился тщательно просмотреть и испра-
вить текст и осуществить научное редактирование книги, и П. И. Рыжову,
выполнившему работу по планированию и общему редактированию издания.
ПРЕДИСЛОВИЕ
Товарищ Л. И. Брежнев в Отчетном докладе ЦК КПСС XXIV
съезду сказал: «Все, что создано народом, должно быть надежно
защищено. Укреплять Советское государство — это значит укреп-
лять и его Вооруженные Силы, всемерно повышать обороноспо-
собность нашей Родины. И пока мы живем в неспокойном мире,
эта задача остается одной из самых главных!»
Военно-Воздушные Силы как часть Вооруженных Сил СССР
активно включились в выполнение поставленной XXIV съездом
задачи. Современная военная наука, отражая научно-технический
прогресс в военном деле, отводит Военно-Воздушным Силам важ-
нейшую роль в вооруженной борьбе. Коммунистическая партия и
Советское правительство уделяют большое внимание техниче-
скому и организационному совершенствованию ВВС, требуют уси-
ления боеготовности.
И боевой, и учебно-тренировочный полет на современном са-
молете требует от летчика не только высокой морально-волевой
подготовки и пилотажного мастерства, но и глубоких знаний в
области тактики, авйационной техники и практической аэродина-
мики, понимая под словами «практическая аэродинамика» ком-
плекс наук, включающих теоретическую и экспериментальную
аэродинамику, динамику полета самолета и теорию пилотирова-
ния.
Аэродинамика — наука, изучающая законы движения воздуха
и силовое взаимодействие между воздушным потоком и обтекае-
мым телом. Она объясняет механизм возникновения аэродинами-
ческих сил и моментов, действующих на самолет, и дает методы
расчета этих сил и моментов.
Динамика полета самолета — наука, изучающая законы дви-
жения самолета. Она делится на две части — динамику точки и
динамику системы. Динамика точки рассматривает движение
центра масс самолета и решает три основные задачи: находит
закон движения самолета (траекторию) при заданных силах, не-
обходимые силы при заданном законе движения самолета, закон
движения самолета и необходимые для этого силы при заданном
экстремальном условии, т. е. при условии минимальности или мак-
симальности какой-либо величины (например, при условии вы-
полнения маневра в минимальное время или достижения макси-
3
мальной дальности полета). Сюда же можно отнести и аэродина-
мический расчет самолета, т. е. определение его летных характе-
ристик.
Динамика системы дополнительно рассматривает и движения
вокруг центра масс самолета, т. е. решает вопросы равновесия,
балансировки, устойчивости и управляемости.
Теория пилотирования — наука о законах управления самоле-
том и приемах пилотирования, обеспечивающих движение само-
лета по заданной или оптимальной траектории при сохранении
желаемого уровня безопасности полета.
Знание перечисленных наук (практической аэродинамики) не-
обходимо летчику для приобретения навыков в пилотировании,
обеспечивающих сознательные, строго дозированные, точные дей-
ствия органами управления самолетом, двигателем, оборудованием
в целях максимального использования боевых возможностей са-
молета. Эти знания необходимы летчику и для сознательного ус-
воения инструкции летчику и методических пособий по технике
пилотирования и боевому применению, в которых обычно указы-
вается только то, что должен делать летчик в тех или иных слу-
чаях полета («на такой-то скорости разбега поднять носовое ко-
лесо»), но часто не указывается, как это правильно сделать, и
почти всегда не указываются причины — почему летчик должен
выполнить указанное действие. А без сознательного усвоения ин-
струкции практически невозможно и ее выполнение, невозможно
обеспечение безопасности полета при максимальном использова-
нии высотно-скоростных, маневренных и боевых свойств самолета.
Старый самолет (типа И-16, Ла-5 или Пе-2), хотя и предъяв-
лял иногда повышенные требования к точности пилотирования,
но с точки зрения аэродинамики был сравнительно простым.
Главное, что должен был помнить летчик, — это: «Не теряй ско-
рость и не перетягивай ручку!» Такая простота объяснялась тем,
что на докритических числах М все аэродинамические коэффици-
енты самолета (и силовые, и моментные) оставались постоянными
во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей полета.
Научно-технический прогресс в авиации, направленный на по-
вышение боевой мощи ВВС, привел к освоению больших сверх-
звуковых скоростей и стратосферных высот, к появлению самоле-
тов с крыльями малого удлинения, большой стреловидности, тре-
угольной формы, с малой относительной толщиной профиля, с
аэродинамической и геометрической круткой вдоль размаха, со
сложными видами механизации и изменяемой в полете стреловид-
ностью. Мы уже не касаемся здесь вопроса о совершенствовании
двигательных установок, систем управления, оборудования и во-
оружения самолета.
В результате современный боевой самолет стал сложным не
только в конструктивном, но и в аэродинамическом отношении.
Все аэродинамические коэффициенты крыла, фюзеляжа, хвосто-
вого оперения и рулей резко изменяются при переходе через ско-
рость звука и не остаются постоянными на сверхзвуковых ско-
4
ростях. Одновременно коренным образом изменяются и пилотаж-
ные свойства самолета, т. е. характеристики устойчивости, управ-
ляемости и маневренности, а также информационные потоки, ко-
торые должен перерабатывать летчик при управлении самолетом.
Само управление самолетом стало непрямым (через необратимые
бустеры) и искусственно регулируемым. В системах управления
появились различного рода автопилоты, автоматы, демпферы и
прочие устройства. Стали проявляться ранее совсем неизвестные
или редко встречавшиеся неблагоприятные аэродинамические яв-
ления, такие, как подхват самолета, валежка, обратная реакция по
крену на скольжение и отклонение руля направления, продоль-
ная и боковая раскачки, взаимодействие продольного и боко-
вого движений, инерционное вращение, неустойчивость по скоро-
сти и т. д. Причем интенсивность этих явлений зависит от усло-
вий эксплуатации, т. е. от веса, центровки, варианта внешней
подвески баков, бомб, ракет и другого вооружения.
Кроме того, ввиду чрезвычайно большого диапазона высот и
скоростей полета современного самолета появились многочислен-
ные ограничения этого диапазона, вызванные самыми разнообраз-
ными причинами и изменяющиеся от условий эксплуатации.
Запомнить механически все многочисленные правила пилотиро-
вания невозможно, если не знать общей теории, на основе которой
эти правила получены.
Но главное заключается в том, что само маневрирование в
воздушном бою не может быть максимально эффективным без
знания динамики полета и теории пилотирования. Современный
боевой самолет и особенно самолет-истребитель — это, по суще-
ству, крылатая ракета, каждый маневр которой от взлета до по-
садки должен быть заранее тщательно рассчитан, продуман и со-
знательно выполнен. Всякая импровизация в полете, основанная
только на мифическом «летном чувстве», заранее обречена на не-
удачу. На сверхзвуковом реактивном самолете ввиду некоторых
особенностей его динамики конечные параметры любого маневра
очень сильно зависят от выбранного летчиком закона управле-
ния. Неграмотное управление приводит к большим потерям энер-
гии (скорости и высоты) на каждом маневре и к увеличению
времени его выполнения. Выполнив «по интуиции» два-три ма-
невра, можно полностью растерять запас энергии самолета и ока-
заться в невыгодном положении по отношению к противнику даже
при наличии превосходства в технике или в начальных условиях.
Побеждать противника нужно героизмом, который основан на
глубоких знаниях и на умении их применить в конкретной такти-
ческой обстановке.
Знание динамики полета и теории пилотирования поможет
летчику правильно оценить высотно-скоростные и маневренные
характеристики самолета, успешно преодолевать ПВО противника
и вести маневренный воздушный бой с применением современ-
ного ракетно-пушечного оружия. Теоретические знания повышают
качество практического обучения летного состава, снижают сроки
5
этого обучения, повышают безопасность полетов, позволяют нахо-
дить новые приемы воздушного боя и совершенствовать технику
пилотирования при маневрировании, развивают самостоятельность
мышления и разумную инициативу летчика. Теория раскрывает
летчику природу воздушного боя, дает объективные методы оценки
и сравнения летных характеристик самолетов, что необходимо
для выявления сильных и слабых сторон противника и вы-
бора таких тактических приемов борьбы с ним, которые обеспе-
чивали бы победу.
Предлагаемая вниманию читателей книга «Маневрирование
на самолете-истребителе» впервые излагает вопросы аэродинамики
и динамики полета в тесной связи с пилотированием и безопас-
ностью полета и окажет большую помощь летчикам строевых ча-
стей, инструкторам-летчикам и курсантам летных училищ при
освоении сложного пилотажа и элементов боевого маневрирова-
ния.
Генерал-майор авиации РЫЖОВ П. И.,
военный летчик первого класса
Глава 1
МАНЕВРЕННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА
Боевая эффективность фронтового истребителя, ведущего ма-
невренный воздушный бой против истребителя противника, опре-
деляется прежде всего его высотно-скоростными и маневренными
свойствами, а затем вооружением и оборудованием. В 1943—
1945 гг. наш легкий истребитель «Як-3», уступая по вооружению
тяжелому немецкому истребителю «Фокке-Вульф-190», имел над
ним подавляющее превосходство в воздушном бою вследствие
более высоких маневренных свойств Действительно, заняв выгод-
ное положение относительно противника, можно его сбить и из
одной пушки. Наоборот, если выгодное положение занимает всегда
противник, то в такой ситуации не помогут и четыре пушки.
Для современного истребителя, несмотря на возросшее значе-
ние первой внезапной атаки ракетами, маневренные свойства про-
должают играть важнейшую роль. Но, естественно, при прочих
равных условиях имеют значение и мощность вооружения, и ка-
чество оборудования, и другие факторы. Эти вопросы в полном
объеме решает наука — теория боевой эффективности. Мы же в
нашей книге анализируем свойства самолета-истребителя только с
одной стороны — со стороны практической аэродинамики.
В первой главе будут рассмотрены высотно-скоростные и ма-
невренные характеристики самолета, их влияние на тактику воз-
душного боя, а также методы сравнения различных самолетов по
показателям маневренности. Разумеется, большинство примеров и
графиков не относятся к конкретной боевой технике, однако в со-
ответствии с изложенной ниже теорией можно легко выполнить,
соответствующие расчеты применительно к конкретному серийно-
му самолету.
$ 1. ВЫСОТНО-СКОРОСТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА
1. Высотно-скоростные характеристики самолета определяются
диапазоном скоростей и высот полета, изображаемым графически
в координатах V — Н (скорость — высота) или М — Н (число М —
высота). Типичный вид такого графика показан на рис. 1.1, где
по горизонтальной оси отложена истинная воздушная скорость, а
7
по вертикальной оси—высота от уровня моря. Проанализируем
этот график.
А. Линия а — б — в — г — д является границей горизонтально-
го полета. Левее и выше этой границы даже неустановившийся го-
ризонтальный полет невозможен, так как располагаемая подъем-
ная сила меньше веса самолета и располагаемая перегрузка
(из-за малости скоростного напора). Коэффициент подъем-
ной силы который можно практически использовать в полете
Рис. 1.1. Диапазон скоростей и высот полета самолета-истре-
бителя (пример)
с сохранением условий безопасности, назовем располагае-
мым. Часть границы горизонтального полета (а — б — в — г) оп-
ределяется допустимым коэффициентом подъемной силы судоп,
ограниченным по условиям тряски, подхвата, срыва и пр. (здесь
с?? = с^доП), а часть границы (г—д)—коэффициентом cy<f, дости-
гаемым при полном отклонении ручки на себя (здесь =
< ^Хдоп^'
Граница горизонтального полета строится следующим обра-
зом: задается последовательный ряд чисел М; по графику *\(М),
который имеется в описании самолета, для каждого числа М на-
ходим соответствующий коэффициент сУр; используя формулу
G = cy S0,7pM2 (здесь неизвестно только р) находим для каждого
числа соответствующее давление р, а затем и высоту Н (по таб-
лице стандартной атмосферы); число М можно пересчитать на
скорость по формуле У=аМ (скорость звука а также берется из
таблицы СА для найденной высоты); получив таким образом по-
8
следовательный ряд точек с координатами V и Н, можно постро-
ить кривую а — б — в — г — д. Эта граница будет проходить тем
выше (что желательно), чем больше коэффициенту и меньше
удельная нагрузка на крыло G/S. Таким образом, о положении
границы горизонтального полета самолета можно судить по вели-
чине произведения у - чем выше граница горизонтального
полета, тем лучше характеристики форсированных виражей и раз-
воротов на всех нижележащих высотах. Но подробнее об этом
будет сказано несколько ниже.
Б. Линия в — и — к — л — м — н на рис. 1.1 является границей
установившегося горизонтального полета. Выше верхнего
и правее правого участков этой границы горизонтальный полет
возможен, но только с торможением, а полет на постоянной ско-
рости возможен только со снижением. Высота полета, соответст-
вующая точке к, называется статическим сверхзвуковым потол-
ком, а высота в точке и — статическим дозвуковым потолком.
Граница установившегося горизонтального полета строится пу.
тем определения скоростей, при которых кривые располагаемой
форсажной тяги Р$ пересекаются с кривыми лобового сопротив-
ления в горизонтальном полете Q. Таким образом, предварительно
нужно иметь или построить кривые Жуковского Рф(М) и Q(M)
для последовательного ряда высот. При работе двигателей на
максимальном режиме (без форсажа) аналогичным путем стро-
ится соответствующая граница установившегося горизонтального
полета б — е — ж.
Чем выше проходит рассматриваемая граница, тем лучше бу-
дут у данного самолета характеристики разгона, скороподъемно-
сти и установившихся виражей на нижележащих высотах. Таким
образом, только по высоте границ горизонтального полета и ус-
тановившегося горизонтального полета уже можно предваритель-
но судить о маневренных свойствах различных самолетов. Но
анализ этого вопроса также будет дан несколько ниже.
Заметим, что в литературе верхняя часть границы горизонталь-
ного полета (в— г — д или г — о) иногда называется располагае-
мой высотой горизонтального полета, а левая часть (а — б — в —
г) — минимальной допустимой скоростью горизонтального полета.
Верхнюю часть границы установившегося горизонтального поле-
та (в — и — к — л) называют или предельной по тяге высотой
горизонтального полета, или высотой потолков режимов, или ли-
нией статических потолков и т. д.; правую часть (л — м —«) —
максимальной скоростью по тяге. Однако если летчик понимает
существо дела, то некоторый разнобой в терминологии не дол-
жен его смутить.
В. Линия л — п на рис. 1.1 является разрешенной границей
максимальной скорости самолета по допустимому числу М — по
Мдоп. Хотя тяга двигателей и позволяет летать правее этой гра-
ницы (до линии л — я — н), делать это запрещается по условиям
устойчивости, управляемости, аэродинамического нагрева само-
9
лета, работы входного устройства или компрессора двигателя и
и т. д. Граница проводится по скорости УДоп==МДопЯ. Летчик, изучая
инструкцию, должен поинтересоваться, чем вызвано ограничение
скорости по числу М на его самолете (желательно и на самолете
противника), чтобы в случае крайней необходимости принять гра-
мотное решение о возможности или невозможности временного
выхода за Мдоп.
Г. Линия п — р является границей максимальной скорости са-
молета по допустимому скоростному напору <7Д0П. В большинстве
случаев эта граница назначается по прочности самолета (по
прочности обшивки, фонаря, лючков, подвесок и крепящих их де-
талей). В некоторых случаях граница по ?ДОп назначается из-за
реверса элеронов, флаттера, турбулентности атмосферы и др. Лет-
чик должен знать, чем вызвано и это ограничение максимальной
скорости на его самолете. Например, если ограничение назначено
по прочности, то в безвыходном положении его можно немного
превысить, рискуя при этом прилететь со смятой обшивкой и без
части заклепок. Если же ограничение назначено по флаттеру, то
превышать его нельзя в любой ситуации, так как в противном
случае может произойти почти мгновенное разрушение самолета
(самолет «взрывается») с минимальными шансами на спасение
экипажа катапультированием.
Построение границы по ?Доп и ее определение в полете свя-
заны с некоторыми тонкостями, которые летчик должен знать и
учитывать. Известно, что
? = 0,7/?М2=-ф- = -^-,
где р — плотность воздуха на высоте полета;
V—истинная воздушная скорость (которую в идеале должна
бы показывать тонкая стрелка КУС);
Ро— 0,125 кгс-с2/м4— плотность на уровне моря в стандартной
атмосфере (ее следует подставлять в формулу при любой
высоте полета);
Vi — истинная индикаторная скорость (которую в идеале дол-
жна бы показывать широкая стрелка КУС).
Легче всего связать с допустимым скоростным напором инди-
каторную скорость:
Кажется, что никаких трудностей с определением границы
нет, так как из последней формулы вытекает, что заданной ве-
личине скоростного напора соответствует на любой высоте одна и
та же индикаторная скорость. Но все дело в том, что широкая
стрелка КУС отклоняется пропорционально не индикаторной ско-
рости или скоростному напору (даже с учетом инструментальной,
аэродинамической и волновой поправок), а пропорционально ди-
10
намическому давлению, равному разности между полным и стати-
ческим давлениями, подаваемыми на разные стороны мембраны
внутри прибора (Рдин~Рполн~Рстат)- При малых числах М
_ ____ PoVf _
/?дин==^’~	2	16 >
и из величины динамического давления можно получить инди-
каторную скорость путем Vi ^4]/ рлкн. На больших числах М ди-
намическое давление больше скоростного напора (Рдин><?), т. е.
p^=kqy где поправочный коэффициент k больше единицы и ра-
стет с увеличением числа М:
м	0,2	0,4	0,6	0,8	0,9
k	1,0025	1,040	1,090	1,173	1,219
Определить индикаторную скорость по динамическому давле-
нию с помощью формулы Vi=Y Рт'-к также нельзя, так как неиз-
вестно, по какому числу М выбирать поправочный коэффициент k.
Например, при полете у земли индикаторная скорость 490 км/ч
соответствует числу М = 0,4; чтобы широкая стрелка КУС оста-
новилась против цифры «490», требуется замеряемое динамиче-
ское давление рДИн предварительно разделить на & = 1,04 (что и
делается). Но на высоте 12 км та же индикаторная скорость
490 км/ч соответствует уже числу М = 0,8, и для того чтобы ши-
рокая стрелка КУС остановилась против цифры «490», требова-
лось бы более высокое динамическое давление предварительно
разделить на &= 1,173; но прибор о высоте ничего «не знает» и
производит деление рДИн по нулевой высоте на £==1,04. В нашем
примере показываемая прибором индикаторная скорость на вы-
соте 12 км К/з = 4 И РдИН : 1,04 , которая называется «земной ин-
дикаторной скоростью» (получена по «земным» поправкам k),
будет больше настоящей индикаторной скорости Vt = 4Урдин: 1,173
в 1,06 раза; т. е. широкая стрелка идеального прибора, не имею-
щего никаких других ошибок, остановится против цифры «520»
(490*1,06 = 520), завысив индикаторную скорость на +30 км/ч.
Последняя величина называется ошибкой сжимаемости (ошибка
с обратным знаком называется поправкой). В большинстве КУС
обычной конструкции эта ошибка равна нулю у земли и возра-
стает с подъемом на высоту до +100 км/ч и более. Она носит
так называемый методический характер, так как возникает не-
избежно вследствие применяемого метода определения скорости.
Рассмотрим, как отразится ошибка сжимаемости на положе-
нии границы диапазона скоростей по ?ДОп. Если с подъемом на
высоту выдерживать каким-то способом 9 = 9Доп = const, то ско-
11
рость по широкой стрелке КУС должна постепенно расти, так как
возрастают число М и ошибка сжимаемости. Но летчику трудно
запомнить закон изменения скорости в полном объеме, и инструк-
ция дает упрощенный ступенчатый закон, например: на высоте
О—5 км приборная скорость 900 км/ч, на высоте 5—10 км
1000 км/ч и т. д. Если же с подъемом на высоту выдерживать
V\s=const (приборную скорость с учетом всех поправок, кроме
поправки на сжимаемость), то скоростной напор будет постепенно
падать, т. е. будет не полностью использован диапазон скоро-
стей, допустимый по прочности самолета.
Несколько слов о других ошибках КУС:
—	инструментальная ошибка возникает из-за неточности из-
готовления или износа механизмов прибора; эта ошибка обычно
мала (несколько км/ч);
—	аэродинамическая ошибка вызывается искажением направ-
ления воздушного потока в районе установки ПВД; эта ошибка
обычно (на малых углах атаки и скольжения) также мала, но
с ней следует считаться при использовании запасного ПВД;
— волновая ошибка (часто объединяемая на поправочных
графиках с аэродинамической ошибкой) возникает за счет повы-
шения давления в районе статических отверстий ПВД вследствие
торможения набегающего воздушного потока фюзеляжем или
крылом самолета; при таком увеличении статического давления по
сравнению с атмосферным высотомер занижает высоту, варио-
метр при разгоне в горизонтальном полете показывает снижение,
а КУС занижает скорость; эта ошибка увеличивается до числа
М = 1, а затем сразу падает до нуля, так как волны повышенного
давления от самолета не могут заходить дальше головного скачка
и ПВД, «прокалывая» скачок, работает в невозмущенном потоке.
Волновая ошибка также влияет на определение границы по
прочности самолета с использованием широкой стрелки КУС.
Предположим, что границей является индикаторная скорость
Vi=1200 км/ч, а волновая ошибка равна —100 км/ч (прибор за-
нижает); тогда лететь следует на приборной скорости не свыше
1100 км/ч, имея в виду, что на самом деле скорость на 100 км/ч
больше (волновая поправка равна +100 км/ч). Если рассматри-
вать влияние ошибок не отдельно друг от друга, а совместно, то
картина протекания границы по <7ДОП усложняется.
Вопросу ограничения скорости уделяется столь большое вни-
мание потому, что он имеет тактическое значение. Например, из-
вестно, что для самолета противника ограничение скорости у
земли V= Vi =*1200 км/ч, а у нашего самолета оно 1150 км/ч.
Можно ли догнать противника или нет? Все зависит от того, что
такое «ИБО км/ч». Если это — индикаторная или истинная воздуш-
ная скорость, то нельзя; если приборная, то можно догнать. Гра-
ницу по <7доп дают по-разному, и летчик должен установить ис-
тинную воздушную скорость, которая только одна и влияет на
изменение взаимного положения самолетов в воздушном бою. За-
метим, что когда здесь и далее говорится «летчик должен...», то
12
это не означает, что он сам обязан проводить расчеты или иссле-
дования, но летчик или командир должен правильно поставить
вопрос или задачу соответствующим специалистам и разобраться
в полученном ответе.
Д. Линия л — д (рис. 1.1) является границей по максимальной
энергетической высоте, за которую самолет не может вообще по-
пасть из-за недостатка энергии, даже если отбросить все ограни-
чения. Строится эта граница следующим образом: находится мак-
симальная энергетическая высота самолета по высоте и скорости
полета в правой верхней части области установившегося горизон-
тального полета (на рис. 1.1 это будут Н и V в точке л) —
И2
/4шах = Н 4- ; задаваясь затем последовательным рядом скоро-
стей, находим соответствующий ряд высот при заданной энергии
Н = Натах — (скорость меньше, высота больше).
Если в точке л начать горку, то скорость и высота самолета
будут изменяться примерно по линии л — д. Практически маневр
для выхода на динамические высоты выгоднее начинать несколько
ниже точки л, чтобы ввод в горку был закончен еще до набора
высоты статического потолка (до линии в — и — к — л), т. е. еще
там, где Рф>фгп.
2. Переходим к рассмотрению вопроса о влиянии эксплуата-
ционных факторов на диапазон высот и скоростей полета само-
лета. Под эксплуатационными факторами понимаются изменение
полетного веса самолета, наличие различных внешних подвесок,
отличие атмосферных условий от стандартных.
А. Влияние веса. Граница горизонтального полета (а — б —
в — г — д на рис. 1.1) проводится по условию G = CypS0,7pM2;
следовательно, атмосферное давление р на этой границе будет
прямо пропорционально весу самолета Q. Например, при увеличе-
нии веса на 1 % должно увеличиться на 1 % и давление р на
всей границе, что по стандартной атмосфере соответствует умень-
шению высоты границы на 64 м. Упадут на 1% и располагаемые
перегрузки форсированных разворотов на всех нижележащих вы-
сотах (о перегрузках см. ниже).
Граница установившегося горизонтального полета (в-и-к-л)
проводится по условию Рф = С?г.п; так какфг. п = -^->то пропорцио-
нально весу изменяется сопротивление, и для соответствующего
изменения тяги приходится уменьшать или увеличивать высоту
полета, имея в виду, что в стратосфере тяга пропорциональна ат-
мосферному давлению. Пример: вес Q увеличился на 1% (по
сравнению с тем, для которого построена граница установивше-
гося горизонтального полета); увеличится на 1% и сопротивле-
ние Q; требуется на 1% увеличить тягу Р$, что может быть до-
стигнуто только при снижении на такую высоту, на которой дав-
ление р на 1 % больше, т. е. высота всей рассматриваемой гра-
ницы пройдет ниже на 64 м. Соответственно на 1% упадут и пре-
13
дельные по тяге перегрузки установившихся виражей и разворо-
тов на нижележащих высотах.
Положение границы по Мдоп (л — п) обычно от веса самолета
не зависит, а граница по прочности, т. е. по ^доп (я— р), при
увеличении веса иногда сдвигается влево — в сторону меньших
скоростей (последнее чаще относится к тяжелым самолетам).
Б. Влияние внешних подвесок. Наличие подвесок приводит, во-
первых, к увеличению полетного веса самолета, что уже рас-
смотрено выше. Во-вторых, подвески еще и увеличивают безын-
дуктивную часть лобового сопротивления на величину AQ0, что до-
полнительно снижает границу установившегося горизонтального
полета (в — и — к — л), так как нужно восстановить равенство
P$ = Q.
Увеличение сопротивления за счет подвесок приводит также к
соответствующему уменьшению предельных по тяге перегрузок
установившихся виражей и разворотов на нижележащих высотах.
Что касается границы горизонтального полета (а — б — в —
г — д), то увеличение безындуктивного сопротивления на ее поло-
жение непосредственно не влияет, так как высота этой границы
определяется располагаемой подъемной силой, а не сопротивле-
нием. Но интенсивность торможения самолета на динамических
высотах при увеличении сопротивления, естественно, возрастает.
Наибольшее тактическое значение имеет характер влияния
подвесок на ограничения максимальной скорости. Некоторые
большие подвески (баки, бомбы, крупные ракеты) приводят к
значительному смещению влево, т. е. на меньшие скорости, как
границы по МДоп (по условиям устойчивости и управляемости),
так и границы по ?доп (по условиям прочности самих подвесок,
замков их крепления, возникновения колебаний типа флаттера и
пр.). Например, некоторые большие подвесные баки перегоночного
варианта иногда вообще не позволяют выходить на сверхзвуко-
вые скорости.
Поэтому, когда, например, читаем в красивом заграничном
журнале о фантастических данных какого-либо нового самолета,
то еще нужно посмотреть, имеет ли он при этом оружие, ракеты
или пушки в контейнерах. Зарубежные фирмы в рекламных це-
лях в большинстве случаев подают данные своих самолетов при-
мерно так: «скорость — 2500 км/ч, потолок — 22 км, дальность —
5000 км, боевая нагрузка — 4000 кг» и т. д. По незнанию можно
подумать, что все это достигается одновременно. На самом же
деле дальность 5000 км достигается без боевой нагрузки и с пе-
регоночными баками (когда потолок равен 10 км и максимальная
скорость 1000 км/ч); потолок 22 км достигается без баков и бое-
вой нагрузки; кроме того, высоту неустановившегося горизонталь-
ного полета иногда выдают за потолок и т. д. Итак, прямого об-
мана нет, но у неподготовленного читателя могут создаваться оп-
ределенные иллюзии.
Но и реальные ограничения, вызываемые подвесками, должны
учитываться летчиком при ведении маневренного воздушного
14
боя. Предположим, что наш самолет, имея подвесные баки с неиз-
расходованным топливом и ракеты, встретился с противником,
который имеет на своем самолете такие же подвески. Варианты
нашего поведения в такой ситуации могут быть самыми разнооб-
разными:
—	можно сбросить баки (с топливом) и ракеты и попытаться
на облегченном самолете сразу же атаковать противника и сбить
его пушечным огнем; но если это не получится, то вынуждены
будем раньше выходить из боя, рискуя попасть под огонь ракет
«воздух — воздух»;
—	можно попытаться сохранить баки (до момента израсходо-
вания топлива в них) и ракеты, зарезервировав себе преимуще-
ство в «эндшпиле»; но противник, сбросив баки и ракеты, может
одержать победу уже в «дебюте».
Оптимальным, возможно, будет решение сбросить баки, но
оставить ракеты «воздух — воздух». Все эти вопросы летчик дол-
жен решать не в воздухе. Все основные варианты воздушного
боя, как уже отмечалось, должны быть заранее продуманы и
просчитаны на основе науки динамики полета и теории боевой
эффективности, а также неоднократно проиграны на земле (на
специальных тренажерах) и прорепетированы в воздухе.
В. Влияние атмосферных условий. На диапазон высот и ско-
ростей полета самолета влияет только изменение температуры.
Изменение давления не учитывается, так как высота в теорети-
ческих расчетах определяется именно по давлению. Например,
если давление на какой-то высоте оказалось равным 5508 кгс/м2,
то высоту считают равной 5 км.
Увеличение температуры по сравнению со стандартом для дан-
ного давления приводит к следующему:
—	увеличивается скорость звука а 20 У~Т и соответственно
отодвигается вправо, т. е. на большие скорости, граница по МДОп,
так как Удоп = МдоПа;
—	уменьшается плотность воздуха р и сдвигаются вправо,
т. е. на большие скорости, граница по ^Д0П = 4’Р ^д0П и граница
горизонтального полета, проведенная по условию Q = CypS ;
—	уменьшается тяга двигателей Рф (примерно обратно про-
порционально Т2) и снижается граница установившегося горизон-
тального полета (статические потолки).
Заметим, что если график диапазона скоростей и высот по-
лета построить в координатах Н — М (высота — число М), то при
увеличении температуры все границы остаются на своих местах,
за исключением снижения границы статических потолков (по
Р ф — Qrn)-
Таким образом, температурные условия оказывают некоторое
влияние на высотно-скоростные характеристики самолета; но при
планировании и ведении воздушного боя все это можно не учиты-
вать, так как аналогичное влияние сказывается и на характери-
15
стиках самолета противника, т. е пропорции между свойствами
двух самолетов примерно сохраняются при любой температуре.
Практически влияние атмосферных условий следует учитывать на
взлете и посадке и при расчете дальности и продолжительности
полета.
3. Высотно-скоростные характеристики двух самолетов правиль-
нее всего сравнивать с использованием графиков диапазонов ско-
ростей и высот полета (рис. 1 2) Без графиков, например, было
бы написано следующее.
—	самолет А имеет максимальную скорость 2000 км/ч и стати-
ческий потолок 19 км;
—	самолет Б имеет максимальную скорость 2200 км/ч и стати-
ческий потолок 21 км.
Можно подумать, что самолет Б имеет гораздо лучшие харак-
теристики по сравнению с самолетом А На самом же деле, если
сравнить графики V — Н, все выглядит как раз наоборот.
Граница горизонтального полета (верхняя на рис 1.2) у са-
молета А проходит гораздо выше Следовательно, этот самолет
имеет большую высоту динамических потолков, меньшую мини-
мальную скорость, лучшие характеристики форсированных вира-
жей и разворотов (меньше радиусы и др.) на всех высотах. Гра-
ница установившегося горизонтального полета (линия статических
потолков) у самолета А большей частью (до скорости 1900 км/ч)
также проходит выше. Следовательно, этот самолет имеет лучшие
характеристики установившихся виражей и разворотов, скоро-
подъемности и разгона на всех высотах до скорости 1900 км/ч
(см. § 2). И только на большой высоте на скоростях 1900—
2200 км/ч самолет Б имеет преимущество и может уходить от са-
16
молета А. Таким образом, самолет А, уступая в максимальной ско-
рости самолету Б, может догнать его почти во всех случаях (или
уйти от него) —как по горизонтали и вертикали, так и на криво-
линейном маневре
Сравнивать самолеты следует в боевом варианте, т. е при на-
личии соответствующего вооружения и среднего запаса топлива,
но следует учитывать и варианты высотно-скоростных характери-
стик для полностью облегченного самолета на случай выхода из
неблагоприятно сложившегося боя. Пусть, например, оба самолета
не имеют пушек, а их допустимые максимальные скорости с раке-
тами «воздух — воздух» равны 1800 км/ч и без ракет — 2200 км/ч;
в этом случае при неудаче первой внезапной атаки увеличиваются
шансы на «ничью», так как каждый из противников может в под-
ходящий момент принять решение на выход из боя на скорости
2200 км/ч
§ 2.	МАНЕВРЕННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА
1.	Маневренностью самолета называется его способность из-
менять свое положение в пространстве путем изменения скорости
полета по величине и направлению.
Маневренные свойства самолета реализуются летчиком при бое-
вом маневрировании, которое состоит из отдельных законченных
или незаконченных фигур пилотажа, непрерывно следующих одна
за другой
Маневренность является одним из важнейших качеств боевого
самолета, особенно истребителя. При увеличении маневренности
возрастает вероятность занятия истребителем более выгодного
тактического положения перед первой атакой, возрастает вероят-
ность успеха в маневренном воздушном бою, улучшаются условия
выхода из боя, увеличивается вероятность преодоления ПВО про-
тивника
Но лучше всего о значении маневрирования в воздушном бою
сказал великий русский летчик П Н. Нестеров Военный летчик
никак не может обойтись без умения делать фигуры высшего пи-
лотажа Вертикальные виражи и скольжения, перевороты и петли
должны быть обязательной программой для того летчика, кото-
рый не захочет на войне играть роль курицы или мирного голубя.
Участие авиации в будущей войне сведется к борьбе между само-
летами разных типов. Неизбежные воздушные бои будут схожи
с нападением Ястребов на ворон.. А кто из вас захочет быть во-
роной?
2.	В самом общем случае маневренность самолета можно пол-
ностью охарактеризовать возможным векторным приращением ско-
рости в единицу времени (например, в 1 с). Пусть в начальный
момент времени величина и направление скорости самолета изобра-
жаются вектором Vi (рис. 1 3), а через 1 с — вектором V2-, тогда
Уг=У1 + ДУ, где ДУ— секундное векторное приращение скорости
17
На рис. 1.4 изображена примерная область возможных секундных
векторных приращений скорости (не в масштабе) при маневре в
горизонтальной плоскости. Рисунок имеет тот физический смысл,
что через 1 с концы векторов AV и Уз могут оказаться только
Рис. 1.3. Векторное приращение скорости в еди-
ницу времени
внутри области а—б—в—г—д—е. При полной тяге двигателей кон-
цы вектора Уз могут оказаться только на границе а—б—в—г, на-
пример в точках: а — разгон по прямой, б — разворот с разгоном,
в — установившийся разворот, г — форсированный разворот с тор-
Рис. 1.4. Область возможных векторных прираще-
ний скорости в единицу времени
можением (выполняемый на границе срыва в штопор). При нулевой
тяге (и выпущенных тормозных щитках) концы вектора Уз мо-
гут оказаться через 1 с только на границе д—е, например в точ-
ках: д— энергичный разворот на границе срыва, е — торможение по
прямой. При промежуточной тяге концы вектора Уз могут ока-
заться в любой точке между границами а—б—в—г и д—е. Отре-
зок г—д соответствует разворотам на границе срыва при различ-
ной тяге. Точка г соответствует маневру с максимальным вектор-
18
ним приращением скорости, т. е. модуль о—г вектора AV имеет
максимальную величину. Заметим, что из рис. 1.4 можно извлечь
еще множество весьма интересных и полезных сведений о манев-
ренности самолета.
Но, несмотря на то что секундные векторные приращения ско-
рости наиболее полно описывают маневренные свойства самолета,
не можем рекомендовать этот метод летному составу по следую^
щим причинам. Во-первых, возможная область концов вектора V2
имеет пространственный характер и, во-вторых, даже эта про-
странственная фигура характеризует маневренность самолета
только для одной скорости и одной высоты. Поэтому перейдем к
рассмотрению таких показателей маневренности, которые, хотя и
не являются полными, позволяют в наглядной и удобной форме
представить их зависимость от скорости, высоты, веса и других
факторов.
3.	В качестве частных показателей маневренности самолета
используются самые разнообразные величины:
/?г—радиус разворота в горизонтальной плоскости;
/— время разворота на заданный угол Д<р;
о)г—угловая скорость разворота в горизонтальной плоскости;
/?в— радиус маневра в вертикальной плоскости;
— время разворота на заданный угол Ав;
<ов — угловая скорость поворота траектории в вертикальной пло-
скости;
Л — ускорение в горизонтальном полете;
У у— вертикальная скорость при установившемся подъеме;
Уу~ скорость набора удельной механической энергии (энергети-
ческой высоты) и пр.
Покажем, что большинство из перечисленных показателей яв-
ляются излишними. Вполне можно обойтись двумя-тремя
телями.
Известно, что время разворота на заданный угол равно
_ Д<р
Ф <ог ’
откуда видно, что показатель лишний, если известна
скорость Юг.
В свою очередь
V
поэтому лишним будет и показатель шг, если известен
ворота Rr при заданной скорости.
Теперь вспомним, что Rr определяется по формуле
D У2
г
и оказывается, что лишним будет и показатель /?г.
показа-
О-П
угловая
(1-2)
радиус раз-
(1.3)
19
Таким образом, для описания маневренных свойств самолета в
горизонтальной плоскости достаточно иметь величину одного об-
щего показателя — нормальной перегрузки пу (располагаемой пу$
или предельной по тяге ^пр)-
Для расчета маневров в вертикальной плоскости используем
подобные формулы:
/ А9	V D	V2	/1 Л 1
Л = ; о)а =	=—т---------нт »	(1.4—1.0)
е 0)в ’ в /?в ’ в £• (я-у — cos 0) ’ v	7
т. е. и здесь можно обойтись все той же нормальной перегрузкой пу.
Теперь запишем формулы, по которым определяются следую-
щие частные показатели маневренности:
ускорение при горизонтальном разгоне
jx=gnx,	(1.7)
вертикальная скорость при установившемся подъеме
Vy = Vnx,	(1.8)
скорость набора энергетической высоты
=	(1.9)
И здесь убеждаемся, что вместо частных показателей доста-
точно пользоваться одним общим — продольной перегрузкой пх.
Вывод. В качестве показателей маневренности самолета доста-
точно использовать нормальную и продольную перегрузки пу и пх.
4. А. Нормальной перегрузкой называется отношение алгебраи-
ческой суммы подъемной силы и вертикальной составляющей
силы тяги (в поточной системе координат) к весу самолета:
Заметим, что при движении по земле в создании нормальной
перегрузки участвует и сила реакции земли. Самописцы САРПП
регистрируют перегрузки в связанной системе координат, в которой
Л = пу cos а — пх sin а;
n = п cos а + nv sin а.
На самолетах обычной схемы величина Ру сравнительно мала
и ею пренебрегают. Тогда нормальной перегрузкой будет назы-
ваться отношение подъемной силы к весу самолета:
У cySq
Пу= Q —	Q .
Б. Если в эту формулу подставить располагаемый коэффициент
подъемной силы сур (наибольший су, ограниченный или величи-
20
ной г>доП или величиной су^ при полном отклонении ручки на
себя), то получается располагаемая нормальная перегрузка:
(ИО)
Рис. 1.5. Зависимость располагаемого коэф-
фициента подъемной силы от числа М
(пример)
Величина сур, как уже условились, может ограничиваться в
полете по условиям сваливания, тряски, подхвата, управляемости
и др. Обычно Су? значительно меньше, чем сутах. На рис. 1.5 по-
казан пример зависимости
сур от числа М; на ма-
лых скоростях сур ограни-
чивается по условиям сва-
ливания, затем по тряске и,
наконец, на сверхзвуковых
скоростях по максимально-
му отклонению стабилиза-
тора (ручка полностью «на
себя»).
Используя формулу (1.10)
и график, подобный при-
веденному на рис. 1.5, мож-
но получить зависимость
располагаемой перегрузки
от числа М и высоты полета, которая изображена графически на
рис. 1.6 (пример). Заметим, что содержание графиков а и б совер-
шенно одинаковое. Верхний график обычно и приводится в техни-
ческих описаниях самолета. Однако для летного состава мы ре-
комендуем перестроить его на координаты М—Н (нижний гра-
фик), т. е. провести линии постоянных располагаемых перегрузок
прямо внутри границ диапазона высот и скоростей полета само-
лета. Проанализируем график на рис. 1.6, б. Линия ^р=1> оче-
видно, является уже известной нам границей горизонтального по-
лета (сравните с рис. 1.1). Линия пу(> =7 является границей, пра-
вее и ниже которой может произойти превышение максимальной
эксплуатационной перегрузки (в нашем примере пуэ*=7). Линии
постоянных располагаемых перегрузок проходят таким образом,
что р2: р\~ nyPi: пу(>г т. е. между двумя любыми линиями разница
в высоте такова, что отношение давлений равно отношению пере-
грузок. Например, при М=0,7 имеем пУ(>—2 на высоте 11 км
(р = 2314 кгс/м2) и/1^=4 на высоте 6,3 км (р = 4628 кгс/м2), откуда
4:2=4628:2314. Исходя из этого располагаемые перегрузки
можно найти и без рассматриваемых графиков, имея лишь только
одну границу горизонтального полета на диапазоне высот и ско-
ростей (линию, где пур =1).
21
Пусть, например, требуется определить пу[) при М=1 и
Я=14 км (в точке А на рис. 1.6, б) с использованием границы
^рс1. Решение весьма простое: находим высоту точки В (20 км)
и давление на этой высоте (564 кгс/м2), а также давление на за-
Рис. 1.6. Зависимость располагаемой перегрузки от числа М
и высоты полета (пример)
данной высоте 14 км (1444 кгс/м2); искомая перегрузка в точке А
будет равна пур = 1444 : 564 = 2,56.
Если известно, что графики на рис. 1.6 построены для веса са-
молета Gb а требуются располагаемые перегрузки для веса G2,
то пересчет производится по очевидной пропорции пу: пур< =
= Gi: О2. Например, для точки A nypi =2,56 при весе Gt =
= 10000 кгс; тогда при весе G2=15 000 кгс в той же точке (М=1,
22
Н—14 км) располагаемая перегрузка будет равна пу = 2,56 X
10 000 i 7
х 15000 ~
Вывод. Имея границу горизонтального полета (линию ^р = 1),
построенную для веса можно определить располагаемую пе-
регрузку на любой высоте и скорости полета для любого веса G2,
используя пропорцию
n^p2 __ р2 Gj	(1.11)
луР1 Р{ ’
а по располагаемой перегрузке можно определить радиус и угло-
вую скорость при наиболее энергичном маневре как в горизонталь-
ной и вертикальной плоскостях [формулы (1.1) — (1.6)], так и в лю-
бой наклонной плоскости. Строго
говоря, для самолета, подвержен-
ного в полете большим деформа-
циям, формула (1.11) не всегда
справедлива, но это замечание к
самолетам-истребителям обычно
не относится.
В. Предельной по тяге нор-
мальной перегрузкой /zJnp назы-
вается такая наибольшая пере-
грузка пу, при которой лобовое со-
противление Q становится равным
форсажной тяге Рф. Иногда от-
дельно указывается предельная
перегрузка по максимальной (без
форсажа) тяге. (Кстати, заметим,
Рис. 1.7. Зависимость коэффициента
безындуктивного сопротивления и па
раметра индуктивности от числа М
(пример)
что когда говорят одно слово «пе-
регрузка», то чаще всего имеют в виду нормальную перегрузку пу).
Вычисляется предельная по тяге перегрузка следующим об-
разом:
—	для заданной высоты и числа М находится тяга Рф ( в опи-
сании самолета по высотно-скоростным характеристикам двига-
теля) ;
—	при пупр Рф==С}==сх80,7р№?, следовательно, можно вычис-
лить сх;
— по полярам (см. описание самолета) по известным сх и М
находится су,
— вычисляется подъемная сила Y — cyS 0,7рМ2;
— вычисляется перегрузка -g-, которая и будет являться
предельной по тяге, так как при расчетах исходят из равенства
^ф=Q.
Второй метод расчета применяется, когда поляры самолета
есть квадратичные параболы и когда вместо этих поляр в описа
нии самолета даются кривые г (М) и А (М), примерный вид
23
которых изображен на рис. 1.7; напомним, что с— коэффициент
безындуктивного сопротивления (сх при су=0) и А — параметр
индуктивности (по которому определяется коэффициент индуктив-
ного сопротивления сл,и = Ас^). Следовательно, от рис. 1.7 легко
перейти к поляре
сх = сх> + А^	(1.12)
и рассчитать /г^пр указанным выше способом. Но лучше это делать
так:
— находим Рф->
— по условию имеем Рф = ф = Фо + Фи;
AG2rP
— записываем Q0 = cxSq и Q„ =—sq^’’
— повторяем равенство Рф = <2о + ^и (развернуто);
— находим
пу = -тИ/ Ср~АХ' »	(1.13)
•Упр G у А	'	'
где по аналогии с коэффициентами сх и су вводится коэффициент
тяги О>= $*-•
Индуктивное сопротивление пропорционально квадрату пере-
грузки, т. е. QK = QHlfty (где QH1 —индуктивное сопротивление
при nv=l). Поэтому исходя из равенства Рф = <2о+ можно
записать выражение для предельной перегрузки и в таком виде:
nv = |/ ,P»~Q-0..	(1.14)
** |/ <?И1	v '
Произведя вычисления по формулам (1.13) или (1.14), можно
найти зависимость предельной перегрузки от числа М и высоты
полета, которая изображена графически на рис. 1.8 (пример взят
из книги [6]). В литературе предельная перегрузка изображается
обычно в виде, приведенном на рис. 1.8, а. Для летного состава все
характеристики, в том числе /гу , удобнее давать прямо на диа-
пазоне высот и скоростей полета самолета, что и сделано на
рис. 1.8, б. Верхний и нижний графики здесь абсолютно идентичны
(проверьте по положению точки, в которой пу = 6, //=5 км и
М = 0,83).
Можно заметить, что граница ^np = l на рис. 1.8, б является
уже известной нам границей установившегося горизонтального
полета (рис. 1.1).
В стратосфере (выше 11 км) температура воздуха постоянна
(—56,5° С) и величина тяги пропорциональна атмосферному дав-
лению, т. е. ?2: Pi=P2:Р\ (при этом коэффициент тяги сР при из-
менении высоты остается постоянным, как и коэффициенты с
24
и Л). Поэтому в соответствии с формулой (1.13) при заданном
числе М в стратосфере имеет место пропорция
(1.15)
—
лпр.2___ р2 Qi
П^Л~ Pl ' °'’
Рис. 1.8. Предельные по тяге перегрузки самолета F-4c;
форсаж, вес 17 600 кгс
в соответствии с которой предельную по тяге перегрузку на любой
высоте выше 11 км можно определить по давлению pi на линии
статических потолков, где пупр ] = 1. Ниже 11 км пропорция (1.15)
не соблюдается: тяга при уменьшении высоты полета растет мед-
25
леннее, чем давление (вследствие увеличения температуры воз-
духа), и величина коэффициента тяги сР падает, поэтому для вы-
сот 0—11 км предельные по тяге перегрузки приходится рассчи-
тывать обычным порядком, т. е. первым способом.
Предельная по тяге перегрузка является максимальной пере-
грузкой установившегося виража и разворота, по которой можно
рассчитать радиус, угловую скорость и время упомянутого ма-
невра. Ниже будет показано, что с предельной перегрузкой свя-
заны такие характеристики, как продольная перегрузка пх, уско-
рение при разгоне /ж, вертикальная скорость установившегося
подъема Vy и др. Поэтому зависимость пуп^ (М, Я) типа приведен-
ной на рис. 1.8 является важнейшей характеристикой маневрен-
ности самолета.
5. А. Продольной перегрузкой называется отношение разности
между проекцией силы тяги на вектор скорости и лобовым сопро-
тивлением к весу самолета:
Заметим, что при движении по земле к лобовому сопротивле-
нию следует добавить еще и силу трения колес.
На самолетах обычной схемы РХ~Р, и тогда
(1.16)
Б. Если в формулу (1.16) подставить наибольшую располагае-
мую тягу двигателей Рф (при полном форсаже), то получим так
называемую располагаемую продольную перегрузку %р, которая
при произвольном значении пу рассчитывается следующим обра-
зом:
—	находим тягу Рф (по высотно-скоростным характеристикам
двигателя);
—	при заданной нормальной перегрузке пу вычисляем лобовое
сопротивление следующим путем: ny-+Y-+cy-+cx (по поляре)-><2
(подробно порядок расчета сопротивления уже описан несколь-
кими страницами раньше);
—	по формуле (1.16) вычисляем пх^.
Но если поляра — квадратичная парабола, то можно восполь-
зоваться выражением Q = Qo+ QH1ny» в результате чего фор-
мула (1.16) примет вид
"-Р=41₽Ф-(^+ад)1-
Вспомним, что при предельной по тяге нормальной перегрузке
26
Тогда

или в развернутом виде
Рис. 1.9. Располагаемые продольные перегрузки в го-
ризонтальном полете самолета F-4c; форсаж, вес
17 600 кгс
(1.17)
Обычно в литературе приводится без специальных оговорок ве-
личина располагаемой продольной перегрузки для горизонталь-
ного полета, т. е. для пу=1. При этом формула (1.17) приобретает
вид
пх -1)-	с1-17')
*p.i Sq V Упр 1
На рис. 1.9 в качестве примера приведена зависимость nXpi от
М и Н (при Пу—1) для самолета F-4c [6]. Сравнивая этот рису-
нок с рис. 1.8, б, можно заметить, что кривые пх^ в другом мас-
штабе примерно повторяют ход кривых пу Из формулы (1.17')
также видно, что nXpi для данного самолета связана только с п^пр.
Поэтому в принципе можно обойтись и без графика пх , но в це-
лях наглядности его все же следует приводить отдельно от гра-
фика пупр.
По величине /гЛр1 можно определить по формулам (1.7) — (1.9)
такие частные характеристики самолета, как ускорение при го-
ризонтальном разгоне /х, вертикальная скорость установившегося
подъема Vy, скорость набора энергетической высоты И* и пр.
27
Вывод. Все частные характеристики маневренности самолета
являются функциями границы горизонтального полета (линии
а—б—в—г—д на рис. 1.1) и предельной по тяге нормальной пе-
регрузки (рис. 1.8); летному составу для более наглядного и кон-
кретного анализа маневренных свойств самолета следует пользо-
ваться тремя графиками — пур от М и Н (рис. 1.6, б), от М
и Н (рис. 1.8, б), лЛ.р1 от М и Н (рис. 1.9).
6. В заключение этого параграфа рассмотрим вопрос о влиянии
эксплуатационных факторов на располагаемую и предельную по
тяге нормальные перегрузки и на располагаемую продольную
перегрузку.
А.	Влияние веса. Как видно из формул (1.10) и (1.13), распо-
лагаемая нормальная перегрузка пур и предельная по тяге нор-
мальная перегрузка пурр изменяются обратно пропорционально
весу самолета (при постоянных Ми//).
р, _Q
Продольная располагаемая перегрузка пХр =  уQ у при уве-
личении веса самолета также уменьшается, но простой обратной
пропорциональности здесь не наблюдается, так как при увеличе-
нии веса G увеличивается и лобовое сопротивление Q.
Б. Влияние внешних подвесок. На перечисленные перегрузки
внешние подвески влияют, во-первых, своим весом (что было рас-
смотрено в предыдущем пункте) и, во-вторых, дополнительным уве-
личением безындуктивной части лобового сопротивления самолета
на +AQo (или ее коэффициента на + Дс^).
На располагаемую перегрузку пур сопротивление подвесок не
влияет, так как эта перегрузка зависит только от величины рас-
полагаемой подъемной силы крыла; это видно и из формулы
(1.10), в которой не учитывается сопротивление самолета.
Предельная по тяге перегрузка пуар, как это видно из фор-
мулы (1.14), уменьшается, если увеличивается Qo. Чем больше
тяга Рф и больше разность Рф— Qo, тем меньше влияние сопро-
тивления подвесок на предельную перегрузку. На малых скоро-
стях и высотах полета влияние сопротивления подвесок на л^пр
меньше, так как Рф^-Qoi на больших скоростях (вблизи макси-
мальной) и высотах (вблизи статического потолка) влияние под-
весок больше, так как разность Рф— Qo близка к нулю, и добав-
ление -4-AQo приводит к заметному уменьшению предельной пе-
регрузки. Заметим, что некоторые подвески в сумме увеличивают
безындуктивную часть сопротивления самолета в 2—2,5 раза.
т-\	Ль — Q
Располагаемая продольная перегрузка «Хр =	- при возра-
стании Qo также уменьшается. Влияние добавки +AQo на пХр уси-
ливается при увеличении перегрузки nv на маневре, т. е. при
уменьшении разности Рф — Q.
В.	Влияние атмосферных условий. Для определенности рас-
суждений будем рассматривать увеличение температуры на 1%
28
при стандартном давлении; это эквивалентно увеличению темпе-
ратуры на +2,165° в стратосфере или на +2,88° у земли; плот-
ность воздуха р при этом будет на 1 % меньше стандартной.
На скоростной напор q все это повлияет следующим образом:
— при сохранении постоянной воздушной скорости (V=const)
скоростной напор <7 = -2-pV2 упадет на 1%;
—	при сохранении постоянной индикаторной скорости (Vi—
=const) скоростной напор q — у р0У? останется постоянным (Убу-
дет при этом больше);
—	при сохранении постоянного числа М. (М = const) скорост-
ной напор <7=0,7рМ2 также останется постоянным (будут больше
V и а).
Из сказанного можно заключить:
—	при заданной воздушной скорости V упадет на 1% распола-
гаемая нормальная перегрузка пур; но при заданных индикатор-
ной скорости Vi и числе М пур при увеличении температуры не
меняется; поэтому все линии пур =const, построенные в координа-
тах М — И на рис. 1.6,6, при любой температуре остаются на
своих местах; при построении данного графика в координатах
V — Н линии пур = const при увеличении температуры на 1% сле-
довало бы опустить вниз на 64 м;
—	предельная по тяге нормальная перегрузка при заданном
числе М. падает, так как увеличение температуры на 1% приводит
к падению тяги Рф и коэффициента тяги Ср примерно на 2%;
предельная перегрузка пересчитывается по формуле (1.13);
—	располагаемая продольная перегрузка пХр при увеличении
температуры воздуха также падает в соответствии с падением
тяги.
Г. Включение форсажа (или его выключение) очень сильно
влияет на предельную по тяге нормальную перегрузку л>пр и рас-
полагаемую продольную перегрузкупХр. Даже на скоростях и вы-
сотах, где Рф Qr.n, увеличение тяги, например, в два раза при-
водит к увеличению /г_упр примерно в У 2 раза и к увеличению
nXpi (при nv=l) примерно в два раза. Естественно, что во столько
же раз изменяются и соответствующие характеристики маневров,
связанные с величиной тяги (например, радиус установившегося
виража). На скоростях и высотах, где разность Рф — Qr.а мала
(например, вблизи статического потолка), изменение тяги приво-
дит к еще более ощутимому изменению пУпр и nXpt.
Что касается располагаемой (по сур) нормальной перегрузки
пур, то величина тяги на нее почти не влияет (считая Ру~0)', но
следует учитывать, что при большей тяге самолет во время ма-
невра с этой перегрузкой теряет энергию медленнее и, следова-
тельно, более длительное время может находиться на повышен-
29
ных скоростях, на которых располагаемая перегрузка пур имеет
наибольшую величину. Если во время разворота с максимальной
тягой можно удержать п^р=7, например, в течение 5 с, то с фор-
сажем эту же перегрузку можно удерживать, например, в течение
10 с. Затем перегрузку придется уменьшать и тем быстрее, чем
меньше тяга.
Точный расчет здесь можно произвести с использованием мето-
дов численного интегрирования уравнений движения самолета.
§ 3. СРАВНИТЕЛЬНАЯ ОЦЕНКА
МАНЕВРЕННЫХ СВОЙСТВ САМОЛЕТОВ
Маневренные свойства двух самолетов с достаточной для прак-
тики полнотой можно сравнивать по их наибольшим нормальным
и продольным перегрузкам, из которых можно вывести все част-
ные характеристики.
1. Пусть при заданном числе М у самолета А величина —
в 1,2 раза больше, чем у самолета Б. Тогда у самолета Л, если
не учитывать ограничений перегрузки по прочности, на любой
высоте будет в 1,2 раза больше располагаемая перегрузка пур
(формула 1.10), примерно в 1,2 раза меньше радиус форсирован-
ного разворота (формула 1.3 с допущением V п* — 1 ^пу\ при-
мерно в 1,2 раза больше угловая скорость поворота траектории
(формула 1.2), примерно в 1,2 раза меньше время разворота на
заданный угол (формула 1.1). Соотношение между располагае-
мыми перегрузками двух самолетов можно получить и по соотно-
шению атмосферных давлений р\ на границах горизонтального
полета этих самолетов (на линиях, где/2^ =1):
^р(с-та А)- . z РЛБ)
пУр(с-та Б) Ур pi (Я) ’
т. е. чем выше эта граница и меньше давление р\ на ней, тем
больше пур на нижележащих высотах.
Для сравнения располагаемых перегрузок двух самолетов
можно произвести и прямое совмещение двух графиков пУр (М.,Н),
подобных изображенному на рис. 1.6, б.
Но самым удобным для летчика и наглядным методом сравне-
ния двух самолетов будет построение в координатах М — Н линий
равного преимущества одного самолета (А) над другим (5), т. е.
линий, в каждой точке которых имеем
ПУр W	,
Примерный вид такого графика изображен на рис. 1.10 (форма
кривых здесь не связана ни с какими конкретными самолетами).
30
График означает следующее: если на линии стоит цифра «1,1», то
располагаемая нормальная перегрузка у самолета А в 1,1 раза
больше, чем у самолета 5, на всех числах М и высотах, соответ-
ствующих этой линии; если стоит цифра «1», то располагаемые
перегрузки равны; цифра «0,8» означает, что у самолета А распо-
лагаемая перегрузка составляет только 80% перегрузки само-
лета Б.
Рис. 1.10. Относительное превосходство самолета А над
самолетом Б по кратковременной перегрузке пу свя-
занной с подъемной силой крыла р
При изготовлении данного графика в виде плаката рекомен-
дуем области, где/Гур>1, закрасить красным цветом (чем больше
пу^ тем гуще красный цвет), а области, где^р<1—синим цве-
том (чем меньше п.у? тем синее).
Из такого графика совершенно очевидно и наглядно выявля-
ются области высот и скоростей полета, в которых самолет А
имеет определенное относительное преимущество над самолетохм Б
по располагаемой нормальной перегрузке, т. е. кратковременное
преимущество в угловой скорости и в радиусе на форсированных
разворотах и виражах и на других энергичных маневрах. Ско-
ротечный воздушный бой, состоящий из одного-двух энергичных
маневров, можно с успехом провести именно в этих областях.
На рис. 1.10 для самолета А это соответствует индикаторной ско-
рости более 870 км/ч на высотах от земли до 9 км, числу М>1,28
на высотах свыше 9 км.
Без учета упругих деформаций конструкции самолета и огра-
ничений нормальной перегрузки все линии /г^р = соП51 на рис. 1.10
31
должны идти строго вертикально. «Нарушение» теории в нижней
правой части графика вызвано введением ограничения по макси-
мальной эксплуатационной перегрузке (по прочности самолета);
для примера здесь взяты п^9=8,5 (для Д) и пуз*=7 (для Б). (Про-
следим принцип построения кривых в этой области по точке с
координатами М=1,1 и Н = 5 км. Скоростной напор и аэродина-
мика крыла позволяют здесь достигнуть располагаемой пере-
грузки пур =8,5 для А и пур = 10,6 для 5, т. е. теоретически
%Ур =8,5: 10,6 = 0,8. Но у самолета 5 нельзя создавать перегрузку
более п^9=7, и поэтому через данную точку проведена линия
пур =8,5 : 7=1,2.) В заштрихованной области у самолетов А и Б
располагаемые перегрузки больше максимальных эксплуатацион-
ных и относительное преимущество А над Б во всей области опре-
деляется отношением ограничений перегрузок по прочности.
__ Заметим, что при другом соотношении ограничений линии
nyp =const в нижней части графика могут пройти совершенно по-
иному, иногда самым причудливым образом.
2. Аналогичные рассуждения справедливы и для предельной
по тяге нормальной перегрузки. Например, если на заданных вы-
соте и скорости у самолета А пу в 1,2 раза больше, чем у само-
лета Б, то у него (у А) будет примерно в 1,2 раза меньше радиус
установившихся виража и разворота (при условии что И — 1 =
= пр, примерно в 1,2 раза больше угловая скорость и примерно в
1,2 раза меньше время разворота на заданный угол, в том
числе и время выполнения установившегося виража. Точный срав-
нительный анализ можно произвести на основании прямого сов-
мещения двух графиков ау (М, //), подобных изображенному на
рис. 1.8,6.
Но и здесь более удобным и наглядным методом сравнения
двух самолетов будет построение в координатах М — Н линий рав-
ного преимущества одного самолета над другим, т. е. линий
^пр
~tiynp = const. Примерный вид такого графика изображен
на рис. 1.11 (не относится к конкретным самолетам). Теоретически
линии n^np=const должны идти вертикально, но ниже 11 —13 км
теория обычно «нарушается» из-за особенностей регулирования
ТРД по высоте и числу М. И этот график рекомендуем оформлять
с закрашиванием соответствующих областей красным и синим
цветом различной интенсивности.
Из графика на рис. 1.11 с очевидностью выявляются области
высот и скоростей полета, в которых самолет А имеет то или иное
относительное превосходство над самолетом Б по величине пре-
дельной по тяге нормальной перегрузки, что дает самолету А пре-
имущество в радиусе и угловой скорости на установившихся ви-
ражах и разворотах.
32
Соотношение между предельными перегрузками двух самоле-
тов можно получить и по соотношению атмосферных давлений pi
па границах горизонтального установившегося полета этих само-
летов (на линиях, где пу =1):
пу (Л)	„
"р	7	_ Pi (Б)
пу (Б)	Г1Упр Pi(A) ’
Пр	г
Рис. 1.11. Относительное превосходство самолета А над само-
летом Б по длительной перегрузке л^пр. связанной с тяговоору-
женностью
т. е. чем выше эта граница и меньше давление pi на ней, тем боль-
ше пуПр на нижележащих высотах. Но последняя пропорция спра-
ведлива только для высот более 11 км; ниже это соотношение на-
рушается ввиду особенностей тяговых характеристик разных дви-
гателей.
3. Подобным образом можно сравнить и располагаемые про-
дольные перегрузки двух самолетов пхрф] (при пу—1), т. е. полу-
«<р. i И)
rtrp. 1 (^)
чить отношение
пХр. ] и построить изолинии пХр , =
= const (рис. 1.12). Если около какой-то линии стоит, например,
цифра «1,5», то это означает, что на всех высотах и скоростях,
соответствующих этой линии, продольная располагаемая пере-
грузка пХр ] у самолета А в 1,5 раза больше, чем у самолета Б;
Кроме того, у самолета А будут в 1,5 раза больше скороподъем-
ность, ускорение разгона и скорость набора энергии.
2
В Н Медников
33
Если сравнить рис. 1.12 и рис. 1.11, то можно_ заметить, что
линии/гХр1 = const примерно повторяют ход линий пу *= const. Это
понятно, так как из формулы (1.17') и было получено отношение
Пхр.,(Л) __
nXp i(B) ~ПхР.1
Рис. 1.12. Относительное превосходство самолета А над само-
летом Б по длительной перегрузке (при = связанной
с тяговооруженностью
При больших пупр можно считать, что п?пр — 1^«упр, и тогда
- „1141^-/
Хрл Лу”₽’
L S Jc-та Б
__ На рис. 1.12 выделена область преимущества самолета А
(пхр. i^l), но на рис. 1-П область его преимущества (/г>пр^1)
меньше, так как здесь принято, что у самолета А группа индук-
тивности ^А J в 1,2 раза больше, чем у самолета Б. (Обратите
внимание, что там, где на рис. 1.12 проходит линия пхр ,«= 1,2 на
рис. 1.11 проведена линия ^np = l.)
4. Используя графики пур (рис. 1.10), пупр (рис. 1.11) и пХрн
(рис. 1.12), можно в координатах М — Н провести границы рав-
ных возможностей самолетов А и Б, т. е. перенести с упомянутых
34
графиков линии %, = !, «Упр =1 и ^р j=l (рис. 1.13). В резуль-
тате в диапазонах высот и скоростей самолетов А и Б можно вы-
делить следующие области, характеризующие сравнительные по-
казатели маневренности (в дальнейшем рассуждения ведутся со
стороны летчика самолета 4):
7 и 7/— самолет А имеет превосходство в длительных пере-
грузках пупр и nXp j ;
III и IV—самолет А имеет превосходство в длительной пере-
грузке /гхр<1;
Рис. 1.13. Границы областей равных возможностей самоле-
тов А и Б и области превосходства одного самолета над
другим по различным показателям маневренности
7, III и V—самолет А имеет превосходство в кратковременной
перегрузке пур;
VII — в эту область самолет А вообще попасть не может из-за
более строгих ограничений максимальной скорости.
Имея перед глазами график, подобный изображенному на
рис. 1.13, летчик может наметить общие принципы маневрирова-
ния в воздушном бою против определенного самолета противника.
В нашем примере летчик самолета А должен придерживаться сле-
дующих принципов:
— вести маневренный воздушный бой выгоднее всего в об-
ласти 7; здесь самолет А имеет преимущество по всем показателям
маневренности — по длительным (Пу и nXp J и кратковременным
(/г^р) перегрузкам, т. е. по радиусам и угловым скоростям на лю-
бых фигурах, скороподъемности и разгону; если маневренный воз-
душный бой завязался на неблагоприятных скоростях и высотах,
то следует постепенно затягивать противника в область 7; естест-
венно, что летчик самолета Б будет тянуть в область VI или VII
и исход боя будет зависеть от тактического и пилотажного искус-
36
ства летчиков, от их морально-психологической подготовки, от
умения стрелять без промаха из пушек и ракетами (о выборе пе-
регрузки при маневрировании будет сказано ниже);
— в области II самолет А также имеет преимущество по всем
показателям маневренности, связанным с тяговооруженностью,
т. е. по длительным (пупр и пХр ,) перегрузкам и, следовательно,
по средним радиусам и угловым скоростям, по скороподъемности
и разгону; но здесь в отличие от области I самолет Л уступает про-
тивнику по величине кратковременной перегрузки пур, т. е. само-
лет Б, оказавшись в хвосте самолета А (что маловероятно), мо-
жет сделать более крутой кратковременный доворот на цель (пос-
ле чего сразу начнется его отставание от самолета Л и по углу
разворота, и по дистанции);
— в областях /// и IV преимущество самолета А по длитель-
ной перегрузке я_упр исчезает, но преимущество по длительной пе-
регрузке пхр ] еще сохраняется; здесь невыгодно ввязываться в бой
на виражах, особенно в области IV, где самолет Б имеет лучшие
характеристики и на форсированных и на установившихся вира-
жах и разворотах; преимущество в кратковременной перегруз-
ке пур) имеющееся в области ///, летчик самолета А может ис-
пользовать только для последнего доворота, так как затягивание
боя на горизонталях и здесь невыгодно; имеющееся в областях III
и IV преимущество в длительной перегрузке nxp j лучше всего
использовать для перевода боя на вертикальные маневры с уме-
ренной перегрузкой (горки и пикирования, восходящие и нисхо-
дящие спирали) или для отрыва от противника по прямой — по
горизонту, с набором или снижением; имея преимущество в ско-
роподъемности и разгоне, летчик самолета А должен увлекать
противника из областей III и IV в область / и не давать откаты-
ваться бою в области V, VI и VII;
—	в области V летчик самолета А должен решать бой внезап-
ной атакой с одним-двумя энергичными кратковременными дово-
ротами на цель; всякое более или менее длительное маневриро-
вание в этой области невыгодно ввиду преимущества самолета Б
по всем показателям маневренности, связанным с тяговооружен-
ностью;
—	в области VI воздушный бой должен решаться одной ата-
кой, так как любое маневрирование здесь крайне невыгодно.
Естественно, что все изложенные выше рекомендации справед-
ливы только для случая маневренного воздушного боя, при кото-
ром оба самолета маневрируют по примерно аналогичным траек-
ториям в ограниченном диапазоне высот и скоростей; причем здесь
не касаемся вопроса о тактической целесообразности или нецеле-
сообразности ведения такого боя.
Если же противники встречаются на разных высотах и скоро-
стях, то преимущество имеет тот, у которого больше энергетическая
высота в момент встречи. Например, самолет Б летит на высоте
36
12,5 км с числом М = 0,8 (область VI на рис. 1.13), а самолет А —
на высоте 10 км с числом М = 2 (область V); при встрече пре-
имущество будет иметь самолет Л, так как у него начальная энер-
гия /4 = 28 400 м против энергии //э—15 400 м у самолета Б. Прав-
да, этой избыточной энергией нужно умело воспользоваться, т. е.
атаковать противника на большой скорости и уходить вверх для
нового разворота на цель. Самьш неразумным решениехМ в опи-
санной ситуации было бы уменьшить скорость (временно выклю-
чив форсаж и выпустив тормозные щитки) и ввязаться в манев-
ренный воздушный бой в области VI.
5. Наконец, рассмотрим важнейший вопрос— о так называе-
мой граничной тактической перегрузке маневрирования, которую
обозначим /г*.
Граничной тактической перегрузкой называется такая, при
которой у двух сравниваемых самолетов равны продольные пере-
грузки пх. А с этой перегрузкой (пх) связана скорость изменения
энергетической высоты самолета (энергетическая скороподъем-
ность):
1/ э =	— у И
vy dt v
Таким образом, при пу= п* энергия у обоих самолетов изме-
няется одинаково (одинаково растет, падает или остается постоян-
ной).
А. Рассмотрим зависимость располагаемой продольной пере-
грузки пХр от нормальной перегрузки пу:

которая на рис. 1.14, а изображена графически. Из формулы и из
рисунка мы видим, что пХр (пу)—есть квадратичная парабола
(«перевернутая»). Вспомним, что располагаемую продольную пере-
грузку пХр при пу=1 обозначили пХр (о которой раньше чаще
всего и говорили и которая отражена на рис. 1.9, 1.12, 1.13). Нор-
мальную перегрузку пу, при которой яЛр=0, назвали нормальной
предельной по тяге перегрузкой пУп (которая отражена на
рис. 1.8, 1.11 и 1.13).
Какие же маневры самолета соответствуют той или иной точке
кривой /гХр (пу), изображенной на рис. 1.14, а?
Положительная продольная перегрузка (пХр >0) может быть
использована для набора энергии, т. е. для увеличения скорости
на постоянной высоте (разгон по прямой или на развороте), для
набора высоты на постоянной скорости (по прямой или на криво-
линейной восходящей фигуре), для набора и высоты и скорости
(по прямой с малым углом набора или на пологих горках, спира-
лях и восходящих разворотах), для очень быстрого увеличения
37'
скорости при некотором уменьшении высоты (на пологом пикиро-
вании), для очень быстрого набора высоты при некотором умень-
шении скорости (на горке).
Рис. 1.14. Зависимость от пу и возможные варианты от-
носительного превосходства самолета А или Б по длительной
перегрузке пХр
При этом искривление траектории в произвольном направлении
определяется величиной перегрузки пу. Например, если возьмем
на кривой пХр (riy) точку с координатами пХр = +0,2 и /гу=3, то
это может соответствовать следующим маневрам:
— горизонтальному развороту с креном 70° при одновремен-
ном разгоне с ускорением 2 м/с2;
38
—	восходящей спирали с углом набора 11,5° и креном 71° при
постоянной скорости;
—	восходящей спирали с углом набора 30° и креном 73° при
одновременном торможении с ускорением —3 м/с2;
—	петле Нестерова в точке (например) с углом набора 90°
при торможении с ускорением —8 м/с2 (—29 км/ч за 1 с);
—	нисходящей спирали с углом снижения — 11,5° и креном 71°
при разгоне с ускорением 4 м/с2.
Можно найти и другие маневры, в некоторой точке которых бу-
дут иметь место заданные перегрузки.
Теперь рассмотрим различные случаи сочетания перегрузок
пХр и пу у двух самолетов А и Б (рис. 1.14, б, в, г, д, е), вспомнив
при этом, что у самолета А группа индуктивности ^А -j-Jb 1,2 раза
больше и, следовательно, парабола яЛр (пу) должна падать вниз
круче.
Б. Тяговооруженность самолета А настолько превышает тяго-
вооруженность самолета Б, что или в любом случае пХр (А) >
>/гХр (Б), или только при очень большой перегрузке, равной я*,
энергетические возможности самолетов сравниваются. Следова-
тельно, летчик самолета А может выполнять любые маневры с
перегрузкой пу<п*, имея при этом превосходство в ялр. На
рис. 1.13 этот случай соответствует областям / и II.
В. Вследствие особенностей высотно-скоростных характеристик
двигателей на других режимах полета относительная тяговоору-
женность двух самолетов может немного измениться в пользу са-
молета Б и кривые «гр (пу) могут пройти, как на рис. 1.14, в.
Здесь самолет А сохраняет энергетическое преимущество (по пХр]
при перегрузках менее яУпр (следовательно, здесь п* = яУпр).
На рис. 1.13 этот случай соответствует границе яупр =1.
Г. При дальнейшем изменении относительной тяговооружен-
ности в пользу самолета Б энергетическое преимущество само-
лета А (по яЛ.р) сохраняется только до некоторой перегрузки
пу— пу < яупр. Следовательно, здесь летчик самолета А должен
выполнять маневры с умеренной перегрузкой пу, реализуя преи-
мущество по пХр на восходящей спирали (или на другой фигуре,
в том числе и на прямолинейном разгоне или наборе, или на
горке). Энергичное маневрирование с большой перегрузкой пу
приводит здесь к постепенному изменению относительной обста-
новки в пользу самолета Б (имея в виду скорость, высоту и взаим-
ное положение самолетов). На рис. 1.13 рассмотренный случай
соответствует областям III и IV. Заметим, что внутри_этих обла-
стей при перемещении от границы яУпр =1 к границе пХр 1 пе-
регрузка п* (выше которой нецелесообразно маневрировать са-
молету А) постепенно уменьшается от я* — пУар до п* «=1.
39
Д. При дальнейшем неблагоприятном изменении тяговоору-
женности самолет А лишается энергетического преимущества при
любой перегрузке лу>1. И только в прямолинейном полете сохра-
няется равновесие с самолетом Б (следовательно, /г*=1). На
рис. 1.13 этот случай соответствует границе пХр^ =1.
Е. На тех высотах и скоростях полета, где относительная тяго-
вооруженность самолета А становится еще хуже, этот самолет
уступает самолету Б по энергетическим возможностям (по /гхр)
во всем диапазоне перегрузок пу. На рис. 1.13 этот случай соот-
ветствует областям V и VI.
Рис. 1.15. Граничная тактическая перегрузка л* (самолету Я
выгодно маневрировать при пу<. л*, самолету Я —при *'
Как итог этих рассуждений на рис. 1.15 в координатах М — Н
нанесены граничные тактические перегрузки /г* для пары само-
летов А и Б. Самолету А выгодно маневрировать с нормальной
перегрузкой	(и тогда самолет А будет наращивать свое
преимущество в энергии); невыгодность маневрирования с боль-
шей перегрузкой связана с более интенсивным по сравнению с са-
молетом Б возрастанием индуктивного сопротивления.
Самолету Б по тем же причинам, т. е. вследствие меньшего
индуктивного сопротивления, выгодно увеличивать перегрузку и
маневрировать при пу> п* (тогда преимущество в энергии будет
наращивать самолет 5).
На рис. 1.15 пунктиром обозначена граница яУпр=1, перене-
сенная с рис. 1.11 (или 1.13). При маневрировании с пу=п* полу-
чим на этой границе для обоих самолетов пхр =0; при маневриро-
вании с п = п* внутри области, ограниченной пунктиром, полу-
40
чим для обоих самолетов пХр <0 (оба самолета одинаково теряют
энергию); при маневрировании с пу=«* вне области, ограничен-
ной пунктиром, получим для обоих самолетов /гХр>1 (оба само-
лета одинаково наращивают энергию).
Так как этот вопрос имеет важнейшее тактическое значение,
то его еще раз повторим в виде численного примера:
1!
а)	М=1,5, //=11 км (в этой точке графика на рис. 1.15 имеем
п* =4), маневрирование происходит при пу=4, тогда /гГр (Я) =
=raXp(fi) =—0,2 (т. е» оба самолета теряют энергию в одинаковом
темпе);
б)	М=1,5, //=11 км, маневрирование происходит при иу=3
(пу< /г.*), тогда пхр (Я) =—0,1 и пХр (Б) = —0,15 (т. е. самолет А
теряет энергию медленнее, чем самолет Б);
в)	М = 1,5, //=11 км, маневрирование происходит при пу = 5
(пу> п*), тогда пХр (Я) = —0,3 и пХр (Б) = —0,25 (т. е. само-
лет А теряет энергию быстрее, чем самолет Б);
2:
а)	М=1,2, Н=9 км (в этой точке графика имеем п* =3 и
пу11р=3), маневрирование происходит при пу = 3, тогда пХр (А) =
= пХр (Б)=0 (т. е. у обоих самолетов энергия постоянна);
б)	М=1,2, //=9 км, маневрирование происходит при пу = 2
(пу< тогда пхр (Я) = +0,1 и пХр (Б) = +0,05 (т. е. самолет А
наращивает энергию быстрее, чем самолет Б);
в)	М=1,2, //=9 км, маневрирование происходит при пу = 4
(пу>/г*), тогда пХр (Д) =—0,1 и пХр (Б) = —0,05 (т. е. само-
лет А теряет энергию быстрее, чем самолет Б);
3:
а)	М=1,2, // = 6 км (в этой точке графика имеем п* =2),
маневрирование происходит при пу — 2, тогда пХр (Д) = /гЛр(Б) =
= + 0,2 (т. е. оба самолета наращивают энергию в одинаковом
темпе);
б)	М =1,2, // = 6 км, маневрирование происходит при пу= 1,25
(пу< п*), тогда пХр (Я) = +0,3 и пХр (Б) = +0,25 (т. е. самолет Я
наращивает энергию быстрее, чем самолет Б);
в)	М=1,2, // = 6 км, маневрирование происходит при пу=3
(пу> Пу), тогда (Я) = +0,1 и пХр (Б) = +0,15 (т. е. самолет Я
наращивает энергию медленнее, чем самолет Б).
(Цифры в приведенном выше примере даны для уяснения
смысла граничной тактической перегрузки; величина цифр не
имеет расчетной основы.)
Итак, выполняя любые маневры, летчик самолета Я должен
стремиться не превышать величину граничной тактической пере-
грузки п*, используя преимущество в продольной перегрузке пх р
41
для постепенного накапливания превосходства над противником в
скорости, высоте или относительном положении.
Наоборот, летчик самолета Б должен стремиться вовлечь про-
тивника в маневрирование с большой перегрузкой, превышающей
л*, получая за счет этого преимущество в лА.р и накапливая пре-
восходство в скорости, высоте или относительном положении.
Перевод маневренного воздушного боя на большие перегрузки
(пу> /г*) осуществить легче. Перевод на малые перегрузки
(пу<п*\ т. е. на спирали и другие сравнительно плавные верти-
кальные фигуры, осуществить труднее, если противник этого не
желает. Здесь требуются от летчика хорошая тактическая подго-
товка и пилотажное мастерство.
График, подобный приведенному на рис. 1.15, совмещает в себе
сравнительные характеристики двух самолетов по пу и пх и опре-
деляет тактику ведения маневренного (фигурного) воздушного
боя против конкретного самолета противника.
Летчик-истребитель обязан знать величину граничной тактиче-
ской перегрузки я* применительно к предполагаемой паре само-
летов А и Б в диапазоне высот и скоростей ведения маневренного
воздушного боя (обычно это околозвуковые и трансзвуковые ско-
рости на малых и средних высотах) и ни в коем случае не перепу-
тать сторону, в которую следует отклоняться от /г*.
6.	В заключение данного параграфа укажем на наиболее ти-
пичные методические ошибки, возможные при сравнительном ана-
лизе маневренных свойств двух самолетов:
—	фактические данные одного самолета сравнивают с расчет-
ными данными другого, не учитывая, что расчетные характери-
стики получаются, как правило, значительно выше фактических;
—	для одного из самолетов не учитываются ограничения вы-
сотно-скоростных и маневренных характеристик по прочности,
устойчивости и управляемости, внешним подвескам, условиям при-
менения оружия, устойчивости работы воздухозаборника или
компрессора двигателя и т. д.;
—	для одного из самолетов' не учитываются органичения вели-
чины тяги на малых высотах и больших скоростях по условиям
прочности двигателя, производительности топливных насосов и др.;
—	для одного из самолетов не учитывается возможность при-
менения при маневре различной механизации крыла (предкрыл-
ков, сдува пограничного слоя и пр.), увеличивающей располагав-
мую (по сур) перегрузку пур;
—	не учитываются некоторые особенности самолетов, напри-
мер закон регулирования в системе продольного управления, воз-
можность сильной тряски на больших углах атаки, наличие явле-
ния подхвата перегрузки и др., которые могут ограничить вели-
чину располагаемой перегрузки.
В результате таких или подобных методических ошибок ха-
рактеристики того или иного самолета могут быть значительно
завышены (занижения, как правило, не происходит). Поэтому
42
достоверное сравнение может произвести только компетентный
специалист, умеющий учесть все эти и прочие тонкости и имею-
щий достаточно полную информацию о сравниваемых самолетах.
§ 4. ОБЩИЕ МЕТОДЫ РАСЧЕТА МАНЕВРОВ
Кроме чисто сравнительной оценки самолетов летчика могут
интересовать и конкретные численные параметры того или иного
маневра. Ниже излагаются общие методы динамики полета, поз-
Рис. 1.16. Схема сил, действующих на самолет при маневрировании и проекции
этих сил на три плоскости: развернутую вертикальную, горизонтальную и пер-
пендикулярную к вектору скорости
воляющие рассчитать плоскую или пространственную траекторию
самолета. В основу уравнений и расчетов положен второй закон
Ньютона: произведение массы на ускорение равно действующей в
направлении ускорения силе.
1. Для удобства и наглядности анализа в динамике полета при-
нято пространственное движение самолета проектировать на две
плоскости — вертикальную плоскость развертки и горизонтальную
плоскость (рис. 1.16); для пояснения схемы действующих на само-
лет сил здесь приведена и проекция на плоскость, перпендику-
лярную к вектору скорости (что для анализа движения в принципе
не требуется).
43
Принимается такая система координат (она называется екорост-
ной):
О —начало координат в центре тяжести самолета!
Ох — ось вдоль вектора скорости самолета;
Оу — ось в вертикальной плоскости (относительно Земли), прове-
денной через вектор скорости;
Oz— ось вправо (параллельно земле).
Из рис. 1.16 видно, что вдоль указанных осей действуют сле-
дующие силы:
по Ох — Р — Q — G sin 6;
по Оу — Y cos у — G cos 6;
по Oz—Y sin у.
В точных расчетах учитывается и составляющая сила тяги
.PySfPsina, т. е. везде вместо силы Y подставляется сумма
В "направлении тех же осей самолет испытывает следующие
ускорения:
— тангенциальное (продольное, касательное) ускорение
. dV ,
А*= dt ’
центростремительное ускорение в вертикальной плоскости
0-18)
(все это только различные формы записи центростремительного
ускорения);
— центростремительное ускорение в горизонтальной плоскости
л = -Kcose-g..	(1.19)
Выбрав любую форму записи ускорения, можно теперь соста-
вить систему дифференциальных уравнений движения центра тя-
жести самолета:
1.	т ~^P — Q — Oslnb;
dt	’
2.	ml/= Г cos у-Geos в;	(1.20)
3.	mV cos 6	= Y sin y.
Разделив правые и левые части уравнений на вес самолета G
и вспомнив, что и== gm, пх =—g— и пу~ -g-, можно эти же урав-
нения записать в следующем виде:
1.
44
%.	= g(nycosy — cos6);	(1.21)
3.	V cos 0	= gny sin ?.
Эта система называется системой дифференциальных уравне-
ний движения центра тяжести самолета в перегрузках. Применять
можно как первую, так и вторую систему, но вторая несколько
удобнее, так как летчик имеет дело не с силами, а с перегрузками.
Поэтому в дальнейшем будем пользоваться в основном уравне-
ниями в перегрузках.
Заметим, что в уравнениях (1.21) имеются еще и внутренние
связи, например продольная перегрузка пх зависит от скорости,
высоты, нормальной перегрузки и положения РУД. Следовательно,
в системе (1.21), состоящей из трех уравнений, имеется восемь не-
зависимых переменных величин (восемь неизвестных): V, Н, пу,
пх, 5руД, 0, у, ф. Переменные V, Н и 0 можно связать между со-
бой еще одним уравнением:
4.	4£ = Vsin0
at
(это вертикальная скорость У„), а пх связана с V, Н, пу и 8руД:
5. nx = tix(V, И, Пу, 8руд),
но для решения системы не хватает еще трех уравнений. На осно-
вании этого перед динамикой полета могут встать принципиально
различные задачи:
а) задан закон управления самолетом в виде трех недостаю-
щих уравнений:
6. tiy
1- т=т(О;
&руд = 8руд (О»
и тогда можно найти траекторию, по которой будет двигаться са-
молет;
б) заданы траектория и скорость на ней в виде трех недостаю-
щих уравнений:
6.	V = V(0;
7.	0=0(0;
8.	<Р = *Р(О.
тогда можно найти закон управления, обеспечивающий движе-
ние самолета по заданной траектории, т. е. закон изменения
крена, нормальной перегрузки и положения РУД;
в) задано какое-либо условие оптимальности, а требуется
найти и закон управления, и траекторию движения, которые обес-
45
печивали бы выполнение заданного условия; например, задано,
что самолет в пространстве должен из точки 1 переместиться в
точку 2 за минимальное время, т. е. условие оптимальности
= понятно, что попасть из одной точки в другую можно по
разным траекториям, и нам требуется математически выбрать из
множества возможных траекторий ту единственную, которая и
обеспечит Zmin, а по найденной траектории можно затем найти и
закон управления; задачи в такой постановке решаются специ-
альными методами вариационного исчисления, разработанными
такими выдающимися учеными, как Эйлер, Лагранж, Понтрягин
и др.; естественно, что этих методов мы касаться не будем; за-
метим только, что недостающие уравнения здесь автоматически
получаются из условия оптимальности в виде специальных диф-
ференциальных уравнений Эйлера; решение таких задач связано
с большими теоретическими и вычислительными трудностями и
под силу только высококвалифицированным научным работ-
никам.
При постановке задач динамики полета перед инженерами или
учеными летчик (командир) должен правильно сформулировать
задачу, требования к точности ее решения и желательность (или
нежелательность) применения вариационных методов. Командир
должен также иметь представление о сроках решения задач раз-
личными методами, так как решение в точной вариационной по-
становке может затянуться.
Летчики, имеющие образование в объеме ВВАУЛ, могут ус-
пешно решать задачи динамики полета только в первой или вто-
рой постановке (п. а или б). Кратко напомним, как это делается.
Уравнения (1.21) ввиду их существенной нелинейности прямому
интегрированию не поддаются, и поэтому применяют те или иные
методы их численного интегрирования, простейший из которых (и
наиболее неточный) состоит в следующем.
Бесконечно малые приращенйя dV, dti, d% dH, dt заменяют
конечными приращениями ДК, Д6, ДЯ, Д£ и записывают
уравнения (1.21) в виде:
1. ДУ = £(пх-81п0) Д/;
2. ДО = -у- g (пу cos у — cos 0) Д/;
3. Дф = -Г7-!—r-27zvsin у Д/;
т V cos 0 ° У *	’
4. Atf = l/sin6M;	(1.22)
5. пх — пх (V, Н, пу, 8руд);
6. ny = ny(t);
т=т(О;
8- 3 4 5 6 * 8руд = 8руд (О«
46
Задаются малым промежутком времени Д/ (например, Д/ = 2 с),
подставляют в уравнения (1.22) начальные значения парамет-
ров движения Vi, 01	Y1, §РУД1 и вычисляют все приращения
за 2 с AVi, Д01, Дер], Д//ь
Для следующего «шага» в уравнения подставляют новые зна-
чения параметров движения: V2=Vi+AVi, 02 ==01 + ^1»
у2, ^руд2—и вычисляют все приращения за вторые 2 с ДУ2, Д02>
Дф2, Д^2«
Затем в уравнения подставляют 73= У2 + ДV2... и т. д. Такими
мелкими «шагами» (по 2 с) постепенно доходят до конца маневра,
где параметры движения будут иметь величину
О = 0! + 2Д6, ? = <Р1 + 2Д?,	+
Естественно, что, чем мельче будет «шаг» (меньше Д/), тем
точнее будет конечный результат.
Существуют и другие, более точные методы численного инте-
грирования дифференциальных уравнений.
Расчет одной фигуры (петли, боевого разворота) методом чис-
ленного интегрирования с применением логарифмической линейки
или арифмометра занимает несколько часов, даже если уже
имеется достаточный навык в такой работе. Математическая
машина может рассчитать серию маневров за несколько се-
кунд.
2. На некоторых примерах раскроем физический смысл урав-
нений (1.21) и покажем, как их использовать при анализе про-
стейших случаев движения самолета.
А. Пусть задано, что самолет должен двигаться по горизон-
тальной прямолинейной траектории с постоянной скоростью. Из
и	dQ _d& _______л
условия прямолинейности вытекает= О и -^- = 0, из условия
горизонтальности — 0 = 0, из условия постоянства скорости —
•^- = 0. В этом случае уравнения (1.21) примут вщц
ал
1.	пж=0 (выдерживается РУД);
2.	пу=1 (выдерживается рулем высоты);
3.	у=0 (выдерживается элеронами);
т. е. по заданной траектории мы получили закон управления са-
молетом.
Б. Задано, что самолет должен двигаться по прямолинейной
IМ п d<? Л\	„	/ dV
траектории (-^- = 0 и -^г — и) с постоянной скоростью 1-^-=,
= 0). В этом случае уравнения (1.21) примут вид:
1, лх==81п0;
2. ny = cosO;
3. Т = 0.
47
В. Задано, что самолет должен двигаться по горизонтальной
(6=0) прямолинейной	и	траектории. Тогда
, dV
2. пу = 1;
3. т = 0;
и в соответствии с первым уравнением можно рассчитать измене-
ние скорости за время /.
Г. Задано, что самолет должен двигаться в горизонтальной
/ Л ________ /Л rfO __	о	/ rfV
плоскости 10 = 0 и “27" = о) с постоянной скоростью (~27" ==
=0). Тогда
1. пх — 0;
2‘ ПУ~ cos 7 ’
з. V -^ = gnys\nr,
записав в третьем уравнении центростремительное ускорение в
Р'2
виде и учтя второе уравнение, получим
IZ2	У2	у2
3- Т57“«'М'"т	=	=
6 г ‘Ly 1
(известное выражение для радиуса виража или разворота).
Д. Задано, что самолет должен двигаться в вертикальной
плоскости = Тогда
Е	4r=^-sin0);
2.	V ^- = g(ft>-cosO);
3.	y » 0;
записав во втором уравнении центростремительное ускорение в
V2
виде тг“, получим
Ов
V2	V2
2-	tf7 = S('b--cose) Яв= g(nj,_co-s’9)
(выражение для «мгновенного» радиуса маневра в вертикальной
плоскости).
о	, dV	.
Заметим, что ускорение 1х — ~Л' прямо связано с продольной
перегрузкой пх только в горизонтальном полете, когда
43
В других случаях следует учитывать величину и знак слагаемого
sinfl. Например:
п.х= + 0,1; 0=0; /ж=+0,98 м/с2;
л, = +0,1; О = +30°; /х=—3,92 м/с2;
^= + 0,1; 0 =—30°; /ж=+5,88 м/с2.
Таким образом, с помощью общей системы уравнений (1.21)
можно вывести соотношения для всех частных случаев движения
самолета и подвергнуть анализу или расчету любой прямолиней-
ный или криволинейный маневр в любой плоскости или в про-
странстве.
Однако не всегда целесообразно сразу же обращаться к диф-
ференциальным уравнениям. В некоторых случаях движение са-
молета можно проанализировать специальными методами, имею-
щими те или иные физические основы. Одним из них является
энергетический метод, разработанный Н. Е. Жуковским и разви-
тый советским ученым проф. В. С. Пышновым.
3. Механическая энергия самолета Е состоит из энергий по-
тенциальной и энергии кинетической:
E = En + E^GH+-^~ [кгс-м].
Но по запасу механической энергии, измеряемому в килограммо-
метрах, о маневренных возможностях самолета ничего сказать
нельзя. Пусть, например, первый самолет обладает в полете энер-
гией 100 000 000 кгс’М, а второй — 50 000 000 кгс*м. Можно ли
сказать, что первый самолет обладает лучшими возможностями
для маневра? Нельзя. Если первый самолет весит 100 тс, то его
«большая энергия» соответствует скорости полета (у земли)
360 км/ч; если же второй самолет весит 10 тс, то при «малой»
энергии его скорость (у земли) равна 1140 км/ч, т. е. второй са-
молет может выполнить и горку, и боевой разворот, и любой другой
энергичный маневр с большим набором высоты. Поэтому целесо-
образнее рассматривать удельную механическую энергию, т. е.
механическую энергию, отнесенную к 1 кгс веса самолета:
н9=я+/4=я+^-[м],	(1.23)
и Е
где п9 = -&— удельная механическая энергия самолета, или
энергетическая высота;
ГТ
Н = -&- — удельная потенциальная энергия самолета,
или просто высота полета;
пк =	— удельная кинетическая энергия самолета,
или кинетическая высота.
49
Например, если самолет летит на высоте 5 км со скоростью
1080 км/ч (300 м/с), то у него //к = 4,5 км и Нэ — 9,5 км (рис. 1.17).
Энергетическая высота называется также уровнем удельной ме-
ханической энергии самолета, или уровнем энергии.
Физический смысл энергети-
Уровень энергии ческой высоты состоит в том, что
Н3*3,5КМ
Vх 1080 км/ч
Н~5км
при равенстве нулю суммы внеш-
них тангенциальных сил (тяги,
трения, лобового сопротивления)
любое тело в гравитационном
поле может за счет полного пре-
вращения кинетической энергии
в потенциальную подняться на
высоту не более НЭ=Н + НК
(рис. 1.18).
В области высот и скоростей
Рис. 1.18. Физический смысл энергетической высоты
Рис. 1.17. Запас удельной механиче- полета самолета можно провести
ской энергии самолета	линии равных энергетических вы-
сот (линии равных уровней энер-
гии), т. е. такие, вдоль которых Нэ = Н + Нн = const (рис. 1.19).
Естественно, что при V=0 мы получим Н = НЭ, а при Н = 0 полу-
чим V = V ‘2gH3. Из рис. 1.19 видно, что максимальной энергией
самолет обладает не на статическом потолке (точка к), а в
Уровень энергии У-0



правой верхней части графика (точка л). В нашем примере
Нэ.тах=40 км, т. е. самолет, выполняя горку из точки л с углом
+ 90° при условии P — Q (их = 0), мог бы теоретически, потеряв
скорость до нуля, набрать высоту 40 км. Практически горку це-
лесообразно начинать ниже точки л и не выходить в верхней точке
за границу горизонтального полета самолета (за линию г — д);
при этом дополнительный набор высоты составит около 5—7 км.
Посмотрим, от каких факторов зависит изменение уровня энер-
гии самолета. Без особых пояснений проведем следующие вьь
кладки:
5Q
известно
производная по t
Н3 = Н + -~;
dH3 dH V dV
dt	di ' g ' dt
Рис. 1.19. Линии равных энергетических высот
где -gp = Vy — скорость набора высоты;
р£р=1/® — скорость набора энергетической высоты, или
энергетическая скороподъемность;
— •—скорость набора кинетической высоты;
тогда
^ = ^у+7-А	(1-24)
(формула, связывающая энергетическую скороподъемность с вер-
тикальной скоростью и ускорением самолета).
Имеем
vy = v sin 0 и jx = g (пх — sin 0);
подставим эти значения в (1.24):
И® = Г sin 6-ь ~~~g(ftx~ sinS) = У/гх.
51
Итак,
V^Vnx = V^-,	(1.25)
т. е. получен интересный результат, заключающийся в том, что
скорость набора энергетической высоты пропорциональна про-
дольной перегрузке пх (разности Р— Q) и скорости полета V. Та-
ким образом:
—	если P*=Q (пж=0), то 7® = 0 и //3=const;
—	если P>Q (пх>0), то 1/®>0 и Нэ растет;
—	если P<Q (пх<0), то И®<0 и Н9 падает.
Напомним, что увеличение или уменьшение энергии самолета
прямо не связано с увеличением или уменьшением скорости или
высоты. При постоянной энергии скорость, например, может и па-
дать, и возрастать (при противоположном изменении высоты). В
горизонтальном полете, т. е. при Н — const, приращение энергии
ДЯ3 равно приращению кинетической высоты ДЯК= (Уг~
—	; при установившемся наборе с l/=const имеем V’ = Vy и
Покажем на примерах, как можно использовать энергетиче-
ский метод в задачах динамики полета.
1.	Самолет выполняет горку от Vi = 1800 км/ч (500 м/с) до
72=1440 км/ч (400 м/с), имея в среднем P=Q (пх=0). Требуется
найти приращение высоты за горку. Так как пж=0, то//%=77 ,т. е.
„ . v2 U , vi	к и и и 5002 — 4002 лспп
#2 +-^ =	, откуда ДЯ = Я2—Я1 = —^8—= 4500 м;
таким образом, за счет уменьшения скорости на 360 км/ч можно
на такой горке набрать дополнительную высоту 4500 м (и, на-
оборот, пикирование на 4500 м даст увеличение скорости на
360 км/ч).
2.	Самолет выполняет горку от Vi — 560 км/ч (155 м/с) до
Уг^ЗОО км/ч (55 м/с), имея в среднем P = Q (пЛ=0). Аналогично
1552_____________________552
находим, что Д//=—— = 1050 м; таким образом, за счет
уменьшения скорости на те же 360 км/ч здесь можно набрать до-
полнительную высоту только 1050 м (но зато пикирование только
на 1050 м даст увеличение скорости на 360 км/ч).
На основании двух примеров можно сделать важнейший прак-
тический вывод, имеющий значение для выбора манеры пилоти-
рования в воздушном бою. Видно, что при сравнительно малых
скоростях (200—560 км/ч), характерных для истребителей второй
мировой войны, небольшое изменение высоты (±1050 м) приво-
дит к сравнительно большому изменению скорости (±360 км/ч),
т. е. главным слагаемым уровня энергии здесь является высота,
которую легко превратить в скорость. Отсюда вытекала знамени-
52
тая «формула Покрышкина»: ВЫСОТА — СКОРОСТЬ — МА-
НЕВР-ОГОНЬ.
При больших скоростях, характерных для современных само-
летов (в нашем примере это 1440—1800 км/ч), наоборот, сравни-
тельно небольшое изменение скорости (±360 км/ч) приводит к
большому изменению высоты (±4500 м), т. е. главным слагае-
мым уровня энергии здесь является кинетическая высота (зави-
сящая от скорости), которую легко превратить в высоту. По-
этому в современных условиях «формула Покрышкина» должна
звучать так: СКОРОСТЬ —ВЫСОТА —МАНЕВР —ОГОНЬ.
3.	В третьем примере покажем, как по запасу энергии можно
определить дальность планирования L с переменной скоростью
по произвольной траектории. Без пояснений —af~—nxV\ dH3—
— nxVdt = nxdS (dS — элемент пути вдоль наклонной траекто-
рии); элемент пути вдоль горизонтальной плоскости dL—dS cos 0;
продольная перегрузка при P=0 nx~-----------jj- =— ~^q = —
G cos fl cos fl	... cos fl dL dL
откуда dH9 =--------ет = --^ или
dL — — KdH9.
Итак, дальность планирования
«эа	нэ,
£ = - [ KdH,^ f AW3;
«э,	«эа
введя среднее аэродинамическое качество Кер, получим прибли-
женную формулу
L = КСРЖ = Кср (Я9> - HJ,	(1,26)
где H3i — уровень энергии в начале планирования;
/Уэ2—уровень энергии в конце планирования (при нулевой
высоте и посадочной скорости).
Пример. Vi = 1800 км/ч (500 м/с), Hi = 10 км, К2=КПОс =
= 288 км/ч (80 м/с), Н2—6, Кер = 6 (среднее между сверхзвуковым
К=4 и дозвуковым К=8); дальность планирования при этих ус-
ловиях
£= 6r(10000 + ^^)-~?V|-x 134600 маг 135 км.
4.	И, наконец, покажем, как энергетическим методом решается
задача о выходе на заданные высоту и скорость в минимальное
время. Имеем
«эа
dt х у’	V9	J уэ •
53
Следовательно, для перехода от НЭ1 до /7Эг в минимальное
время требуется, чтобы подынтегральная функция уГ была ми-
нимальной, т. е. самолет должен пересекать каждую энергетиче-
скую высоту (каждую линию HQ=const на рис. 1.20) в точке, в
которой Уу = шах на данной линии. Величину = можно по-
лучить из графика, подобного изображенному на рис. 1.9, умно-
жая пхр в каждой точке на соответствующую скорость V. Резуль-
Рис. 1.20. Программа набора высоты и скорости в ми
нимальное время (пример)
тэт решения представлен на рис. 1.20. Здесь на каждой линии
//8=const большой точкой отмечен режим V® = max; в соседних
точках (на этой же линии) V® меньше. Оптимальная программа
выдерживания скорости (истинной воздушной) по высоте, обес-
печивающая переход из А в Б за минимальное время, показана
сплошными стрелками. Если начальная или конечная точки не
лежат на линии оптимальной программы (на А— Б), то выход
на эту линию или сход с нее осуществляется пикированием или
горкой примерно вдоль //8=const. На рис. 1.20 для примера по-
казано, как выйти за минимальное время из С в Д: из начальной
точки С (Н = 6 км, М = 0,6) пикируем до высоты и скорости, со-
ответствующей оптимальной программе (до //=4,5 км и М = 0,87),
затем набираем высоту и скорость по оптимальной программе
(до //=15 км и М=1,95) и выполняем горку до заданной конеч-
ной точки Д (//=19,2 км, М=1,75).
Кто внимательно читал предыдущее, тот уже, наверное, заме-
тил, что в последнем примере мы решили вариационную задачу
54
динамики полета, т. е. нашли программу V=V(H) по заданному
условию оптимальности f =
Таким образом, энергетический метод позволяет приближенно
решать большой класс задач динамики полета, не прибегая к
громоздким вычислениям, связанным с численным интегрирова-
нием системы дифференциальных уравнений.
Глава 2
УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ
САМОЛЕТОВ-ИСТРЕБИТЕЛЕЙ
В предыдущей главе проанализированы маневренные характе-
ристики самолетов и их зависимость от нормальной и продольной
перегрузок, предложены методы сравнения маневренных свойств
самолетов-истребителей и приведены основные простейшие методы
расчета конкретных траекторий.
Однако потенциальные маневренные возможности самолета,
определяемые по величинам пур, пУпр, пхр, не всегда могут быть
практически реализованы летчиком в полете. Многое зависит от
характеристик устойчивости и управляемости и других пилотаж-
ных свойств самолетов, а также от соответствия этих характери-
стик и свойств психофизиологическим качествам летчика.
Предположим, что самолет на данной высоте и скорости в со-
ответствии с несущими свойствами крыла имеет яУр = 7, но при
^ = 7,1 начинается подхват; естественно, что в этом случае лет-
чику не рекомендуется создавать перегрузку более ^ = 6, а прак-
тически наибольшей используемой в полете перегрузкой будет
п^Зч-4, так как летчик пилотирует с большим запасом, опаса-
ясь подхвата и срыва в штопор^ Или, например, летчик из теории
знает, что скорость срыва в штопор при маневре приблизительно
равна ^ср — КсРг пИяу (Vrc₽r п — скорость срыва в горизонталь-
ном полете, т. е. при ^=1), но из-за невозможности произвести
расчет в уме также берет большой запас по перегрузке; если же
на этом самолете в кабине установлен точный указатель углов
атаки, то летчик будет уверенно пилотировать вблизи границы
срыва, имея запас всего 2—3° до критического а, т. е. используя
маневренные возможности самолета почти полностью.
Первый фактор (наличие подхвата) относится к характеристи-
кам устойчивости самолета, второй фактор (установка указателя
углов атаки)—к пилотажно-навигационному оборудованию. Как
здесь показано, и то и другое в сильной степени влияет на ис-
пользование маневренных возможностей самолета.
Под пилотажными свойствами самолета будем подразуме-
вать в дальнейшем не какое-то отдельное и изолированное его
56
качество, которое можно было бы оценить определенной цифрой,
а целый комплекс качеств самолета, включающий характеристи-
ки устойчивости и управляемости, свойства пилотажно-навигаци-
онного оборудования, удобство обзора кабинного и внекабинного
пространства летчиком и удобство работы с оборудованием ка-
бины, интенсивность потоков информации, которую должен пере-
рабатывать летчик при выполнении заданного маневра. Весь этот
комплекс качеств самолета летчик обычно и характеризует ко-
ротко словами: пилотажные свойства, удобство пилотирования,
простота пилотирования и пр.
Глава 2 и посвящена анализу характеристик устойчивости и
управляемости, которые являются составной частью пилотажных
свойств самолета. Другие вопросы (о потоках информации и др.)
будут рассмотрены в третьей и последующих главах.
§ 1. УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА
1. Перед изложением конкретных особенностей устойчивости и
управляемости самолетов кратко напомним основные положения
общей теории вопроса.
Равновесием самолета называется такое его состояние, когда
сумма действующих на самолет сил и моментов равна нулю.
Балансировкой самолета называется приведение его в состоя-
ние равновесия с помощью отклонения рулей и РУД.
Иногда в понятие балансировки вкладывается требование ра-
венства нулю только суммы действующих на самолет моментов.
Например, говорят, для продольной балансировки самолета
(для A[z=0) при прямолинейном разгоне (здесь P>Q) необхо-
димо по мере нарастания скорости постепенно отклонять ручку
от себя.
Устойчивостью самолета называется его способность сохра-
нять заданный режим полета без вмешательства летчика и воз-
вращаться к этому режиму после временных отклонений, вызван-
ных воздействием на самолет случайных малых возмущений. От
устойчивого самолета не требуется, чтобы он возвращался к ис-
ходному режиму после воздействия большого возмущения, напри-
мер после очень сильного вертикального порыва ветра, выводя-
щего самолет на закритические углы атаки. Здесь должен вмеши-
ваться летчик.
Устойчивость достигается или чисто аэродинамическим путем
(аэродинамической компоновкой самолетов), или с помощью раз-
личного рода автоматов. Однако в этом вопросе еще не устано-
вилась полная терминологическая ясность, так как некоторые ав-
торы устойчивым называют только тот самолет, который устойчив
сам по себе, т. е. без автоматики.
Для точного описания поведения самолета (переходного про-
цесса) после воздействия на него возмущающих или управляю-
щих факторов (порывов ветра, сброса бомб., отклонения рулей и
др.) нужно составить и решить систему из шести дифференциаль-
57
йых уравнений движения, из которых три уравнения описывают
поступательные движения самолета относительно осей х, у, г и
три — вращательные движения относительно тех же осей.
В качестве осей выбираются главные оси инерции самолета
(обычно совпадающие со связанными осями самолета Xi, t/b Z\),
и тогда система уравнений принимает вид
1.	=
/ dVv	\
2.	т	+ VА/ = ЕГ;
3.	т ~	С2-1)
4.	Л-^> = SAL;
х at
5.	Л_Г = ЕЛ1у;
6-	J.Jsr = SM„
где	т — масса самолета;
Vy, 1^-скорость в направлении связанных осей само-
лета;
— угловые скорости относительно связанных осей
самолета;
УХ К, Z — суммы сил, действующих в направлении свя-
занных осей самолета;
^4—суммы моментов относительно связанных осей
самолета;
/д., Jz — моменты инерции массы самолета относительно
его связанных осей.
В первых трех уравнениях вдоль каждой оси записаны не
„	dV
только линейные ускорения , но и центростремительные ус-
корения Vw.
Физический смысл всех шести уравнений один: произведение
массы (или момента инерции) на ускорение (или на угловое ус-
корение) равно сумме действующих вдоль данной оси сил (или
сумме действующих относительно оси моментов).
Трудность решения записанной системы уравнений состоит
главным образом в том, что их правые части (силы и моменты)
являются сложными нелинейными функциями от многих парамет-
ров (скорости, высоты, углов атаки и скольжения, отклонений
рулей и РУД и т. д.). Более или менее точное решение си-
стемы (2.1) можно получить методами численного интегрирования
дифференциальных уравнений с помощью быстродействующих
цифровых ЭВМ или методами моделирования движения самолета
58
на специальных устройствах (электронных моделях). Аналитиче-
ски (вручную) можно получить только приближенные решения с
введением многочисленных допущений и упрощений.
Современная теория устойчивости и управляемости самолета,
собственно гово»ря, и состоит из анализа и решения системы диф-
ференциальных уравнений (2.1), включая и анализ полученного
решения.
В данной книге коснемся только общих вопросов устойчиво-
сти и управляемости самолета, не привлекая сложного математи-
ческого аппарата и опираясь больше на физическую картину рас-
сматриваемых явлений. Однако заметим, что без овладения ма-
тематической теорией устойчивости очень трудно просто так — «на
пальцах» — разобраться в поведении современного самолета и в
принципах работы различных автоматических устройств.
Устойчивость самолета принято разделять на динамическую и
статическую. Динамическая устойчивость и есть устойчивость
самолета в полном смысле слова, т. е. его способность сохранять
заданный режим и возвращаться к этому режиму после малых
возмущений. О динамической устойчивости можно судить только
по переходному процессу, который получается в результате ре-
шения приведенной выше системы дифференциальных урав-
нений.
Под статической устойчивостью понимают такое свойство са-
молета, когда при действии малого возмущения возникают про-
тивоположно действующие стабилизирующие моменты; о статиче-
ской устойчивости можно судить по величине и знаку отдельных
слагаемых, входящих в правые части уравнений системы (2.1).
Но наличие статической устойчивости еще не говорит о том, что
самолет после действия внешнего возмущения в результате пере-
ходного процесса вернется к исходному режиму. После началь-
ного импульса стабилизирующих моментов в правильном направ-
лении затем могут возникнуть незатухающие колебания, раскачка,
•сваливание или другие явления, препятствующие восстановлению
первоначального режима полета. Но без статической устойчивости
не может быть и настоящей (динамической) устойчивости само-
лета, т. е. статическая устойчивость является необходимым, но не-
достаточным условием устойчивости динамической. Поэтому изу-
чение характеристик статической устойчивости также имеет важ-
ное значение.
Для упрощения исследования и изложения устойчивость само-
лета принято разделять на продольную и боковую.
Продольная устойчивость — это устойчивость движения в
плоскости симметрии самолета. Здесь анализируются перемеще-
ния самолета по продольной и вертикальной осям (х\ и у\) и вра-
щение вокруг поперечной оси (zi), все это описывается уравне-
ниями 1, 2, 6 системы (2.1) при Vz = (Dy = a>x = 0.
Боковая устойчивость — это устойчивость движения самой
плоскости симметрии самолета. Здесь анализируются перемеще-
ние самолета по поперечной оси (zj и вращения вокруг продоль-
59
ной и вертикальной осей (xj и t/i), это описывается уравнения-
ми 3, 4, 5 системы (2.1) при Vy~(ez = 0 и const.
Продольную устойчивость (статическую и динамическую) в
некоторых случаях можно разделить на устойчивости по пере-
грузке и по скорости.
Статическую боковую устойчивость можно разделить на по-
перечную и путевую (флюгерную) устойчивости. Динамическую
боковую устойчивость делить на поперечную и путевую уже нельзя,
так как движение крена целиком зависит от движения рыскания
(от скольжения).
Рис. 2.1. Зависимость статической устойчивости по перегрузке от взаим-
ного расположения центра тяжести и аэродинамического фокуса самолета
2. Устойчивостью по перегрузке называется способность само-
лета без вмешательства летчика сохранять заданную перегрузку
(заданный угол атаки) и возвращаться к этой перегрузке (углу
атаки) после небольших отклонений, вызванных временными слу-
чайными возмущениями.
Для динамической устойчивости по перегрузке самолет дол-
жен обладать соответствующими характеристиками статической
устойчивости и демпфирования.
Статическая устойчивость по перегрузке обеспечивается в ос-
новном расположением центра тяжести самолета впереди аэро-
динамического фокуса (запасом центровки).
Продольным аэродинамическим фокусом (или фокусом) назы-
вается точка на САХ, относительно которой продольный мо-
мент Мг остается постоянным при изменении угла атаки (в пре-
делах линейной зависимости су от а).
Из этого определения вытекает и другая возможная формули-
ровка: фокусом называется точка приложения прироста подъем-
ной силы, вызванного изменением угла атаки. Действительно,
если при. изменении угла атаки (при ±Да) приращение подъем-
60
ной силы ±ДУ не приводит к изменению продольного момента
(ДЛ42=0) относительно некоторой точки (фокуса), то это может
быть только в том случае, когда сила ДУ проходит именно через
эту точку (фокус).
Итак, если фокус самолета будет расположен позади центра
тяжести, то при изменении угла атаки соответствующая сила ±ДУ
будет давать продольный момент ±ДЛ42 (относительно центра
тяжести самолета), направленный против начального изменения
угла атаки (рис. 2.1). Такой самолет называется статически ус-
тойчивым по перегрузке (по углу атаки).
Рис. 2.2. Моментная диаграмма самолета (пример)
Если же фокус будет расположен впереди центра тяжести,
то, как это видно из рис. 2.1, б, сила ±ДУ будет давать момент
±ДЛ4?, направленный в сторону начального изменения угла
атаки. Такой самолет по перегрузке неустойчив.
Некоторое увеличение статической устойчивости по перегрузке,
эквивалентное увеличению запаса центровки (относительного рас-
стояния между центром тяжести и фокусом) на 1—2% САХ, про-
исходит за счет продольного демпфирования, но этот фактор
обычно не учитывается.
О статической устойчивости по перегрузке можно судить по
моментной диаграмме самолета, дающей графическую зависи-
мость коэффициента продольного момента mz от коэффициента
подъемной силы су. На рис. 2.2 дан пример такой диаграммы.
Если кривая mz(cy) наклонена вниз (что обозначается как
тп^<0), то самолет по перегрузке статически устойчив, т. е. в
этом случае при увеличении угла атаки возникает противополож-
но направленное приращение пикирующего момента и, наоборот,
при уменьшении угла атаки возникает приращение момента каб-
рирующего. Если кривая rnz(cy) наклонена вверх(zrc£y>0), то
самолет по перегрузке неустойчив, так как приращение продоль-
ного момента направлено в сторону изменения угла атаки.
При наличии неустойчивости по перегрузке угол атаки может-
непроизвольно увеличиться в несколько раз за считанные секун-
61
ды. Поэтому самолеты, неустойчивые по перегрузке на летных уг-
лах атаки, к практической эксплуатации не допускаются. Неко-
торые современные самолеты со стреловидным крылом имеют на
больших углах атаки область неустойчивости, что на моментной
диаграмме (рис. 2.2) отражается в виде так называемой «ложки»,
а при пилотировании проявляется в виде непроизвольного увели-
чения перегрузки при неподвижной ручке управления. Это явле-
ние называется подхватом самолета при больших углах атаки.
Моментная диаграмма строится при неизменном положении
руля высоты, обычно при 8в=0. Здесь и дальше не будем каждый
раз оговаривать случай, когда на самолете имеется управляемый
стабилизатор; под 8В можно понимать и отклонение стабилиза-
тора <рСт. Заметим, что производная tnfy (тангенс угла наклона
моментной диаграммы) равна запасу центровки с обратным зна-
ком, т. е. nty —— ДХц.т. Например, если запас центровки равен
5% САХ (0,05 САХ), то nfy =—0,05.
Чем больше запас центровки, т. е. относительное расстояние
между центром тяжести самолета и его аэродинамическим фо-
кусом, тем круче вниз падает моментная диаграмма, тем больше
восстанавливающий момент AAfz при случайном приращении АУ,
тем больше статическая устойчивость по перегрузке. Наоборот,
при уменьшении запаса центровки статическая устойчивость по
перегрузке уменьшается и становится равной нулю при совпаде-
нии центра тяжести самолета с аэродинамическим фокусом. При
отрицательном запасе центровки, когда центр тяжести находится
позади фокуса, самолет по перегрузке, как уже отмечалось, не-
устойчив. Последний случай возможен при сильном смещении
центра тяжести назад (неправильная выработка топлива и пр.)
или при смещении вперед аэродинамического фокуса (срыв по-
тока с концов стреловидного крыла на больших углах атаки
и пр.).
Динамическая устойчивость по перегрузке обеспечивается, во-
первых, наличием статической устойчивости, т. е. достаточным за-
пасом центровки, и, во-вторых, наличием демпфирующего мо-
мента Мг = (в коэффициентах это будет тг = т“2шг), пре-
пятствующего вращению и колебаниям самолета относительно по-
перечной оси Z\. Для затухания возникших по какой-либо причине
колебаний необходимо, чтобы демпфирующий момент Mz был
всегда направлен против вращения <oz, т. е. чтобы производная
была отрицательной; это условие записывается как
(или /и“г<0).
Однако для полного суждения о динамической устойчивости
самолета по перегрузке необходимо решить или проанализировать
специальными методами дифференциальные уравнения так назы-
ваемого малого (или короткопериодического) продольного дви-
жения самолета, которые получаются из уравнений 1, 2, 6 систе-
мы (2.1) при введении дополнительных допущений о постоянстве
62
скорости и высоты полета (за несколько секунд быстрых колеба-
ний угла атаки скорость и высота значительно измениться не мо-
гут). Примерный переходный процесс, полученный при решении
указанных уравнений и описывающий изменение угла атаки и
угла тангажа после попадания самолета в восходящий поток,
изображен на рис. 2.3 (изменение перегрузки Д/гу подобно изме-
нению Да и поэтому не показано).
Переходный процесс, т. е. Да(/) и Д§(/),характеризуется перио-
дом колебаний Т и ско|ростью затухания этих колебаний. Ско-
рость затухания колебаний можно оценивать по-разному: по соот-
Рис. 2.3. Изменение углов атаки и тангажа после воз-
действия на самолет вертикального порыва ветра
ношению амплитуд двух соседних колебаний, по времени умень-
шения амплитуды в 20 раз (число 20 принято условно), по ко-
личеству колебаний до момента уменьшения амплитуды в 20 раз
и т. д. Пилотировать очень неприятно самолет с чрезмерно малым
периодом колебаний и слабым их затуханием.
Период малых, или короткопериодических, колебаний зависит в
основном от запаса центровки Дхц, т и от других факторов.
Период Т уменьшается при увеличении запаса центровки и
скоростного напора. При переходе через скорость звука аэродина-
мический фокус смещается назад, что приводит к увеличению за-
паса центровки в несколько раз (например, от 3—5% до 25—
30%). Кроме того, скоростной напор при полете современного са-
молета может достигать величины порядка 8000—10 000 кгс/м2.
В сумме эти два фактора могут привести к опасному уменьшению
периода продольных колебаний (к увеличению их частоты) и
тогда летчик, имея среднее запаздывание реакции в пределах
0,2—0,3 с, уже не может правильно парировать ручкой эти бы-
стрые колебания, а наоборот, еще более раскачивает самолет.
При возникновении таких колебаний ручку целесообразнее зажать
в нейтральном положении, а не гоняться за быстрыми измене-
ниями угла атаки и перегрузки.
Для удобства пилотирования на самолете-истребителе наиболее
благоприятным является период 7=2,54-3,5 с. При меньшем пе*
63
риоде (что говорит о чрезмерной устойчивости самолета по пере-
грузке) может возникнуть, как мы уже говорили, опасная рас-
качка. При большем периоде (что говорит о недостаточной ус-
тойчивости самолета по перегрузке) самолет после внешнего воз-
мущения возвращается к исходной перегрузке вяло. Но это не
означает, что самолет будет вяло реагировать и на отклонение
ручки. Наоборот, неустойчивый самолет отвечает неожиданно
большим приращением угла атаки и перегрузки на самое незна-
чительное отклонение руПки на себя, что в пилотировании также
неудобно и опасно.
Затухание продольных колебаний самолета (колебаний а и
Пу) ухудшается, т. е. происходит медленнее, при уменьшении аб-
солютной величины производной продольного демпфирующего мо-
мента это случается:
—	при увеличении высоты полета на постоянной скорости;
—	при увеличении высоты полета, на постоянной индикатор-
ной скорости;
— при переходе от дозвуковой к сверхзвуковой скорости (уве-
личение скорости на постоянной высоте, если исключить диапа-
зон трансзвуковых скоростей, приводит к некоторому улучшению
демпфирования колебаний).
Вопрос о влиянии высоты и ско»рости полета разъясним под-
робнее. Казалось бы, что демпфирующие моменты, как и все дру-
гие аэродинамические силы и моменты, должны увеличиваться
пропорционально квадрату скорости. Но это не совсем так.
Естественно, что при увеличении высоты полета при постоян-
ной скорости демпфирующие моменты уменьшаются пропорцио-
нально падению плотности воздуха р.
Но что произойдет, если при наборе высоты увеличивать ско-
рость, сохраняя постоянным скоростной напор q? Оказывается,
при этом все демпфирующие моменты уменьшаются, так как из-
менение углов атаки (скольжения) на всех вращающихся или
колеблющихся поверхностях (на крыле, киле и т. д.) зависит не
только от скорости вращения w, но и от истинной воздушной ско-
рости V (рис. 2.4).
Рассмотрим поперечное демпфирование. Пусть какое-то сече-
ние крыла при накренении самолета движется вниз со скоростью
&V=<»xz (где z— расстояние от данного сечения до продольной
оси самолета). Следовательно, относительно воздушного потока
крыло будет двигаться с суммарной скоростью IF, что приводит к
возрастанию угла атаки на величину Да=-у~. Отсюда, а также
и5 рис. 2.26 видно, что при увеличении V приращение угла ата-
ки Да уменьшается. Уменьшается и приращение коэффициента
подъемной силы на опускающемся крыле Дгу == т. е. умень-
шается противодействие вращению
Таким образом, при увеличении высоты полета на постоянной
индикаторной скорости демпфирование уменьшается: оно обратно
64
пропорционально истинной воздушной скорости V. При переходе
скорости звука демпфирование уменьшается в еще большей сте-
пени, так как падает в результате уменьшения не только Да,
но и производной с*.
При увеличении скорости V на постоянной высоте демпфирую-
щий момент
= rnmxx<s>xS -ф-1
Рис. 2.4. Уменьшение приращений угла атаки и коэффициента
подъемной силы, вызванных накренением самолета, при уве-
личении скорости полета
должен возрастать пропорционально скорости в первой степени
(так как коэффициент обратно пропорционален скорости).
Однако при переходе скорости звука вследствие падения с* демп-
фирующий момент по скорости уже не увеличивается.
Характеристики флюгерного (путевого) и продольного демпфи-
рования зависят от скорости и высоты полета примерно анало-
гичным образом.
Таким образом, современный самолет на больших высотах и
сверхзвуковых скоростях должен обладать и обладает совер-
шенно неудовлетворительными характеристиками демпфирования.
Любое случайное возмущение или резкое движение ручкой при-
водит к длительным слабозатухающим высокочастотным колеба-
ниям самолета (рис. 2.5). Пилотирование становится при этом
затруднительным, так как летчик должен постоянно отвлекаться
на парирование колебаний.
Наиболее удобной для пилотирования самолета-истребителя
считается такая степень демпфирования, при которой уменьше-
ние амплитуды продольных колебаний в 20 раз происходило бы
примерно за пять полных периодов (амплитуды соседних колеба-
ний при этом отличаются друг от друга в У 20 =1,8 раза). Это
3 В. Н Медников	65
на современных самолетах может быть достигнуто только с по*
мощью специальных демпферов тангажа или каналов демпфиро-
вания в автопилотах.
Затухание продольных колебаний ухудшается, кроме того, при
увеличении момента инерции Jz (колебания большого и массив-
ного маятников остановить труднее). Этот фактор у современных
самолетов изменился также в худшую сторону.
Таким образом, характеристики динамической устойчивости
имеют большое практическое значение, так как они влияют на пи-
лотажные свойства самолета, вероятность наиболее полного ис-
пользования его маневренных возможностей, точность прицелива-
ния.

Рис. 2.5. Изменение углов атаки и тангажа после воз-
действия на самолет вертикального порыва ветра при
полете на большой высоте
3. Рассматривая рис. 2.3 и 2.5, видно, что устойчивый по пе-
регрузке самолет в конце концов приходит к Да = 0, т. е. возвра-
щается к исходному углу атаки. Но при этом Д8#=0, т. е. угол
тангажа к исходному не возвращается. В наших примерах дей-
ствует восходящий поток, и самолет к концу переходного про-
цесса (к моменту, когда Да = 0) оказывается с опущенным носом
(Д8<0), что приводит к дальнейшему полету по сильно вытяну-
той волнообразной траектории, к так называемому большому или
длиннопериодическому движению (без вмешательства летчика или
автопилота). Характер этого движения зависит от устойчивости
самолета по скорости.
Устойчивостью по скорости называется способность самолета
сохранять скорость исходного режима полета и возвращаться к
этой скорости после небольших отклонений, вызванных воз-
действием случайных возмущений (без вмешательства лет-
чика).
Предварительным необходимым условием для рассуждений
об устойчивости по скорости является наличие устойчивости по
перегрузке. Если в результате порыва ветра неустойчивый само-
66
лет сразу опрокидывается в штопор, то рассуждать об устойчи-
вости по скорости бессмысленно.
Статическая устойчивость по скорости обеспечивается неравен-
ством
^>0
dV
которое означает, что при увеличении воздушной скорости подъем-
ная сила должна возрастать, а при уменьшении — падать. В этом
случае при увеличении скорости (например, при встречном по-
рыве ветра) подъемная сила станет больше веса и самолет начнет
набирать высоту, что приведет к первоначальному стремлению
самолета уменьшить ско-
рость до исходной величины.
Наоборот, при случайном
уменьшении скорости само-
лет начнет снижаться, что
вызовет тенденцию к увели-
чению скорости.
Если посмотреть фор-
мулу
Y = c,S^.
то может показаться, что
увеличение скорости всегда
приводит к увеличению подъ-
емной силы. Но это не так.
Может случиться, что при
увеличении скорости центр
Рис. 2.6. Балансировочные диаграммы само-
летов:
а — дозвукового; б — сверхзвукового
давления сместится назад,
появится пикирующий момент и угол атаки и коэффициент подъ-
емной силы су уменьшатся на такую величину, которая не ком-
пенсируется ростом квадрата скорости. В этом случае при не-
произвольном увеличении скорости произойдет падение подъем-
ной силы, самолет начнет снижаться, что приведет к еще боль-
шему увеличению скорости и т. д. Наоборот, при случайном умень-
шении скорости появится кабрирующий момент и самолет пойдет
вверх, теряя скорость еще интенсив1нее. Такой самолет называется
неустойчивым по скорости, о чем можно судить по неравенству
dY о
Заметим, что статическая устойчивость по перегрузке при
этом сохраняется, т. е. самолет хотя в пикирование и затяги-
вается, но в этом пикировании сопротивляется всякому измене-
нию перегрузки.
О статической устойчивости по скорости можно судить по ба-
лансировочным диаграммам, дающим графическую зависимость
необходимого отклонения руля высоты 8В от числа М, исходя из
3*
67
условия балансировки самолета в режиме горизонтального полета
(рис. 2.6).
Если балансировочная диаграмма имеет наклон вверх (5^>0),
то при увеличении скорости полета самолет стремится набирать
высоту, а летчик для сохранения режима горизонтального полета
должен отклонять ручку от себя. Такой самолет по скорости ста-
тически устойчив.
Если балансировочная диаграмма имеет наклон вниз (^<0),
то при увеличении скорости самолет стремится перейти в пики-
рование, а летчик для сохранения режима горизонтального по-
лета должен отклонять ручку на себя. Такой самолет по скорости
неустойчив.
Большинство сверхзвуковых самолетов на трансзвуковых ско-
ростях (Л4 0,9-4-1,2) имеют незначительную неустойчивость по
скорости, что на балансировочной диаграмме отражается участ-
ком с наклоном кривой вниз, а в полете проявляется в виде не-
которой тенденции самолета к пикированию при разгоне (легко
парируемой небольшим взятием ручки на себя) и соответствую-
щей тенденции, к кабрированию при торможении (парируемой
некоторым отклонением ручки от себя).
Самолет, не приспособленный для преодоления звукового ба-
рьера, при достижении и превышении критической скорости начи-
нает затягиваться в пикирование достаточно сильно. В некоторых
случаях полного взятия ручки на себя, даже если летчик смо-
жет это сделать, бывает недостаточно для вывода самолета в го-
ризонтальный полет.
На дозвуковых самолетах превышать ограничение скорости по
числу М не следует ни при каких условиях.
Динамическая устойчивость по скорости обеспечивается нали-
чием статической устойчивости и демпфированием больших (длин-
нопериодических) колебаний скорости и высоты. Как показывает
исследование соответствующих дифференциальных уравнений,
демпфирование больших колебаний зависит в основном от соотно-
шения производных Pv и Qv, т. е. от соотношения наклона кри-
вых для тяги и сопротивления при a = const. Если PV>QV (что
при a = const встречается редко), то при увеличении скорости по-
является избыточная тяга АР = Р—Q, а при уменьшении скоро-
сти— избыточное сопротивление AQ = Q—Р, а это теоретически
должно приводить к раскачке колебаний скорости и высоты. Но
так как период этих колебаний очень большой (измеряется мину-
тами), то на практике дело заканчивается или вмешательством
летчика, или выходом на опасный режим еще на первой полу-
волне, и все явление выглядит как типичная неустойчивость по
скорости.
Если QV>PV, то при увеличении скорости появляется избы-
точное сопротивление AQ, а при уменьшении скорости — избыточ-
ная тяга ДР, а это способствует демпфированию случайно возник-
ших колебаний высоты и скорости.
68
Исследование уравнений показывает, что период больших ко-
лебаний зависит от скорости и примерно равен (если М<1)
Например, при скорости 800 км/ч период будет равен 100 с.
Наличие динамической устойчивости по перегрузке и по ско-
рости приводит к полной динамической устойчивости продольного
движения самолета, численные характеристики которого (перио-
ды, амплитуды, времена затухания
соответствующую систему диффе-
ренциальных уравнений.
4. Боковая статическая устой-
чивость делится, как отмечалось,
на поперечную и путевую (флю-
герную).
Путевой (флюгерной) стати-
ческой устойчивостью называется
стремление самолета сохранять
заданный угол скольжения без
вмешательства летчика. Так как
самолет в большинстве случаев
летает без скольжения, то путе-
вую устойчивость можно тракто-
и др.) можно получить, решив
вать и как стремление самолета	граммы самолета
устранять случайное скольжение.
Для обеспечения путевой статической устойчивости требуется,
чтобы возникал противоположный скольжению восстанавливаю-
щий путевой момент My=Mffl (момент относительно вертикаль-
ной оси самолета /л), что достигается расположением бокового
аэродинамического фокуса самолета позади центра тяжести.
О путевой статической устойчивости можно судить по мо-
ментной диаграмме, дающей графическую зависимость коэффици-
ента путевого момента ту от угла скольжения £ (рис. 2.7). У
статически устойчивого самолета эта диаграмма должна иметь
отрицательный наклон, что обозначается как /п^<0. Степень пу-
тевой устойчивости пропорциональна абсолютной величине про-
изводной и скоростному напору.
Заметим, что устойчивостью пути самолет не обладает; он
только разворачивается носом против воздушного потока. Поэтому
название «путевая устойчивость» не соответствует физическому
смыслу явления; больше подходит название «флюгерная устойчи-
вость».
Поперечной статической устойчивостью принято называть
стремление самолета сохранять заданный крен без вмешательст-
ва летчика. Так как самолет чаще летает без крена, то попереч-
ную устойчивость можно трактовать и как стремление самолета
устранять случайный крен.
69
Заметим, что самолет непосредственно на крен не реагирует.
Реакция самолета на крен у происходит только через скольже-
ние р. Физика такова: пусть появился случайный правый крен,
под действием составляющей веса Gsiny самолет «соскальзывает»
вправо, поток набегает под правое крыло, появляется левый по-
перечный момент Мх, правый крен начинает уменьшаться. Но
если самолет летит без крена, то случайное скольжение (напри-
мер, от бокового порыва ветра) приведет к нарушению равнове-
сия и к накренению «поперечно устойчивого» самолета. Причем,
чем «устойчивее» самолет, тем энергичнее он будет опрокиды-
ваться.
Рис. 2.8. Изменение углов скольжения и
крена после воздействия на самолет боко-
вого порыва ветра справа
Таким образом, под статической поперечной устойчивостью
правильнее понимать способность самолета реагировать обратным
креном на скольжение, о чем можно судить по знаку производ-
ной	на моментной диаграмме тх по [3 (рис. 2.7); требуется,
чтобы /п£<0, что достигается расположением того же бокового
аэродинамического фокуса не только позади центра тяжести са-
молета, но и выше его продольной оси.
Степень поперечной устойчивости пропорциональна абсолют-
ной величине производной т^х и скоростному напору.
Динамическая боковая устойчивость самолета обеспечивается
наличием статической поперечной и флюгерной устойчивости,
демпфированием поперечных и путевых колебаний, а также опре-
деленным соотношением поперечных и путевых статических харак-
теристик.
Для полного суждения о боковой динамической устойчивости
необходимо решить соответствующую систему дифференциальных
уравнений, в результате чего можно получить изменение по вре-
мени угла скольжения £ и угла крена у (а также других пара-
метров бокового движения) после воздействия на самолет каких-
70
либо возмущающих или управляющих факторов. На рис. 2.8 в ка-
честве примера показано начало переходного процесса после бо-
кового порыва ветра справа. Переходный процесс характеризуется
периодом колебаний Т, временем затухания колебаний, фазовым
отставанием колебаний у от колебаний 0, сравнительной амплиту-
дой колебаний у и 0.
Период боковых колебаний Т уменьшается (частота колебаний
увеличивается) при увеличении скоростного напора q и абсолют-
ного значения производной т?у (вспомним, что т? <0). Величина
производной коэффициента статического флюгерного момента т?у
на дозвуковых скоростях падает (абсолютно) примерно обратно
пропорционально скорости полета, а на сверхзвуковых скоростях —
еще быстрее. В соответствии с этим наименьший период (наиболь-
шая частота) боковых колебаний самолета обычно получается при
полете у земли с большими околозвуковыми или трансзвуковыми
скоростями.
Затухание боковых колебаний самолета ухудшается, т. е. про-
исходит медленнее, при уменьшении абсолютной величины произ-
водной флюгерного демпфирующего момента это бывает:
— при увеличении высоты полета на постоянной скорости;
— при увеличении высоты полета на постоянной индикатор-
ной скорости;
— при переходе от дозвуковой к сверхзвуковой скорости.
В соответствии с этим наихудшее демпфирование боковых ко-
лебаний самолета будет при полете на больших высотах и сверх-
звуковых скоростях.
Положительным здесь является то, что одновременно увели-
чивается период колебаний Т (в отличие от продольных колеба-
ний, период которых уменьшается одновременно с ухудшением
демпфирования).
В боковом движении самолета ведущим параметром является
скольжение 0, крен у изменяется только в соответствии с величи-
ной 0. Поэтому период и затухание поперечных колебаний зави-
сят от периода и затухания колебаний 0, т. е. от путевых (флю-
герных) характеристик самолета (от М?, М“у, Jy).
Но между колебаниями у и 0 имеется сдвиг по фазе. Обра-
тимся к рис. 2.8; в начальный момент после бокового порыва ветра
имеем +0(правое крыло вперед), самолет при +0 начинает кре-
ниться влево (—у), при 0=0 левый крен достигает максимума,
затем появляется —0 (левое крыло вперед), при —0 самолет на-
чинает убирать левый крен и т. д. Видно, что здесь колебания
крена отстают по фазе от колебаний скольжения примерно на */4
периода Т. Это отставание увеличивается (по сравнению с */4 Т)
при увеличении поперечного момента инерции самолета Jx, кото-
рый зависит от размаха крыла и разноса грузов вдоль крыла.
У современных самолетов-истребителей момент инерции неболь-
шой и сдвиг фаз чуть больше '/< Т.
71
Наибольший интерес представляет относительная амплитуда
колебаний крена. Чем больше статическая поперечная устойчи-
вость самолета, тем сильнее он реагирует креном на скольжение,
тем больше будет амплитуда поперечных колебаний при опреде-
ленных колебаниях р. Самолет, не обладающий статической попе-
речной устойчивостью (т^ =0), при боковых порывах ветра и ко-
лебаниях {3 будет продолжать лететь без крена; самолет со сла-
бой поперечной устойчивостью на боковой порыв ветра реагирует
малыми колебаниями крена; самолет с «хорошей» поперечной
устойчивостью может при боковом порыве ветра накрениться на
большой угол или вообще опрокинуться на спину.
Увеличению относительной амплитуды поперечных колебаний
самолета способствует уменьшение момента инерции Jx и степени
демпфирования поперечных колебаний, что и характерно для сов-
ременных самолетов. Самолет со стреловидным или треугольным
крылом обладает повышенной поперечной устойчивостью на боль-
ших углах атаки, поэтому сильные поперечные колебания наибо-
лее вероятны на малых скоростях или на маневрах с большими
|| перегрузками.
I Так как поперечные колебания являются следствием колебаний
I угла скольжения, то уменьшению амплитуды поперечных колеба-
* ний способствует не только демпфер крена, но и демпфер
। рыскания.
Обратившись снова к рис. 2.8, видно, что к концу изображен-
ного колебательного процесса (называемого малым короткоперио-
дическим боковым движением) угол скольжения {3=0, но угол
крена 7 е# 0, что приводит к последующему развитию большого или
длиннопериодического бокового движения.
Если между статической флюгерной и поперечной устойчиво-
стями самолета имеется удовлетворительное соответствие, то остав-
шийся после начальных колебаний крен постепенно и плавно
устраняется (при неподвижных рулях). Такой самолет называется
спирально устойчивым.
Если же самолет обладает большой статической флюгерной
устойчивостью при малой поперечной, то оставшийся после колеба-
ний крен постепенно и плавно увеличивается и самолет затягива-
ется в крутую нисходящую спираль (при неподвижных рулях).
Такой самолет называется спирально неустойчивым. Процесс за-
тягивания в спираль здесь развивается примерно следующим об-
разом (возьмите в руки модель самолета): пусть имеется оста-
точный левый крен (—у); под действием силы Osin у самолет
«соскальзывает» влево; вследствие большой флюгерной устойчи-
вости самолет немедленно разворачивается влево против потока,
но вследствие малой поперечной устойчивости из левого крена не
выходит; при развороте носа влево правое полукрыло идет с боль-
шей скоростью, чем левое, и самолет под действием разности
подъемных сил на полукрыльях кренится влево еще больше и т. д.
(см. начало рассуждений).
72
Почти все современные самолеты на малых углах атаки обла-
дают некоторой спиральной неустойчивостью, но это никаких
затруднений в пилотировании не вызывает, так как процесс за-
тягивания в спираль продолжается несколько десятков секунд,
а на такое время летчик от пилотирования никогда не отвле-
кается. Просто современный самолет не может длительное время
лететь по прямой с брошенными ручкой и педалями.
§ 2. УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА
1. Управляемостью называется способность самолета реагиро-
вать определенным образом на отклонения рулей (на отклонения
рычагов управления).
Другое определение: управляемостью называется способность
самолета поворачиваться вокруг своих осей при отклонении рулей
(рычагов управления).
Управляемость самолета условно разделяют на статическую и
динамическую.
Статическая управляемость характеризуется отношением от-
клонения руля (отклонения рычага, усилия на рычаге) к вызван-
ному этим отклонением приращению аэродинамического момента
(окончательному или равновесному приращению угла атаки, пере-
грузки, угла скольжения и пр.).
Динамическая управляемость характеризуется качеством пе-
реходного процесса после отклонения соответствующего руля (вре-
менем перехода, забросом регулируемого параметра, периодом
колебаний, затуханием колебаний и пр.).
Управляемость (статическую и динамическую) можно разде-
лить на продольную, путевую (или флюгерную) и поперечную.
Продольной управляемостью называется способность самолета
изменять угол атаки (перегрузку) при отклонении руля высоты.
Статическая продольная управляемость характеризуется следую-
щими производными: 8’ (или 8^, или хв (или хву, или
(или Рсву, или Р"у),
где 8В— отклонение руля высоты (или управляемого стабилиза-
тора), град или рад;
хв — продольное отклонение ручки, м или см;
Рв—продольное усилие на ручке, кгс.
Для летчика наибольший интерес представляют производные
Р”у = и х"у =	, т. е. отношение потребного приращения
усилия на ручке и отклонения ручки к заданному приращению пе-
регрузки. Например, в горизонтальном полете (п»=1) самолет
был сбалансирован триммером (Рв=0); затем, отклонив ручку на
себя на Дхв = —10 см с усилием АРВ = —15 кгс (на себя — знак
минус), летчик создал перегрузку nv=> + 6; в этом случае х"у =
= —| = — 2 см/ед. и Р"у =	= — 3 кгс/ед.
73
При обычном безбустерном управлении по абсолютной вели-
чине производная Р“у уменьшается (управляемость как бы улуч-
шается):
—	при уменьшении запаса центровки Дхц. т;
—	при уменьшении шарнирного момента (пропорционального
расстоянию между центром давления на руле и осью вращения
руля);
—	при увеличении плеча от руля высоты до центра тяжести
самолета;’
Дхв
—	при увеличении передаточного отношения управления -ду- ,
т. е. отношения хода ручки к отклонению руля.
На старых дозвуковых самолетах производная Р"у оставалась
постоянной на любой скорости и высоте полета (но, естественно,
имела разную величину на различных типах самолетов). Напри-
мер, для создания прироста перегрузки Anv=+2 требовалось на
любой скорости и высоте приложить к ручке одно и то же допол-
нительное тянущее усилие — 10 кгс.
Это объясняется тем, что и перегрузка, и усилие на ручке про-
порциональны скоростному напору, благодаря чему отношение
между ними от скоростного напора не зависит.
На современных самолетах, снабженных необратимыми бусте-
рами, усилия на ручке никак не связаны с аэродинамическими •
нагрузками на руле высоты. Поэтому ход ручки приходится
искусственно затяжелять различными пружинами, регулируя на-
тяжение этих пружин таким образом, чтобы производная /Доста-
валась примерно одинаковой на любой скорости и высоте (как на
старых самолетах).
Производная х”у (ход ручки к перегрузке) на старых само-
летах уменьшалась при увеличении скоростного напора, т. е. на
большей скорости или меньшей высоте для создания определенной
перегрузки требовалось отклонять ручку на себя меньше (но с
одинаковым усилием). Поэтому на современных самолетах,
снабженных необратимыми бустерами, иногда приходится искус-
ственно регулировать и потребный ход ручки.
На конкретном самолете (с прямым и с бустерным управле-
нием) статическая продольная управляемость прямо зависит от
запаса центровки. Если запас центровки увеличивается, например,
в два раза, то при прочих равных условиях примерно в два раза
увеличиваются производные Р*у и Л, т. е. потребные усилия
на ручке и ее отклонение. Это особенно следует учитывать на
истребителе, где запас центровки невелик. Например, если запас
центровки изменился от 1 до 5% (всего на 4°/о САХ), то относи-
тельно он увеличился в пять раз.
При маневрировании на самолете-истребителе характеристики
устойчивости могут заметно изменяться, и это не должно быть
74
для летчика неожиданностью. Нужно, хотя бы примерно, помнить
центровочный график самолета, на котором дается изменение за-
паса центровки в полете в зависимости от выгорания топлива или
от времени полета. Пример такого графика приведен на рис. 2.9.
Здесь можно сказать, что после взлета управляемость будет по-
степенно ухудшаться; затем после расхода 1000 кг топлива она
Рис. 2.9. Центровочный график самолета (пример)
начнет улучшаться; при расходе топлива от 1000 до 2000 кг управ-
ляемость будет хорошей, а затем снова начнет ухудшаться. Лет-
чик должен также примерно представлять, в какую сторону изме-
няется запас центровки при сбросе баков, бомб или ракет,-
Рис. 2.10. Изменение угла атаки (перегрузки) после заданного
отклонения ручки на себя на самолетах:
а — с малым запасом центровки и хорошим демпфированием;
б — с большим запасом центровки и слабым демпфированием
Особенно плохой становится управляемость на сверхзвуковых
скоростях, когда аэродинамический фокус смещается назад и
резко увеличивается запас центровки.
Динамическая продольная управляемость зависит, во-первых,
от характеристик (коэффициентов, производных) статической
управляемости, во-вторых, от демпфирования продольных колеба-
ний самолета, т. е. от производной М“*,и, в-третьих, от момента
инерции Jz- На рис. 2.10 показаны два переходных процесса после
75
взятия летчиком ручки на себя на одну и ту же величину Дхв‘
а — для самолета с малым запасом центровки и хорошим демпфи-
рованием, б — для самолета с большим запасом центровки и сла-
бым демпфированием. Во втором случае характеристики переход-
ного процесса явно неудовлетворительные, так как после откло-
нения ручки на себя возникают колебания, период которых слиш-
ком мал, а сами колебания длительно не затухают. В этих усло-
виях летчик после взятия ручки на себя вынужден затем отвле-
каться на парирование колебаний. Но и слишком малый запас
центровки может сказаться отрицательно на характеристиках ди-
намической устойчивости, так как здесь возможен очень большой
«заброс» перегрузки после отклонений ручки на себя, что вынуж-
дает летчика совершать затем несколько движений ручкой от
себя — на себя для парирования «заброса» и установления задан-
ной перегрузки.
Слишком большое демпфирование замедляет выход самолета
на новую перегрузку после взятия ручки на себя, но практически
современные самолеты-истребители таким свойством обладать не
могут (однако это возможно при неисправности демпфера тан-
гажа).
Путевой управляемостью называется способность самолета из-
менять угол скольжения при отклонении руля направления. Стати-
ческая путевая управляемость характеризуется производными 83 ,
х% или Р$, где 8н — отклонение руля направления, град или рад,
Хн — перемещение педалей, м или см, Рн — усилие на педалях, кгс.
Для летчика наибольший интерес представляет производная
т. е- отношение потребного приращения усилия на
педалях к заданному приращению угла скольжения. Производ-
ная Р? уменьшается (управляемость как бы улучшается):
—	при уменьшении расстояния между центром тяжести и боко-
вым аэродинамическим фокусом;
—	при уменьшении шарнирного момента, что связано с умень-
шением расстояния между центром давления на руле и осью вра-
щения руля;
—	при увеличении длины фюзеляжа, т. е. плеча от руля
направления до центра тяжести самолета;
—	при увеличении передаточного числа механизма управле-
ния, т. е. отношения хода педалей к отклонению руля.
При включении в систему путевого управления необратимого
бустера влияние шарнирного момента на усилия на педалях
исключается.
Поперечной управляемостью называется способность самолета
вращаться вокруг продольной оси Xi с определенной скоростью
при отклонении элеронов. Поперечная управляемость характери-
зуется производными Я”*, х”* или где 8Э—отклонение эле-
ронов, град или рад, х& — боковое отклонение ручки, м или см,
Рэ— боковое усилие на ручке, кгс.
76
Для летчика наибольший интерес представляет производная
^э'r==4zГ', т* е- отношение потребного приращения бокового уси-
лия на ручке к приращению скорости установившегося вращения
самолета. Эта производная уменьшается (управляемость как бы
улучшается):
—	при увеличении плеча от элеронов до продольной оси -само-
лета;
—	при уменьшении шарнирного момента, что связано с умень-
шением расстояния между центром давления на элероне и его
осью вращения (этот фактор не действует при наличии необрати-
мого бустера);
—	при увеличении передаточного числа управления, т. е. от-
ношения бокового хода ручки к отклонению элеронов;
—	при уменьшении поперечного демпфирования, определяе-
мого производной — nty Sql(l — размах крыла).
Если касаться переходного процесса, то выход на установив-
шуюся заданную скорость вращения ускоряется при уменьше-
нии момента инерции
Интересно, что при пилотировании без скольжения величина
статической поперечной устойчивости (Лф на поперечную уп-
равляемость не влияет.
Заметим также, что поперечное управление самолетом, т. е.
создание поперечного управляющего момента, можно осуществ-
лять и через скольжение, создаваемое отклонением педалей.
Однако производную Лф1 относить к характеристикам поперечной
управляемости не принято.
Хорошая поперечная управляемость влияет на маневренные
качества самолета в том смысле, что она позволяет быстрее созда-
вать заданный крен при вводе в вираж, быстрее перекладывать
самолет в вираж или разворот противоположного направления
и т. д.
2. Управляемость самолета оценивается летчиком субъективно,
причем эту оценку не всегда можно заранее рассчитать чисто ма-
тематическим путем. На первый взгляд, казалось бы, можно счи-
тать, что управляемость улучшается при уменьшении потребных
отклонений рулей, отклонений рычагов или усилий на них, т. е.
при уменьшении статической устойчивости самолета, моментов
инерции и демпфирования и при увеличении эффективности самих
рулей. Но при более глубоком рассмотрении вопроса все не так
просто.
Летчик под управляемостью субъективно понимает способность
самолета маневрировать при наименьших затратах (со стороны
летчика) мускульной и нервной энергии, и не всегда уменьшение
степени статической устойчивости или демпфирования рассматри-
вается летчиком как улучшение управляемости. Например, для
летчика удобно, когда продольная устойчивость по перегрузке
имеет среднее значение (причем разное при полете на самолетах
77
различных типов), поперечная устойчивость должна быть малой
или даже нулевой, а путевая устойчивость может быть и большой.
Расход мускульной и нервной энергии летчика (обозначим че-
рез МЭ и НЭ) при управлении самолетом зависит, например, от
степени статической устойчивости следующим образом (рис. 2.11).
Наименьшие затраты мускульной энергии получаются при неко-
торой малой устойчивости; чем больше устойчивость, тем большие
усилия требуется прикладывать к рычагам управления при манев-
рировании; при нулевой устойчивости требуется совершать рыча-
гами непрерывные двойные дви-
жения. Наименьшие затраты
нервной энергии получаются при
некоторой большой устойчивости;
при уменьшении устойчивости пи-
лотирование требует точности,
внимания и напряжения; при
чрезмерном увеличении устойчи-
вости нервное напряжение также
возрастет, так как выход чрез-
мерно устойчивого самолета на
новый режим сопровождается вы-
сокочастотными колебаниями.
По минимуму суммы мускуль-
ной и нервной энергии, затрачи-
ваемой летчиком на пилотирова-
ние, можно найти оптимальную
Рис. 2.11. Затраты летчиком мускуль-
ной и нервной энергии (МЭ и НЭ)
на управление в зависимости от сте-
пени статической устойчивости само-
лета
для управления степень статиче-
ской устойчивости самолета. Весь вопрос, в каких единицах изме-
рять затраты нервной энергии? Но, например, можно использовать
тот факт, что затраты и нервной, и мускульной энергии приводят
к потере веса человека. Найденный летчиком по интуиции опти-
мум статической устойчивости зависит не только от вида движе-
ния (продольное, путевое или поперечное) и типа самолета (истре-
битель, бомбардировщик и пр.), но и от темперамента летчика,
т. е. от типа его нервной системы. Флегматики предпочитают за-
трачивать больше мускульной энергии, а холерики — больше нерв-
ной. Следовательно, флегматики предпочитают более устойчивые
самолеты, а холерики — менее устойчивые.
Рассмотрим отдельные субъективные требования к управляе-
мости самолета в терминологии летчика.
А. Отклонения рычагов должны быть простыми и обычными,
не должно быть каких-либо двойных или обратных отклонений.
Это обеспечивается оптимальным запасом центровки, т. е. опти-
мальным запасом статической устойчивости по перегрузке, и доста-
точным демпфированием (примеры будем приводить для продоль-
ного движения, но рассуждения можно легко перенести на попе-
речную и путевую управляемости). На рис. 2.12 показан характер
движения ручкой управления (в плоскости «на себя — от себя»)
для увеличения угла атаки и перегрузки на заданную величину.
На неустойчивом по перегрузке самолете (центр тяжести позади
фокуса) ручку нужно сначала взять на себя, потом отдать от себя
за первоначальное положение, а затем мелкими движениями удер-
живать самолет в новом положении неустойчивого равновесия (Л).
На оптимально устойчивом самолете переход на увеличенный
угол атаки осуществляется небольшим, но заметным взятием
ручки на себя. Иногда для ускорения переходного процесса ручка
вначале выбирается несколько больше, а потом немного отдается
от себя (Б).
Рис. 2.12. Необходимые движения ручкой для заданного увеличения угла
атаки на самолетах:
А — неустойчивом; Б — нормальном; В — чрезмерно устойчивом
На чрезмерно устойчивом самолете ручку приходится откло-
нять на очень большой угол; при этом самолет очень быстро
устремляется к новому положению равновесия и летчику для пре-
дупреждения большого «заброса» перегрузки приходится отдавать
ручку от себя, а затем снова подбирать ее на себя для удержания
самолета на заданной перегрузке (В).
Итак, только при оптимальной статической устойчивости пере-
ход на новый режим осуществляется простым отклонением ручки
в привычную сторону. При недостаточной или чрезмерной устой-
чивости приходится совершать двойные или многократные движе-
ния рулями и часто не в привычном направлении.
Б. Отклонения рычагов должны быть не слишком большими
(размашистыми), но и не слишком мелкими. Это обеспечивается
оптимальным запасом статической устойчивости самолета, подбо-
ром эффективности рулей (их площади и др.) и кинематикой
проводки, т. е. передаточным отношением между отклонениями ры-
чагов и рулей. Величина отклонения рычагов нормируется произ-
водными х* (или хсу, или х"у), х& и
Производные х'у , х? должны оставаться постоянными
на любом режиме полета и иметь определенную величину длд
79
каждого типа самолета. Например, для истребителя наиболее
удобно, если х* 1 см/град, т. е. когда при отклонении ручки на
1 см угол атаки самолета изменяется примерно на 1°. Очень плохо,
если при отклонении ручки на 1 см самолет сразу выходит на
критический угол атаки, или если при полном взятии ручки на
себя самолет едва приподнимет нос.
В. Усилия при отклонении рычагов должны быть не слишком
большими, но отчетливо ощутимыми. На старых самолетах это
обеспечивалось подбором шарнирного момента руля, на современ-
ных обеспечивается подбором натяжения пружин, имитирующих
аэродинамическую загрузку рулей и рычагов управления. Усилия
нормируются производными Р* (или Рсъу , или Р”у), Р$ и Р^х.
Например, продольное управление на истребителе должно быть
таким, чтобы для увеличения перегрузки на единицу требовалось
прикладывать к ручке дополнительное тянущее усилие 2—6 кгс
(т. е. Р”у == —2 4--6 кгс/ед). Для фронтового бомбардировщика
наиболее удобной для летчика загрузкой продольного управления
будет Рр = — 12-е---18 кгс/ед. Для тяжелого самолета эта про-
изводная численно должна быть еще больше.
С точки зрения летчика, получившего первоначальные летные
навыки на дозвуковом самолете с прямым управлением (без бусте-
ров), желательно, чтобы величина Р"у на конкретном самолете
по высоте и скорости полета не изменялась.
На сверхзвуковых самолетах достигнуть постоянства Р"у чисто
аэродинамическим путем не удается, так как статическая устой-
чивость и эффективность рулей сильно изменяются на закритиче-
ских числах М. Поэтому приходится устанавливать различные си-
стемы АРУ, которые изменяют натяжение загрузочных пружин
(иногда и передаточное отношение от ручки к рулю) в зависи-
мости от высоты и скорости полета и искусственно приближают
характеристики управляемости к привычным характеристикам до-
звукового самолета.
Но некоторые летчики новейшей формации, воспитанные с са-
мого начала на бустерных самолетах, т. е. без ощущения естест-
венных аэродинамических нагрузок на рычагах управления, счи-
тают АРУ ненужными и даже вредными устройствами, вводя-
щими в заблуждение. Имеется даже мнение (в США и др.) о пол-
ном отказе от традиционной ручки и педалей и о переходе к какой-
либо другой системе (кнопочной или в виде небольшого рычага
на правом пульте). В этом вопросе еще нет полной ясности, и
продолжаются поиски оптимальной системы управления, которая
наилучшим образом сочетала бы характеристики летчика, автома-
тики и самолета.
Но вернемся к усилиям на ручке. При прямом управлении же-
лательно, чтобы летчик ощущал изменение продольных усилий на
ручке управления и при увеличении или уменьшении скорости по-
80
лета. При увеличении скорости должны появляться толкающие
усилия, при уменьшении — тянущие. При изменении скорости
на 1% усилия на ручке должны изменяться в пределах: для истре-
бителя 0,15—0,3 кгс, для фронтового бомбардировщика 0,4—
0,6 кгс, для тяжелого самолета 1 —1,5 кгс.
Г. На отклонение рычагов управления самолет должен реаги-
ровать без заметного запаздывания, но и без больших забросов.
Эти качества зависят от динамических свойств самолета, которые
в свою очередь зависят от степени статической устойчивости,
демпфирования, моментов инерции, эффективности рулей, авто-
матики и других факторов. Например, при увеличении устойчиво-
сти по перегрузке самолет лучше «ходит за ручкой», т. е. при
отклонении ручки быстрее приходит к новому положению равно-
весия. Но на заданное отклонение ручки самолет отвечает при
этом меньшими приращениями угла атаки и перегрузки
(рис. 2.10, б). Кроме того, при увеличении устойчивости по пере-
грузке происходит увеличение частоты (уменьшение периода)
продольных колебаний самолета, что вызывает затруднения при
пилотировании и прицеливании.
При чрезмерном уменьшении устойчивости по перегрузке (при
уменьшении запаса центровки до 1—2% САХ) и при плохом
демпфировании может наступить опасная раскачка с большими
забросами перегрузки, так как самолет энергично реагирует на
очень малые отклонения ручки. Если же на самолете установлены
хорошие демпферы тангажа, то, как утверждают зарубежные спе-
циалисты, наибольшее удобство для пилотирования истребителя
дает нулевой запас центровки, т. е. нейтральность по пере-
грузке.
На удобство пилотирования влияют и характеристики демпфи-
рования. Отклонение руля приводит при слабом демпфировании
к забросу регулируемого параметра, так как самолет по инерции
проскакивает новое положение равновесия. Для парирования
заброса летчик вынужден совершать рулями энергичные двойные
движения с учетом величины регулируемого параметра и его про-
изводной. Например, для увеличения перегрузки на самолете с
плохим демпфированием летчик должен сначала взять ручку на
себя, затем, не доходя до заданной перегрузки, отдать ручку, чтобы
предотвратить проскакивание (заброс), а потом снова подобрать
ручку для удержания самолета на заданной перегрузке.
Слабое демпфирование приводит также к тому, что любое слу-
чайное возмущение режима полета вызывает длительные колеба-
ния самолета, и летчик вынужден непрерывно заниматься пари-
рованием этих колебаний. Особенно неприятно слабое демпфиро-
вание в сочетании с большой статической устойчивостью.
При сильном демпфировании (что для современных самолетов
не очень характерно) самолет как бы «вязнет» в воздухе и мед-
ленно поворачивается относительно своих осей. При этом для
ускорения переходного процесса летчику также приходится совер-
шать двойные движения рулями: сначала отклонять рули больше,
81
чем требуется для нового режима, а затем убирать избыток откло-
нения.
Достигнуть оптимального демпфирования чисто аэродинами-
ческим путем (внешними формами самолета) в широком диапазоне
чисел М и высот полета не удается, и приходится применять раз-
личного рода автоматические демпферы.
Выше большинство примеров и рассуждений относилось к про-
дольной устойчивости и управляемости. Но почти все сказанное
справедливо и для путевой, и для поперечной устойчивости и уп-
равляемости. Однако сделаем несколько замечаний.
Степень поперечной устойчивости не является критерием
стабилизации самолета по крену. Наоборот, излишняя поперечная
устойчивость вредна, так как приводит к поперечной раскачке и
невозможности стабилизировать крен, к самопроизвольному вы-
полнению бочек и полубочек при маневрировании с большими пе-
регрузками. Малая степень поперечной устойчивости на пилотиро-
вании не сказывается. Если эффективность элеронов достаточная,
то летчик может спокойно летать и на нейтральном в поперечном
отношении самолете, когда = 0. Но поперечное демпфирование
должно быть нормальным, что достигается установкой демпферов
крена (если имеется автопилот с каналом крена, то он включает
в себя демпфер).
Что касается влияния на удобство пилотирования степени пу-
тевой устойчивости, то она может быть при наличии демпферов
рыскания как угодно большой, так как стабилизация самолета
в плоскости симметрии полезна. Ни один летчик не жаловался на
избыточную путевую устойчивость, так как невозможность созда-
ния большого угла скольжения в полете имеет второстепенное зна-
чение. Вспомним, что путевая устойчивость — это не устойчивость
пути, а устойчивость угла скольжения. И самолет с большой абсо-
лютной величиной так же легко маневрирует, как и при ма-
лом значении этой производной, характеризующей путевую устой-
чивость.
3. Субъективные оценки управляемости самолета летчиком
нужно как-то сочетать с объективными (математическими) харак-
теристиками управляемости. С этой целью вводятся различные
таблицы и шкалы оценок. Например, за рубежом широко исполь-
зуется десятибалльная шкала оценок Купера.
Оценивая управляемость самолета, летчик назначает (субъек-
тивно) определенный балл от 1 до 10 (1—превосходная управля-
емость, 10 — очень плохая и опасная), а исследователь-теоретик
смотрит, каким характеристикам самолета (производным/п*,	,
znP, /п/ и т. д.) соответствуют те или иные оценки лет-
чиков.
В заключение заметим, что в информации летчика об откло-
нении рулей главную роль пока играют ощущения усилий на ры-
чагах управления (на ручке и педалях), а не ощущения переме-
§2
Шкала Купера
Условия работы	Общая оценка управляемости	Балл оценки	Характеристика управляемости	Возмож- ность выполне- ния зада- ния	Возмож- ность выполне- ния по- садки
Нормальные	Удовлетво-	1	Превосходная, вклю-	Есть	Есть
	рительная	2	чая оптимальную Хорошая, пилотирова- ние доставляет удоволь- ствие	Есть	Есть
					
		3	Удовлетворительная,	Есть	Есть
			но имеются некоторые неприятные особенности		
Аварийные	Неудовлет-	4	Приемлемая, но име-	Есть	Есть
	ворительная		ются неприятные особен-		
			ности		
		5	Неприемлемая	для	Сомни-	Есть
			нормальной работы	тельная	
		6	Приемлема только для аварийных условий	Нет	Есть
Опасные	Неприемле-	7	Неприемлемая даже	Нет	Сомни-
	мая		для аварийных условий		тельная
		8	Неприемлемая, опас-	Нет	Нет
			ная		
	Опасная	9	Неприемлемая, прак- тическое отсутствие уп- равляемости	Нет	Нет
		10	Движения настолько	Нет	Нет
			резкие, что могут поме- шать аварийному поки-		
			данию самолета		
щений этих рычагов, т. е. летчик управляет самолетом в основном
по усилиям, а не по перемещениям.
Если при изменении режима полета летчик не ощущает изме-
нения нагрузки на рычагах управления, то он лишается важней-
шей части информации о полете и в системе «летчик — самолет —
летчик» оказывается разорванной одна из обратных связей, что
разрушает сложившуюся структуру управления. Обратные связи
через различные АРУ и АРЗ, по существу, не всегда являются
таковыми, так как летчику здесь дается искусственно сфабрико-
ванная информация (более или менее удачно), идущая не от
аэродинамических сил на рулях, а от каких-то пружин. Причем
в некоторых системах натяжение пружин никак не регулируется
по скорости и высоте полета.
Летчик должен разбираться не только в характеристиках
устойчивости и управляемости своего самолета, но и понимать,
почему системы управления на современных самолетах устроены
так, а не иначе, какими недостатками они обладают и почему, ка-
кие изменения могут произойти в ближайшем будущем.
83
§ 3. ВЛИЯНИЕ НА ХАРАКТЕРИСТИКИ УСТОЙЧИВОСТИ
И УПРАВЛЯЕМОСТИ ОСОБЕННОСТЕЙ КОМПОНОВКИ
СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ-ИСТРЕБИТЕЛЕЙ
1.	Влияние формы профиля крыла. Профиль крыла типичного
дозвукового самолета характерен несимметричностью, большой
относительной толщиной, смещением максимальной толщины впе-
ред, закругленной передней кромкой.
Воздушная нагрузка вдоль хорды такого
профиля на докритических скоростях рас-
пределяется таким образом (рис. 2.13),
что фокус и центр давления располагаются
ближе к носку (примерно в 25% длины от
начала хорды), где имеет место наиболь-
шее поджатие струек. На сверхкритических
скоростях воздушная нагрузка перераспре-
деляется вдоль хорды таким образом, что
фокус и центр давления смещаются назад
к середине профиля, примерно к 50% Дли-
ны от начала хорды. Это приводит, во-пер-
вых, к появлению мощного пикирующего
момента (нарушению равновесия) и, во-
вторых, к увеличению запаса центровки
(увеличению устойчивости по перегрузке).
Происходит так называемое затягивание
в пикирование, которое является основной
причиной ограничений максимальной скоро-
сти по числу М для дозвуковых само-
летов.
Профиль крыла сверхзвукового само-
лета чаще симметричный, имеет малую от-
носительную толщину, максимальная тол-
щина смещена назад (иногда за 50% дли-
ны хорды), передняя кромка иногда бы-
вает острая. На докритических скоростях воздушная нагрузка
вдоль хорды такого профиля распределена таким образом,
что фокус (и центр давления) уже смещен несколько назад.
На сверхкритических скоростях воздушная нагрузка перераспреде-
ляется меньше, чем на толстом профиле. Фокус смещается назад,
но в меньшей степени. Затягивание в пикирование происходит
слабее, и самолет можно удержать в режиме горизонтального по-
лета, хотя устойчивость по перегрузке и возрастает. Таким обра-
зом, кроме уменьшения волнового сопротивления такой профиль
облегчает балансировку самолета на сверхкритических скоростях.
Если носок профиля острый, то это может привести к прежде-
временйому срыву потока с крыла и тряске самолета уже на сред-
них углах атаки, так как воздушный поток обладает инерцией и
не может резко повернуть за острой кромкой (рис. 2.14). Для пре-
дупреждения раннего срыва потока носок такого крыла по мере
84
Рис. 2.13. Перераспреде-
ление воздушной нагруз-
ки на профиле при пере-
ходе от дозвуковых к
сверхзвуковым скоростям
увеличения угла атаки должен отклоняться вниз, т. е. навстречу
направлению набегающего потока.
2.	Влияние формы крыла в плане. Стреловидность крыла слу-
жит для уменьшения волнового сопротивления, но она же не-
сколько улучшает условия балансировки и характеристики устой-
чивости и управляемости при переходе через критическое число М.
Рис. 2.14. Устранение срыва потока с острой передней кромки
отклонением носка крыла вниз
На докритических скоростях стреловидное крыло как бы раздви-
гает воздушный поток в стороны, т. е. к концам крыла. За счет
этого струйки, обтекающие центральную часть крыла, несколько
расширяются (рис. 2.15), скорость в струйках уменьшается, раз-
Рис. 2.15. Перераспределение воздушной нагрузки
по размаху стреловидного крыла при переходе
от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям
режение над профилем также уменьшается, местная подъемная
сила в центральной части крыла падает. Это явление называется
срединным эффектом стреловидного крыла.
Струйки, обтекающие концы крыла, несколько поджимаются,
скорость в струйках увеличивается, разрежение также увеличи-
вается, местная подъемная сила на концах крыла возрастает. Это
явление называется концевым эффектом стреловидного крыла.
В итоге получается, что на докритических скоростях концы стре-
ловидного крыла (расположенные позади центра тяжести само-
85
лета) запружены относительно больше и имеют более высокий
местный су по сравнению с центральной частью крыла (располо-
женной впереди центра тяжести).
На больших сверхзвуковых скоростях крыло по размаху загру-
жается более равномерно, т. е. часть воздушной нагрузки пере-
распределяется с концов стреловидного крыла на его середину
(и вперед), что приводит к меньшему смещению фокуса назад
и к меньшему увеличению запаса центровки.
Таким образом, стреловидность, наряду с тонким сверхзвуко-
вым профилем еще более ослабляет явление затягивания в пики-
рование и улучшает характеристики продольной устойчивости и
Рис. 2.16. Формы крыльев с малым смещением фокуса при переходе
от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям
управляемости и условия продольной балансировки на трансзвуко-
вых и сверхзвуковых скоростях.
Специально для уменьшения избыточного запаса центровки
применяют или наплыв крыла в корневой его части, или крыло
с переменной стреловидностью передней кромки, называемое го-
тическим (напоминает арку готической архитектуры).
Наплыв крыла (рис. 2.16, слева) при М<1 подъемной силы
почти не создает, так как поток перетекает снизу вверх через его
переднюю кромку. При М>1 наплыв вступает в работу и создает
на единицу площади такую же подъемную силу, как и остальное
крыло, что приводит к смещению фокуса в сторону наплыва, т. е.
вперед (вернее, к меньшему смещению фокуса назад).
Готическое крыло (рис. 2.16, справа) в этом отношении рабо-
тает примерно так же, как и крыло с наплывом.
Однако во всех перечисленных случаях при переходе на закри-
тические скорости и фокус, и центр давления в сумме все же сме-
щаются назад. Смещение центра давления легко парируется на
современных сверхзвуковых самолетах небольшим взятием ручки
на себя, т. е. продольное равновесие восстанавливается сравни-
тельно легко. Смещение фокуса приводит к увеличению запаса
центровки и продольной устойчивости по перегрузке, уменьшению
реакции самолета по углу атаки и перегрузке на отклонение ручки,
т. е. к уменьшению фактических маневренных возможностей са-
молета. В то же время потенциальные маневренные свойства са-
молета при М>1 остаются высокими, и поэтому принимаются раз-
86
личные конструктивные меры по уменьшению запаса центровки
на сверхзвуковых скоростях до нормальной величины (до
3—5% САХ). К таким мерам можно отнести перекачку топлива из
передних баков в задние, установку носового дестабилизатора (на
дозвуке убирается, на сверхзвуке выпускается), сокращение пло-
щадки крыла позади центра тяжести самолета (на американских
ХВ-70 концы крыла, расположенные позади центра тяжести, при
М>1 отгибаются вниз на 90° и превращаются в дополнительные
кили) и т. д.
Но широко применяемое на современных самолетах стреловид-
ное крыло в отдельных случаях на продольную устойчивость са-
молета влияет отрицательно. При увеличении угла атаки свыше
некоторой величины самолет со стреловидным крылом иногда ста-
новится неустойчивым по перегрузке, что на моментной диаграмме
отражается характерным изгибом типа «ложки» (рис. 2.2), а в по-
лете проявляется в виде неожиданного увеличения перегрузки при
неподвижной ручке управления. Это есть подхват самолета на
больших углах атаки.
Причиной подхвата на больших углах атаки является конце-
вой эффект стреловидного крыла (рис. 2.14). На концах крыла
местный су имеет самую большую величину, и поэтому при увели-
чении угла атаки именно на концах местный су раньше дости-
гает Сушах, здесь же произойдет местный срыв потока и падение
местной подъемной силы. Преждевременному срыву потока на
концах стреловидного крыла способствует также перетекание по-
граничного слоя по размаху (от корня к концам), что сопровож-
дается увеличением толщины (набуханием) пограничного слоя
и возрастанием его неустойчивости.
Нетрудно сообразить, что падение подъемной силы на концах
стреловидного крыла (позади центра тяжести) приведет к появле-
нию кабрирующего момента, к дальнейшему увеличению угла
атаки, к еще большему развитию срыва потока и т. д.
Меры, устраняющие подхват самолета на больших углах атаки,
должны предусматривать устранение концевого срыва потока, что
достигается постановкой препятствий перетеканию пограничного
слоя вдоль размаха крыла, увеличением местного Сушах на кон-
цах крыла, уменьшением местного угла атаки а на концах
крыла.
Перетекание пограничного слоя можно задержать аэродинами-
ческими перегородками или с помощью вихреобразователей. Прин-
цип действия перегородок очевиден. Вихреобразователи («запилы»
передней кромки крыла, уступы по передней кромке, лопатки спе-
циального профиля и пр.) создают вихрь, который как бы подме-
тает пограничный слой, не позволяя ему течь к концам крыла.
Но эти способы увеличивают сопротивление, и поэтому там, где
возможно, стараются обходиться без них (например, на треуголь-
ном крыле).
Увеличение местного суШж на концах крыла достигается уста-
новкой в этом месте предкрылков или более несущих профилей.
87
Рис. 2.17. Изменение по числу М:
а — относительной эффективности стаби-
лизатора (крыла, киля); б — относитель-
ной эффективности руля высоты (руля
направления, элеронов)
Изменение формы профилей по размаху называется аэродинами-
ческой круткой крыла.
Уменьшение местного угла атаки на концах крыла достигается
геометрической круткой, т. е. уменьшением установочных углов
атаки от корня к концам крыла.
И аэродинамическая, и геометрическая крутки приводят к тому,
что местный критический угол атаки достигается в первую оче-
редь уже не на концах крыла, а где-то в другом месте (обычно
в районе аэродинамических перегородок). В этом случае неустой-
чивости и подхвата нет, а просто ощущается более или менее силь-
ная тряска. По достижении
угла атаки, при котором про-
исходит общий срыв потока по
всему размаху, такой самолет
валится на нос с креном или
без крена, как и обычный са-
молет с прямым крылом.
3.	Особенности продольной
управляемости. Переход на
сверхзвуковые скорости сопро-
вождается ухудшением про-
дольной управляемости (в
смысле уменьшения прираще-
ния Да в ответ на отклонение
ручки), что происходит вслед-
ствие не только увеличения за-
паса центровки и устойчиво-
сти по перегрузке, но и уменьшения аэродинамической эффектив-
ности руля высоты и управляемого стабилизатора (в смысле умень-
шения приращения коэффициента подъемной силы на горизон-
тальном оперении при отклонении руля).
Эффективность обычного руля высоты падает особенно резко,
так как его отклонение при сверхзвуковом обтекании уже не при-
водит к изменению давления по всей площади горизонтального
оперения, как это имеет место при дозвуковом обтекании. Эта же
причина приводит к уменьшению эффективности и элеронов, и
руля направления (рис. 2.17).
Кроме того, центр давления на руле при переходе критической
скорости смещается назад, и шарнирный момент (момент аэро-
динамической силы руля относительно его оси вращения) увели-
чивается. Таким образом, менее эффективный руль приходится
отклонять с большим усилием на рычаге управления, что для лет-
чика становится уже совершенно неприемлемым. Поэтому руль
высоты заменили управляемыми стабилизаторами с приводом че-
рез необратимый бустер. На некоторых самолетах балансировка
в горизонтальном полете (при n^l) осуществляется переставным
стабилизатором, а изменение режима (±Дпу)—рулем высоты.
Обратимый бустер, который передает часть шарнирного мо-
мента на ручку управления, устанавливать нежелательно по двум
88
причинам. Во-первых, нельзя подобрать коэффициент обратимости
(коэффициент уменьшения шарнирного момента при передаче его
на ручку) так, чтобы обеспечить нормальные усилия на ручке уп-
равления на всех скоростях современного самолета — от мини-
мальной (менее 300 км/ч) до максимальной (более 2000 км/ч).
Во-вторых, при переходе скорости звука центр давления переме-
щается по хорде руля довольно затейливым образом, что при об-
ратимом бустере приводило бы к самым неожиданным для лет-
чика изменениям нагрузок на ручке. Поэтому устанавливается
необратимый бустер, а ручка загружается специальными пружи-
нами.
Но почему руль высоты заменен управляемым стабилизатором,
а руль направления и элероны на большинстве современных са-
молетов сохранены в прежнем виде? Дело в том, что при нейтраль,
ном положении элеронов и руля направления поперечное и путе-
вое равновесия самолета при переходе на сверхзвуковые скорости
сохраняются и умеренное отклонение этих рулей (даже с учетом
уменьшения их эффективности) вполне обеспечивает управление
самолетом в боковом отношении. Продольное же равновесие при
переходе на сверхзвуковые скорости нарушается (происходит за-
тягивание в пикирование), и управляемый стабилизатор должен
обеспечивать не только управление, но и восстановление равно-
весия (балансировку) при смещении назад центра давления крыла.
4.	Влияние стреловидности крыла на поперечную устойчивость
и управляемость. Стреловидное крыло при положительных углах
атаки обладает повышенной поперечной устойчивостью, т. е. оно
энергично реагирует обратным креном на скольжение. Объясня-
ется это тем, что при скольжении полукрылья по отношению к по-
току имеют различную стреловидность. Из рис. 2.18 видно, что
выдвинутое вперед правое полукрыло имеет меньшую стреловид-
ность (х — р), а отстающее левое — большую стреловидность
(х+₽). Из аэродинамики известно, что при одинаковых углах
атаки увеличение стреловидности приводит к уменьшению коэф-
фициента подъемной силы крыла. Следовательно, при скольжении
отстающее полукрыло будет опускаться, а выдвинутое вперед —
подниматься, что свидетельствует о поперечной устойчивости.
Из рис. 2.18 также видно, что при скольжении разность между
подъемными силами на полукрыльях увеличивается с ростом угла
атаки, что свидетельствует об увеличении поперечной устойчи-
вости.
Излишнюю поперечную устойчивость стреловидного крыла
можно снизить, если придать крылу обратное поперечное V. Но
для каких углов атаки подбирать V? Если V сделать нулевым
(плоское крыло), то на малых углах атаки поперечная устойчи-
вость будет нормальной, а на больших углах атаки — чрезмерной
(рис. 2.19); такой самолет будет энергично раскачиваться с крыла
на крыло при малейшем внешнем возмущении. Обычно отрица-
тельное V подбирают так, чтобы сделать самолет нормально устой-
чивым на каких-то средних углах атаки; при этом на малых углах
89
атаки устойчивость будет недостаточной (что совершенно не-
опасно), а на больших углах атаки — чуть больше нормы (что тоже
допустимо). Практически отрицательное V делают таким, чтобы
Рис. 2.18. Появление поперечного момента при скольжении стреловидного
крыла
ликвидировать раскачку на посадочных углах атаки, не обращая
внимания на степень поперечной устойчивости на других режимах.
Рис. 2.19. Зависимость статической поперечной
устойчивости от угла атаки и поперечного V стре-
ловидного крыла
Неприятное изменение степени поперечной устойчивости само-
лета со стреловидным крылом происходит не только при измене-
нии угла атаки, но и при переходе через скорость звука (М^
^0,9-1,2).
90
Несущие свойства (в смысле величины с*) крыла малой стре-
ловидности при переходе через звуковой барьер сначала резко
падают, затем также резко возрастают (вследствие быстрого пе-
ремещения скачков уплотнения по верхней и нижней поверхностям
профиля), а потом постепенно уменьшаются (рис. 2.20).
Несущие свойства крыла большой стреловидности — меньше,
но зато на трансзвуковых скоростях они изменяются более плавно.
Теперь предположим, что на самолете со стреловидностью
крыла % = 40° летчик дал левую ногу и создал скольжение с углом
Р= + 10° (правым полукрылом вперед). Тогда относительно набе-
Рис. 2.20. Зависимость несущих
свойств крыла от числа М и стрело-
видности
Рис. 2.21. Зависимость статической
поперечной устойчивости от числа М
тающего потока правое полукрыло будет иметь стреловид-
ность 30°, а левое — 50°. И, как это видно из рис. 2.20, в некотором
трансзвуковом диапазоне чисел М (заштриховано) подъемная сила
на правом полукрыле будет меньше, чем на левом, а это
приведет к накренению самолета вправо (при даче левой ноги),
что и является признаком поперечной неустойчивости. Это явле-
ние называется обратной реакцией по крену на скольжение.
Вследствие высокого расположения руля направления обратная
реакция может начаться несколько раньше, чем наступит явление
поперечной неустойчивости (об этом ниже).
Разумеется, не у всех самолетов дело доходит до выраженной
обратной реакции, но некоторое уменьшение поперечной устойчи-
вости на трансзвуковых скоростях наблюдается почти всегда
(рис. 2.21). Заметим, что поперечно устойчивый самолет здесь
может стать неустойчивым при наличии некоторых больших под-
весок или при создании большой перегрузки. Поэтому энергичное
маневрирование с переходом скорости звука на таких самолетах
нежелательно, особенно при наличии подвесных баков.
Эффективность элеронов (величина производной т/) на стре-
ловидном крыле меньше, чем на прямом. Это объясняется умень-
шением плеча от элеронов до продольной оси самолета, косым
обдувом элеронов и деформациями стреловидного крыла.
91
На сверхзвуковых скоростях эффективность элеронов резко па-
дает (рис. 2.17), но малый момент инерции Jx современного истре-
бителя, уменьшение поперечного демпфирования и постановка
бустеров позволяют получить удовлетворительные характеристики
поперечной управляемости на всех числах М, вплоть до предель-
ных.
При отключении бустера элеронов полет на сверхзвуковых
скоростях выполняется с большим трудом из-за чрезмерных боко-
вых усилий на ручке управления, которые возникают вследствие
Рис. 2.22. Балансировочные усилия на
ручке управления, потребные для пари-
рования кренящего момента от несимме-
трии самолета:
а — жесткое крыло; б — реальное крыло
случайной геометрической
несимметрии самолета. Не-
симметрия самолета ком-
пенсируется небольшим от-
клонением элеронов в соот-
ветствующую сторону, что
при наличии бустера для
летчика почти незаметно.
При абсолютно жестком
крыле и М<1 компенсирую-
щее отклонение элеронов не
зависит от скорости (креня-
щий момент от несимметрии
пропорционален квадрату
скорости, но и противопо-
ложный момент элеронов
увеличивается в той же сте-
пени). При переходе скоро-
сти звука, когда эффектив-
ность элеронов падает, это
отклонение надо несколько
увеличить (рис. 2.22). С учетом нежесткости крыла компенсирую-
щее отклонение элеронов по скорости должно возрастать. При
необратимом бустере боковые усилия на ручке Рэ пропорцио-
нальны отклонениям элеронов или ручки; но так как компенси-
рующие отклонения малы, то малы и усилия (идущие на неболь-
шое поджатие пружин, загружающих ручку).
При отключении бустера аэродинамическая нагрузка с элеро-
нов (пропорциональная квадрату скорости) передается на ручку.
Поэтому боковое усилие на ручке Рэ по скорости очень быстро
возрастает, а при переходе скорости звука увеличивается еще
быстрее, достигая нескольких десятков килограммов.
Если имеется бустер в системе путевого управления, то накре-
нение самолета можно парировать обратным скольжением. На-
пример, если самолет кренится влево и отклонять ручку вправо
без бустера очень трудно, то можно небольшой дачей правой ноги
(скольжением на левое крыло) парировать непроизвольное крене-
ние. Если бустер в системе путевого управления отсутствует, то
отклонять руль направления еще труднее, чем элероны. Кроме
того, этот способ совершенно неприемлем в диапазоне скоростей
92
обратной реакции по крену на скольжение, т. е. при наличии по-
перечной неустойчивости самолета. Теоретически здесь можно бы
давать ногу в сторону крена, но для практики такие рекомендации
не годятся, так как полностью запутают летчика.
5.	Влияние формы вертикального оперения. Компоновка ста-
рых поршневых самолетов-истребителей была такова, что основ-
Рис. 2.23. Связь между положением центра тяжести и величиной
киля
ные грузы располагались впереди, а длинный и пустой фюзеляж
овального сечения сам по себе выполнял роль киля (рис. 2.23) и
вертикальное оперение имело
На современных сверх-
звуковых самолетах весь
внутренний объем занят гру-
зами. Поэтому центр тяже-
сти находится в середине
фюзеляжа и даже ближе к
хвосту (так как впереди
имеется сравнительно «пу-
стая» кабина экипажа). Раз-
витая носовая часть создает
дестабилизирующий флю-
герный момент, для париро-
вания которого приходится
ставить достаточно большой
киль.
небольшие размеры.
Рис. 2.24. Зависимость статической путевой
устойчивости от числа М и перегрузки
Но на сверхзвуковых скоростях и этот киль постепенно теряет
свою эффективность (рис. 2.17), флюгерная устойчивость при этом
падает и при некотором числе М становится равной нулю (mf =0),
после чего начинается область неустойчивости (рис. 2.24). По этой
причине на некоторых самолетах и устанавливается ограничение
максимальной скорости по числу М.
При увеличении угла атаки (перегрузки) киль работает хуже,
так как, во-первых, увеличивается его стреловидность относи-
тельно потока и, во-вторых, он попадает в аэродинамическую тень
фюзеляжа. Поэтому потеря флюгерной устойчивости при маневре
с перегрузкой Пу>\ наступает на меньших числах М, чем в гори-
зонтальном полете, что следует учитывать при пилотировании.
Для сохранения флюгерной устойчивости до более высоких
чисел М применяют следующие методы:
93
—	увеличивают площадь киля; но это приводит к увеличению
любового сопротивления и к чрезмерной флюгерной устойчивости
на малых скоростях;
—	на сверхзвуковых скоростях концы стреловидного или тре-
угольного крыла отклоняют вверх или вниз на 90°, превращая их
в дополнительные кили (как на ХВ-70);
—	устанавливают автомат устойчивости (автопилот), который
устраняет случайное рыскание противоположным отклонением
руля направления без вмешательства летчика.
Рис. 2.25. Влияние высоты киля на поперечную
устойчивость
Большой киль приходится делать высоким, а это существенно
сказывается на характеристиках поперечной устойчивости и управ-
ляемости.
Пусть, например, появилось случайное скольжение на правое
крыло (рис. 2.25). Поперечно устойчивый самолет за счет разности
подъемных сил на полукрыльях должен при этом крениться влево,
но боковая аэродинамическая сила вертикального оперения ZB. 0
будет кренить самолет также влево, т. е. реакция креном на сколь-
жение увеличится, что говорит об увеличении поперечной устойчи-
вости.
Итак, высокое вертикальное оперение увеличивает поперечную
устойчивость самолета, и по этой причине иногда придают отрица-
тельное V даже прямому крылу (самолет F-104 и др.).
Высокое расположение руля направления может изменить
реакцию самолета на дачу ноги. При отклонении руля направле-
ния появляются два поперечных (кренящих) момента Мх. Один
появляется за счет того, что боковая аэродинамическая сила
отклоненного руля направления расположена выше продольной
оси самолета; этот момент действует первым и в «неправильную»
сторону, т. е. против дачи ноги (рис. 2.26, дана левая нога). Дру-
гой момент появляется при образовании скольжения и у попереч-
ного устойчивого самолета он направлен в «правильную» сторону,
т. е. в сторону дачи ноги.
94
Итак, высокое расположение руля направления приводит к
уменьшению кренящего момента после дачи ноги. На малых углах
атаки, или на трансзвуковых скоростях, когда поперечная устой-
чивость стреловидного крыла уменьшается, может появиться даже
обратная реакция на дачу ноги еще при наличии поперечной устой-
чивости самолета. Эту причину не следует путать с явлением, опи-
санным несколько раньше (рис. 2.20 и 2.21), — с обратной реак-
цией на скольжение при наличии поперечной неустойчивости.
6. Влияние компоновки самолета на за-
тухание колебаний. Скорость затухания ко-
лебаний зависит в основном от характери-
стик демпфирования и моментов инерции
самолета. Малые продольные колебания,
т. е. колебания а и пу, затухают быстрее
(если прочие условия равны) при увеличе-
нии площади, хорды и стреловидности кры-
ла, увеличении площади горизонтального
оперения, что и имеет место на современ-
ных самолетах. Но затухание этих колеба-
ний замедляется при увеличении момента
инерции JZi уменьшении расстояния от цен-
Рис. 2.26. Обратная реак-
ция по крену на дачу
ноги при высоком распо-
ложении руля направ-
ления
тра тяжести самолета до горизонтального
оперения, увеличении высоты полета, полете на сверхзвуковых
скоростях, что также имеет место на современных самолетах. Вто-
рая серия факторов преобладает над первой, и современные само-
леты обладают неудовлетворительными характеристиками есте-
ственного (без автоматики) демпфирования возникающих продоль-
ных колебаний угла атаки и перегрузки.
Затухание колебаний угла скольжения улучшается при увели-
чении площади вертикального оперения и длины фюзеляжа, что
характерно для современных самолетов. Но затухание этих коле-
баний ухудшается при увеличении момента инерции Jy, уменьше-
нии расстояния от центра тяжести самолета до вертикального опе-
рения, увеличении высоты полета, полете на сверхзвуковых ско-
ростях, что также характерно для современных самолетов. И здесь
в сумме вторая серия факторов преобладает.
Затухание колебаний крена как бы улучшается при уменьше-
нии момента инерции что характерно для современных самоле-
тов, и ухудшается при уменьшении размаха крыла, увеличении
высоты полета, полете на сверхзвуковых скоростях. Но так как
поперечные колебания зависят от колебаний угла скольжения, то
уменьшение момента инерции Jx действует в сторону увеличения
амплитуды колебаний крена, что практически не улучшает, а ухуд-
шает характеристики бокового колебательного движения само-
лета.
Вывод. По всем трем осям демпфирование колебаний у совре-
менного самолета ухудшилось, что требует постановки специаль-
ных автоматических устройств, способствующих затуханию этих
колебаний.
95
7., На современных самолетах устанавливаются многочислен-
ные устройства, стабилизирующие полет или улучшающие харак-
теристики устойчивости и управляемости. На некоторых примерах
рассмотрим назначение и принцип работы этих устройств.
Автомат регулирования усилий (АРУ) устанавливается обычно
в системе продольного управления самолетом как наиболее важной.
При прямом управлении (без бустеров) увеличение скорост-
ного напора сопровождается параллельным ростом момента М*
создаваемого рулем высоты, перегрузки и шарнирного момента,
передаваемого на ручку управления. Производная Р”у остается
при этом примерно постоянной.
Рис. 2.27. Пример регулирования плеча АРУ
Если при наличии необратимого бустера зажать ручку нерегу-
лируемыми пружинами, то при увеличении скорости момент Mz
от руля и перегрузка увеличиваются, а нагрузка на ручке нет»
в результате чего производная Р”у уменьшается и на большой
скорости перегрузка может быть создана совершенно незаметным
тянущим усилием на ручке. АРУ и служит для затяжеления уп-
равления в соответствии с увеличением скоростного напора путем
изменения передаточного отношения от ручки к золотнику бустера
и от ручки к загрузочным пружинам.
На большом плече АРУ определенное отклонение ручки при-
водит к большому отклонению руля высоты (управляемого ста-
билизатора) и к малому сжатию пружины. На малом плече, на-
оборот, стабилизатор отклоняется меньше, а пружина сжимается
больше.
Например, на самолете МиГ-21 на приборной скорости 450 км/ч
для отклонения стабилизатора на 1° нужно приложить к ручке
дополнительное усилие 0,215 кгс, а на скорости 1000 км/ч —
1,56 кгс, т. е. при увеличении скорости в 2,2 раза управление за-
тяжеляется в 7,2 раза, что примерно соответствует естественному
затяжелению управления без бустера.
96'
На рис. 2.27 показан в качестве примера закон регулирования
плеча АРУ на самолете МиГ-21. При М<1 загрузка ручки регу-
лируется, как положено, в соответствии с приборной скоростью
(управление затяжеляется при увеличении скорости и при умень-
шении высоты полета). При М>1 загрузка ручки регулируется
только по высоте, так как при увеличении скорости управление
затяжеляется само собой вследствие увеличения статической устой-
чивости самолета по перегрузке.
Как видно, регулирование нагрузки на ручке управления здесь
производится не во всем диапазоне высот и скоростей полета. На
высотах более 10 км (особенно вблизи потолка) продольная уп-
равляемость оказывается недостаточной, а на скоростях свыше
1000 км/ч у земли она оказывается излишней. Эти особенности
следует учитывать при маневрировании.
Кроме того, особенности в управлении самолетом возникают
и при отказах АРУ. Если АРУ заклинило на большом плече, то
при увеличении скорости (приборной) свыше 750 км/ч возможна
раскачка самолета летчиком вследствие чрезвычайной легкости
управления. Например, на самолете МиГ-21 на приборной скоро-
сти 1000 км/ч (у земли) тянущим усилием на ручке 0,43 кгс
можно отклонить стабилизатор на 2° и создать перегрузку пу = 8.
Но при аккуратном пилотировании без размашистых движений
рычагами управления можно безопасно летать во всем диапазоне
высот и скоростей даже на большом плече, но выполнение зада-
ния будет при этом затруднено. В учебном полете следует возвра-
титься на аэродром.
Если АРУ заклинило на малом плече, то на приборных скоро-
стях менее 750 км/ч явно почувствуется, что управление тяжелое
и маневренные свойства самолета понизились. Особенно это будет
заметно на посадке, так как при нейтральном триммере усилия
для отклонения ручки могут достигать 22 кгс, а стабилизатор при
этом отклоняется в два раза меньше, чем обычно, т. е. реакция
самолета на отклонение ручки будет вялой. Но если летчик заме-
тил и определил эту неисправность и ухудшение управляемости
на малых скоростях не является для него неожиданностью, то
на малом плече можно безопасно летать во всем диапазоне вы-
сот и скоростей и совершать посадку.
Поперечное управление осуществляется обычно через бустер,
но без АРУ. Если нет деформации крыла, то это приводит к воз-
растанию эффективности управления (к уменьшению абсолютной
величины производной Р*х) при увеличении скорости , так как по-
перечный управляющий момент Мх, создаваемый элеронами, про-
порционален скоростному напору (т. е. квадрату скорости), а на-
тяжение загрузочных пружин остается постоянным.
Например, на самолете МиГ-21 для отклонения элеронов на
5° требуется приложить к ручке боковое усилие около 3,5 кгс (на
любой скорости), но при приборной скорости 360 км/ч это даст
вращение со скоростью 30° в секунду^ а при скорости 720 км/ч —
4
В. Н. Медников
97
около 60° в секунду. На рис. 2.28 показан примерный характер из-
менения бокового усилия на ручке управления для создания опре-
деленной скорости накренения самолета при обычном и бустерном
(но без АРУ) управлении элеронами. Видно, что при бустерном
управлении изменение усилий по скорости (б) совершенно не со-
ответствует их естественному ходу при прямом управлении. Осо-
бенно чувствуется избыточная легкость поперечного управления на
больших скоростях у земли, когда незначительное боковое откло-
нение ручки может привести к
резкому накренению самолета,
т. е. здесь возможна поперечная
раскачка, инициатором которой
является сам летчик. При возник-
новении такой раскачки (как и
любой другой) нужно немедлен-
но зажать ручку неподвижно в
нейтральном положении, а не го-
няться за колебаниями самолета.
Демпфер тангажа устанавли-
Рис. 2.28. Боковое усилие на ручке
управления, потребное для создания
заданной скорости накренения:
а — без бустера; б — с необратимым бу-
стером без АРУ
вается в системе продольного уп-
равления самолета и служит для
гашения (демпфирования) малых
продольных колебаний по танга-
жу (следовательно, по углу атаки
и по перегрузке) без вмешательства летчика. Искусственное гаше-
ние колебаний производится отклонением руля высоты (стабили-
затора) против вращения по закону
3 = —k (О
в	(О z
Когда самолет вращается в сторону кабрирования, то руль вы-
соты опускается вниз, и наоборот. Скорость вращения заме-
ряется специальным гироскопом. Исполнительным устройством
является раздвижная тяга в системе управления рулем высоты
(устанавливается за бустером), действие которой не сказывается
на положении ручки в кабине. Степень демпфирования регули-
руется подбором коэффициента усиления сигнала .
На рис. 2.29 показан характер изменения угла атаки (пере-
грузки) при отклонении ручки управления на себя с выключен-
ным и включенным демпфером тангажа. Демпфер ликвидирует
большой заброс перегрузки и сглаживает колебания, но он не-
сколько замедляет выход на новую перегрузку; окончательное
приращение угла атаки и перегрузки будет также меньше (т. е.
демпфер как бы уменьшает маневренность самолета). Поэтому в
некоторых системах управления демпфер включается только при
неподвижной ручке управления и автоматически выключается
при отклонении ручки на себя.
Демпфер рыскания устанавливается для автоматического га-
шения колебаний самолета по углу рыскания, что одновременно
98
гасит колебания углов скольжения и крена. Гашение путевых ко-
лебаний производится отклонением руля направления против вра-
щения по закону
8н = —
Когда самолет рыскает вправо, то руль направления отклоня-
ется влево, и наоборот. Скорость вращения (оу замеряется специ-
альным гироскопом. Степень демпфирования регулируется подбо-
ром коэффициента усиления сигнала от гироскопа.
Иногда отдельно устанавливается демпфер крена, который от-
клоняет элероны против вращения о>х.
Рис. 2.29. Изменение угла атаки (перегрузки)
после заданного отклонения ручки на себя:
а — без демпфера; б —с демпфером тангажа
Автоматы устойчивости устанавливаются для увеличения ста-
тической устойчивости самолета, если это не достигается аэроди-
намической компоновкой. Действуют они путем отклонения соот-
ветствующего руля через раздвижную тягу (без вмешательства
летчика и обычно без перемещения рычагов управления в кабине)
против случайного приращения того или иного параметра полета
(в отличие от демпфера, который реагирует не на величину пара-
метра, а на скорость его изменения, т. е. на со).
Обычно такой автомат совмещается с демпфером, т. е. руль
дополнительно отклоняется и против вращения. Например, авто-
мат поперечной устойчивости (называемый креповым автопило-
том) отклоняет элероны по закону
— V,(.
Автомат продольной устойчивости бывает необходим на дозву-
ковых скоростях, если самолет имеет нулевой или отрицательный
запас центровки (центр тяжести в фокусе или позади фокуса).
Такой автомат отклоняет руль высоты цо закону (вариант)
Д8в=-^Дпу-^(ог,
Автомат путевой устойчивости бывает необходим на больших
числах М, когда естественная путевая устойчивость самолета па-
4*	99
дает до нуля. Устойчивость здесь обеспечивается соответствую-
щим отклонением руля направления.
Автопилоты осуществляют стабилизацию и демпфирование по
всем каналам управления. Кроме того, они осуществляют правиль-
ное взаимодействие (координацию) рулей и могут также приме-
няться для выполнения заданных маневров по программе. Закон
отклонения рулей для улучшения переходных процессов иногда
включает в себя не только первые, но и вторые и даже третьи
производные величин регулируемых параметров в полете.
Наиболее совершенные авто-
пилоты позволяют весь полет
производить автоматически, без
вмешательства летчика в управ-
ление (за исключением, может
быть, взлета и посадки).
8. Влияние внешних подвесок.
На продольную устойчивость са-
молета подвески влияют через
смещение центра тяжести и про-
дольного аэродинамического фо-
куса. Иногда центр тяжести всех
Рис. 2.30. Влияние подвески на поло-
жение фокуса самолета
подвесок удается разместить точно под центром тяжести само-
лета, но и в этом случае отдельные подвески могут располагаться
впереди или позади общего центра тяжести (особенно под стре-
ловидным крылом). Тогда при последовательном сбросе подвесок
запас центровки может увеличиться или уменьшиться, что при-
ведет к соответствующему изменению устойчивости по перегрузке
и продольной управляемости.
Кроме того, известно, что при М<1 (вернее, при М<МКрит)
аэродинамический фокус любого обтекаемого тела (профиля
крыла, фюзеляжа, подвесного бака) расположен ближе к носку,
Следовательно, аэродинамический фокус подвески расположен
впереди ее центра тяжести (который обычно находится посе-
редине подвески) и впереди центра тяжести самолета, что приво-
дит к смещению фокуса самолета вперед, уменьшению запаса
центровки, уменьшению степени статической устойчивости по пе-
регрузке (рис. 2.30).
При маневрировании это должно учитываться летчиком. На-
пример, при сбросе внешних подвесок со стреловидного крыла
центр тяжести самолета может переместиться вперед, что приве-
дет к ухудшению продольной управляемости самолета (несмотря
на уменьшение его веса).
На флюгерную устойчивость самолета подвески влияют ана-
логичным образом, т. е. уменьшают запас статической флюгер-
ной устойчивости, так как и боковой фокус подвески располагается
впереди ее центра тяжести. На дозвуковых скоростях, где запас
флюгерной устойчивости самолета излишне большой, подвески
оказывают положительное влияние. На сверхзвуковых скоростях,
где запас флюгерной устойчивости постепенно падает до нуля,
100
наличие дестабилизирующих подвесок приводит к более раннему
наступлению флюгерной неустойчивости (рис. 2.31) и к новому
Рис. 2.31. Путевая устойчивость са-
молета:
а — без подвесок; б — с подвесным баком
Рис. 2.32. Дивер-
генция из-за недо-
статочной жестко-
сти бака или узла
его подвески
ограничению максимальной скорости по числу М. Например, са-
молет МиГ-21 без подвесок имеет достаточный запас флюгерной
устойчивости до М = 2,05, а с подвесным баком только до М=1,6.
Недостаточная жесткость крепления
подвески, люфт в замке крепления или	j ,
малая жесткость самой подвески могут
привести на больших приборных скоро-	<
стях к явлению дивергенции подвески, <===:ДИ^хд't+++ "Т' 7
когда ее носовая часть заворачивается - Яу
потоком воздуха несколько в сторону Znoge
(на рис. 2.32 это явление преувеличено),
что приводит к нарушению симметрии
и путевого равновесия самолета, к тен-
денции самолета лететь со скольже-
нием. Особенно это заметно на боль-
Рис. 2.33. Влияние подвески
на поперечную устойчивость
самолета
ших числах М, когда понижается флюгерная устойчивость само-
лета.
На поперечную устойчивость самолета подвески влияют двоя-
ким образом. На рис. 2.33 изображен самолет, летящий от нас
со скольжением на правое крыло. Под правым крылом создается
более высокое давление, чем обычно (без подвески), так как под-
веска притормаживает поток, перетекающий под фюзеляжем спра-
ва налево. За счет дополнительного увеличения подъемной силы
на правом полукрыле самолет будет при скольжении крениться
влево энергичнее, чем обычно, что говорит о том, что поперечная
101
устойчивость самолета за счет этого фактора (называемого «вы-
сокопланным эффектом») повышается.
Но в то же время на самой подвеске при скольжении появ-
ляется боковая аэродинамическая сила 2Подв, которая стремится
накренить самолет вправо (в данном примере), т. е. за счет этого
фактора поперечная устойчивость уменьшается. Суммарный эф-
фект зависит от конкретной компоновки самолета и подвесок, от
угла атаки и числа М.
Несимметричное расположение подвесок приводит к наруше-
нию путевого равновесия самолета (вследствие несимметрии ло-
бового сопротивления) и поперечного равновесия (вследствие ве-
Рис. 2.34, Смещение центра давления
при перестановке КИС
совой несимметрии и наруше-
ния путевого равновесия). Рав-
новесие восстанавливается со-
ответствующим отклонением
элеронов и руля направления.
Следует отметить, что на
сверхзвуковых скоростях лобо-
вое сопротивление каждой под-
вески сильно возрастает, и их
несимметричное расположение
приводит к более значитель-
ному нарушению путевого рав-
новесия, тем более что одно-
временно уменьшаются устой-
чивость самолета и эффектив-
ность руля направления. В этом
случае, восстанавливая путевое и поперечное равновесие, прихо-
дится лететь с большим остаточным скольжением, парируя креня-
щий аэродинамический момент дополнительным отклонением эле-
ронов.
9. Особенности устойчивости самолета с крылом изменяемой в
полете стреловидности (самолета с КИС). На самолете с КИС ос-
новные затруднения связаны с обеспечением продольного равно-
весия и балансировки при изменении положения подвижных кон-
солей крыла. При перестановке консолей назад в положение мак-
симальной стреловидности центр давления крыла также смещает-
ся назад на значительную величину, что приводит к появлению
мощного пикирующего момента, который без специальных меро-
приятий невозможно было бы парировать даже полным отклоне-
нием ручки на себя.
При перестановке консолей на максимальную стреловидность
центр давления (ц.д.) смещается назад по следующим причинам:
—	смещается назад геометрический центр площади крыла, что
приводит к соответствующему смещению ц.д. (рис. 2.34);
—	при малой стреловидности подъемная сила распределяется
вдоль размаха таким образом, что середина крыла нагружена
больше, чем его концы, при большой стреловидности, наоборот,
концы крыла нагружены больше, чем его середина (рис. 2.15);
102
Следовательно, при перестановке консолей на увеличение стрело-
видности ц.д. смещается назад еще больше;
— при увеличении стреловидности крыла его несущая способ-
ность с* уменьшается; следовательно, увеличивается относитель-
ная доля горизонтального оперения в создании общей подъемной
силы самолета, что также приводит к дополнительному смеще-
нию ц.д. назад (здесь не имеются в виду самолеты типа «утка»).
Но предположим, что каким-то образом нам удалось сбалан-
сировать такой самолет, т. е. парировать пикирующий момент. Но
ведь вместе с центром давления смещается назад и аэродинами
ческий фокус. Запас центровки
н устойчивость по перегрузке до-
стигают чрезмерных величин, и
никаких рулей может не хва-
тить для заметного изменения
угла атаки и перегрузки, т. е. ма-
невренные возможности самолета
окажутся весьма ограниченными.
Таким образом, все преимущест-
ва самолета с КИС (малая дли-
на разбега и пробега, большая
дальность и продолжительность
полета и т. д.) с лихвой пере-
кроются его недостатками. По-
этому такие самолеты и не нахо-
Ч-Т- _j i—
ЦДч
Рис. 2.35. к объяснению работы «на-
плыва»
дили широкого применения до тех
пор, пока не были найдены эффективные методы, обеспечивающие
нормальную балансировку, устойчивость и управляемость при лю-
бом положении подвижных консолей крыла.
Для предотвращения чрезмерного смещения назад центра дав-
ления (и фокуса) при перестановке консолей на максимальную
Стреловидность могут применяться следующие методы:
—	передвижение всего крыла вперед по специальным рельсам;
этот метод пытались использовать американские конструкторы еще
в 50-х годах (самолеты Х-5, ХФ-10ф и др.), но ничего не получи-
лось из-за громоздкости и ненадежности механизмов передвиже-
ния и поворота крыла;
—	размещение на тяжелых самолетах в крыле максимального
количества грузов; при перемещении консолей на увеличение стре-
ловидности центр тяжести будет смещаться назад вслед за цент-
ром давления (правда, в меньшей степени), что будет несколько
уменьшать чрезмерный запас центровки;
—	установка неподвижного центроплана большой стреловид-
ности, называемого наплывом (рис. 2.35); в настоящее время
этот метод считается наиболее эффективным.
При малой стреловидности консолей относительная доля на-
плыва в создании общей подъемной силы незначительна. При
перестановке консолей в положение максимальной стреловидно-
сти эффективность наплыва сравнивается с эффективностью
103
основного крыла, т. е. его относительная доля в создании общей
подъемной силы возрастает, что приводит к значительному сме-
щению центра давления и аэродинамического фокуса вперед и к
почти полной компенсации смещения этих точек назад по рас-
смотренным ранее причинам.
При достаточно большой относительной площади наплыва
можно добиться такого положения, что при перемещении консо-
лей на максимальную стреловидность (75—80°) центр давления
и фокус возвратятся на прежнее нормальное место (рис. 2.36).
Итак, наплыв удовлетво-
Рис. 2.36. Изменение запаса центровки при
перестановке КИС:
/ — крыло без «наплыва», 2 — крыло с «наплы-
вом»; 2 —граница, за которой не обеспечивается
продольная балансировка
рительно решает вопросы
балансировки и запаса цен-
тровки самолета с КИС, но
он может приводить к преж-
девременному местному сры-
ву потока с крыла при уста-
новке консолей на минималь-
ную стреловидность, так как
в этом случае поток, про-
текающий снизу — вверх че-
рез переднюю кромку на-
плыва, приводит к увели-
чению местного угла атаки
в сечениях консолей, примы-
кающих к наплыву,
При перестановке консо-
лей очень сильно изменяют-
ся характеристики попереч-
ной устойчивости и управляемости. При максимальной стрело-
видности поперечная статическая устойчивость чрезмерно боль-
шая (самолет энергично реагирует накренением на скольже-
ние), а поперечная управляемость слабая вследствие ма-
лого плеча и косого обдува элеронов. Для улучшения попереч-
ной управляемости вместо элеронов (или дополнительно к ним)
применяют другие устройства: интерцепторы на крыле, дифферен-
циальное отклонение половинок стабилизатора и др.
Проблемы возникают и в связи с концевым срывом потока и
возможностью подхвата самолета на больших углах атаки при
установке консолей на большую стреловидность. Обычные аэроди-
намические перегородки по конструктивным причинам применить
нельзя, и приходится изыскивать другие методы для ликвидации
подхвата.
Однако все эти трудности и проблемы преодолены, и самолеты
с КИС успешно осваиваются.
10. Влияние нежесткости конструкции самолета. Современные
самолеты могут летать на таких скоростях, при которых величина
скоростного напора доходит до 7000—10000 кгс/м2. Наряду с
этим крыло и оперение современного самолета стали тонкими и
часто стреловидными, фюзеляж также стал тоньше и длиннее.
104

Все эти факторы способствуют увеличению деформаций конструк-
ции, сопровождаемых соответствующим изменением характеристик
устойчивости и управляемости самолета. Рассмотрим наиболее
характерные деформации самолета в полете.
А. Реверс элеронов. Снижение эффективности элеронов на уп-
ругом (нежестком) крыле происходит вследствие кручения пря-
мого крыла и вследствие кручения и изгиба стреловидного крыла.
Изгиб прямого крыла на
эффективность элеронов не
влияет.
Рассмотрим сечение кры-
ла в районе элерона
(рис. 2.37). При отклонении
элерона, например вниз, про-
исходит приращение подъ-
емной силы, которое обозна-
чим +ДУЭ. Естественно, что
эта аэродинамическая сила
пропорциональна скоростно-
му напору и углу отклоне-
ния элерона:
дкэ=^-ф-з9,
*3
Рис. 2.37. Уменьшение управляющего воз-
действия элерона вследствие кручения
крыла


где для простоты влияние всех остальных факторов обозначено ус-
ловным коэффициентом k^.
Но так как сила ДУЭ приложена позади центра жесткости (цен-
тра кручения), то крыло закручивается в сторону уменьшения
угла атаки на величину —Да, которая пропорциональна закручи-
вающей силе:
_Да= 4-ДГэ = А.^-89,
где условным коэффициентом ^2 обозначено влияние прочих фак-
торов (плеча силы ДУЭ до центра жесткости, расстояния отсечения
крыла до борта фюзеляжа, жесткости крыла на кручение и др.).
Но при уменьшении угла атаки на величину —Да произойдет
пропорциональное уменьшение подъемной силы крыла на вели-
чину
a az и рУ3 л	а Р^3	* Мз р2^4 5
где условным коэффициентом k$ отражена вся аэродинамика
крыла и влияние других факторов.
Итак, при отклонении элерона появляется полезная управляю-
щая сила +ЛУэ, пропорциональная квадрату скорости. Но из-за
кручения крыла появляется и вредная для управления сила
—ДУкр, пропорциональная скорости в четвертой степени. Поэтому
вторая сила при какой-то скорости (величина которой зависит
105
от жесткости крыла) всегда превзойдет по величине первую силу
и эффективность элеронов станет равной нулю. На еще большей
скорости элероны будут действовать в обратную сторону, напри-
мер при отклонении ручки вправо самолет будет крениться влево.
В приведенных выше рассуждениях для простоты принято, что
плечи сил АУЭ и ДУКр относительно продольной оси самолета оди-
наковы.
Критической скоростью реверса элеренов называется скорость,
при которой управляющий момент М.х от отклоненного элерона
полностью уравновешивается противоположным моментом
появляющимся при изменении подъемной силы за счет упругой
деформации крыла. Используя полученные выше соотношения,
найдем эту скорость (с допущением равенства плеч двух сил).
Условие реверса ДУэ + ДУкр = 0, откуда
ь Р^2 5  	Р2^4 §  л и IZ  1/*
2 Э	k2 4 6э —и и Ир— у	.
Последнее и будет являться критической скоростью реверса. Ин-
дикаторная критическая скорость реверса
Vt =	=4 1/ф.
Т Г р0^з	г k3
Итак, в первом приближении критическая индикаторная ско-
рость реверса элеронов не зависит от высоты полета; она умень-
шается при уменьшении жесткости крыла на кручение (&2) и не-
которым образом зависит от аэродинамики крыла (&3). При М>1
критическая индикаторная скорость реверса уменьшается вслед-
ствие смещения центра давления крыла назад и уменьшения от-
носительной эффективности элеронов. Например, если у земли ре-
верс наступает при = 1000км/ч (V= 1000 км/ч, М = 0,81), то на
высоте 10 км он может наступить уже при I/Zp=900 км/ч (V=
= 1550 км/ч, М=1,43).
Этот вывод в основном справедлив и для других видов дефор.-
маций самолета, которые также примерно пропорциональны ско-
ростному напору, обратно пропорциональны жесткости конструк-
ции и увеличиваются при М>1.
Изгиб стреловидного крыла способствует реверсу элеронов,
т. е. критическая скорость реверса для такого крыла меньше, чем
для прямого, при прочих равных условиях.
Рассмотрим стреловидное крыло, абсолютно жесткое на кру-
чение, но подверженное некоторому изгибу. При отклонении эле-
рона вниз появляется приращение подъемной силы, которое при-
водит к изгибу данного полукрыла вверх (рис. 2.38). Обратите
внимание на то, что на рисунке изображен чистый изгиб при пол-
ном отсутствии кручения, хотя, на первый взгляд, крыло кажется
закрученным. Действительно, если посмотреть вдоль оси крыла
О — О', то мы видим, что точка А находится на одной высоте с
точкой А', точка В — на одной высоте с точкой В' (но выше пре-
106
дыдущих двух точек). Таким образом, хорды АА', ВВ' (и другие)
за счет изгиба постепенно поднимаются вверх, но относительно
оси крыла О — О' не закруййййЮтСя, т. е. остаются параллель-
ными друг другу. Если бы это было прямое крыло и поток набе-
гал на него по линиям АА', ВВ', то угол атаки в любом сечении
оставался бы неизменным. Но на стреловидном крыле поток на-
бегает вдоль линии АВ', следовательно, профиль АВ' по отноше-
нию к потоку работает уже на меньшем угле атаки, чем профили
у борта фюзеляжа (точка А ниже точки В'). Чем дальше от
фюзеляжа, тем местные углы атаки профилей относительно по-
тока будут меньше.
Рис. 2.38. Уменьшение угла атаки сечения А-В'
при чистом изгибе стреловидного крыла
Итак, при отклонении элерона вниз стреловидное полукрыло
отгибается вверх, что приводит к уменьшению угла атаки на конце
этого полукрыла и к соответствующему падению подъемной силы,
в результате чего управляющее воздействие элерона уменьшается
и может наступить чисто изгибный реверс. Совместное влияние
изгиба и кручения приводит к заметному снижению эффективно-
сти элеронов на больших приборных скоростях, и в некоторых
случаях по этой причине вводятся соответствующие ограничения
максимальной скорости самолета.
Для определенности рассуждений рассматривалось полукрыло
с опущенным элероном, эффективность поднятого элерона умень-
шается при кручении и изгибе крыла совершенно аналогичным об-
разом.
К мероприятиям, повышающим критическую скорость реверса
элеронов и увеличивающим поперечную управляемость самолета
на больших приборных скоростях, относятся:
— увеличение жесткости крыла на кручение и изгиб путем
применения малого удлинения и малой стреловидности (если это
допустимо, исходя из других требований), а также использова-
нием в конструкции крыла многослойных панелей с Заполнителем;
107
— расположение элеронов не на концах гибкого крыла, а
ближе к фюзеляжу, где жесткость на кручении и изгиб макси-
мальная; при этом уменьшение плеча элеронов относительно про-
дольной оси самолета полностью перекрывается снижением вред-
ных деформаций; иногда применяют две секции элеронов, одна из
которых размещается на концах крыла (эффективна на малых
скоростях из-за большого плеча), а другая — ближе к фюзеляжу
(эффективна на больших скоростях из-за малых деформаций);
Рис. 2.39. Изменение запаса центровки по
числу М при жестком (сплошная линия)
и гибком (пунктир) крыльях
— применение так назы-
ваемых интерцепторов, т. е.
отклоняемых в поток пла-
стин, напоминающих по фор-
ме и принципу действия
очень узкие щитки; интер-
цепторы чаще располагают-
ся на верхней поверхности
крыла (перед элеронами) и
при отклонении вызывают
падение подъемной силы на
данном полукрыле; обычно
интерцепторы применяются
параллельно с элеронами и
выходят в поток только
после отклонения элеронов более чем на полхода (чтобы не увели-
чить сопротивление при малых отклонениях элеронов);
—	дифференциальное отклонение половинок управляемого
стабилизатора;
—	дифференциальное отклонение взлетно-посадочных закрыл-
ков на малый угол; в этом случае силовой привод и прочность
закрылков должны быть рассчитаны на большой скоростной на-
пор.
Б. Кручение и изгиб крыла при создании перегрузки. При уве-
личении перегрузки концы крыла отгибаются вверх. Если крыло
стреловидное, то такой изгиб приводит к уменьшению углов атаки
на концах крыла (рис. 2.38) и к падению подъемной силы в этом
месте (на двух полукрыльях). Так как концы крыла находятся
позади центра тяжести, то появляется непроизвольное кабрирова-
ние, т. е. неустойчивость по перегрузке и подхват. В отличие от
аэродинамического подхвата, рассмотренного ранее (концевой
срыв потока на больших углах атаки, «ложка» на моментной
диаграмме и т. д.), деформационный подхват в аэродинамической
трубе при продувке модели не улавливается и проявляется только
в полете при создании перегрузки на больших приборных скоро*
стях у земли (при М<1). На рис. 2.39 приведен пример зависи-
мости запаса центровки от числа М и перегрузки на жестком и
гибком крыльях. На жестком крыле при переходе через скорость
звука фокус, как известно, сдвигается назад, и запас центровки
увеличивается. На гибком крыле имеет место то же явление, но
дополнительно фокус смещается вперед при создании перегрузки
108
(за счет отгиба концов крыла); причем это смещение тем больше,
чем больше скоростной напор и перегрузка.
Наименьший запас центровки, как видно из рисунка, полу-
чается на околозвуковой скорости. При недостаточной жесткости
крыла кривая может опуститься ниже горизонтальной оси, что бу-
дет указывать на отрицательный запас центровки, неустойчивость
по перегрузке и возможность подхвата. Но, как видим, на сверх-
звуковых скоростях изгиб стреловидного крыла может оказывать
и положительное влияние, так как он приводит к уменьшению
излишне большого запаса центровки и к некоторому улучшению
маневренных свойств самолета. Однако такой способ улучшения
маневренности специально не предусматривается.
Увеличение перегрузки при маневре приводит не только к из-
гибу крыла, но и к его закручиванию, так как линия фокусов в
общем случае не совпадает с осью жесткости крыла. На докри-
тических числах М фокусы располагаются ближе к носку крыла,
обычно впереди оси жесткости, и увеличение перегрузки (прира-
щение подъемной силы в фокусе) приводит к закручиванию кон-
цов крыла на увеличение местного угла атаки, что дает благо-
приятный эффект на стреловидном крыле (парируется уменьше-
ние угла атаки от изгиба).
На сверхзвуковых скоростях линия местных фокусов отодви-
гается назад, обычно за ось жесткости, и увеличение перегрузки
приводит к закручиванию концов крыла на уменьшение местных
углов атаки, что складывается с уменьшением угла атаки от
изгиба. Запас центровки и устойчивость по перегрузке при этом
значительно уменьшаются. Эффект тут может быть или положи-
тельным (если перед созданием перегрузки запас центровки был
очень большим), или отрицательным (если запас центровки был
не очень большим).
Заметим, что все изложенное выше относится к стреловидному
крылу сравнительно большого удлинения. Если на самолете уста-
новлено треугольное крыло малого удлинения, то на таком крыле
деформации кручения и изгиба незначительны даже при больших
перегрузках и явления реверса элеронов или деформационного
подхвата не возникают. Критическая скорость реверса для тре-
угольного крыла также существует, но она значительно больше
максимально допустимой скорости, ограниченной другими причи-
нами.
Деформация киля и стабилизатора. Деформация киля при от-
клонении руля направления напоминает деформацию крыла при
отклонении элерона: киль изгибается и закручивается таким об-
разом, что эффект отклонения руля направления при увеличении
скоростного напора свыше некоторого предела может упасть до
нуля. Но критическая скорость реверса руля направления обычно
больше критической скорости реверса элеронов и не является
причиной каких-либо ограничений режимов полета.
Деформация стабилизатора при его отклонении напоминает
деформацию крыла при создании перегрузки: изгиб приводит к
109
уменьшению управляющего воздействия, а закручивание в зави-
симости от числа М может действовать в сторону увеличения или
уменьшения управляющего воздействия отклоненного стабилиза-
тора.
Деформация фюзеляжа. На характеристики устойчивости и уп-
равляемости самолета влияет главным образом изгиб фюзеляжа
в вертикальной плоскости при отклонении руля высоты (стабили-
затора) или при изменении угла атаки и перегрузки. При откло-
нении управляемого стабилизатора, например, вниз (рис. 2.40) на
нем появляется сила УСт, дающая относительно центра тяжести
самолета управляющий мо-
Устаб мент —Мг. Но эта же сила
приводит к изгибу фюзеля-
жа вверх, что вызовет умень-
шение угла атаки стабили-
затора, уменьшение силы УСт
и управляющего момента.
Таким образом, деформа-
ция изгиба фюзеляжа (если
рассматривать ее изолиро-
ванно от других деформа-
ций) приводит к уменьше-
Рис. 2.40. Уменьшение управляющего воз-
действия стабилизатора вследствие изгиба
фюзеляжа
нию управляемости само-
лета. Это явление также проявляется только при больших скоро-
стных напорах.
Аналогичную картину изгиба фюзеляжа можно наблюдать и
при увеличении угла атаки всего самолета при неподвижном ста-
билизаторе (например, в результате вертикального порыва ветра):
фюзеляж изгибается вверх, угол атаки стабилизатора уменьшает-
ся, фокус сдвигается вперед, а это приводит к уменьшению запаса
центровки и устойчивости по перегрузке.
Деформации фюзеляжа при скольжении самолета или при от-
клонении руля направления соответственно уменьшают путевую
устойчивость и управляемость.
Заметим, однако, что на большинстве истребителей деформа-
ции фюзеляжа на характеристики устойчивости и управляемости
влияют мало.
Деформации проводки управления всегда приводят к уменьше-
нию отклонения рулей, т. е. к уменьшению управляемости само-
лета. Эти деформации могут быть весьма большими, так как со-
временные самолеты имеют значительные размеры, а усилия, по-
требные для отклонения рулей, достигают на больших скоростях
нескольких тонн.
К основным мероприятиям, направленным на ослабление или
полную ликвидацию указанного неблагоприятного явления, отно-
сятся:
— уменьшение длины силовых тяг, т. е. максимальное прибли-
жение бустеров к рулям, например, на французском истребителе
110
«Мираж-ША» бустеры присоединены непосредственно к качалкам
рулей без всяких промежуточных тяг;
—	замена несиловых тяг до бустеров электропроводкой (элект^
роуправление золотниками бустеров), так как эти тяги могут не-
произвольно перемещаться под влиянием деформаций крыла и
фюзеляжа;
—	замена несиловых тяг вращающимися валами, так как де-
формации самолета на угол поворота этих валов не влияют;
—	полный переход на электроуправление рулями.
В заключение заметим, что вопросы аэроупругости для совре-
менных самолетов приобретают решающее значение, не меньшее,
чем вопросы классической аэродинамики. Иногда в интересах
обеспечения достаточной жесткости конструкции приходится отка-
зываться от более выгодных аэродинамических форм самолета
(например, от тонкого стреловидного крыла большого удлинения)
или от более экономичных конструктивных решений.
Летчик должен знать особенности устойчивости и управляемо-
сти своего самолета, вызываемые его упругими деформациями.
11. Влияние взаимодействия продольного и бокового движе-
ний самолета. На старых дозвуковых самолетах вследствие осо-
бенностей их аэродинамической и весовой компоновки между
продольным и боковым движениями существовала довольно сла-
бая связь, и поэтому эти движения в большинстве случаев можно
было рассматривать изолированно друг от друга. На современных
самолетах раздельно рассматривать эти два движения можно
только условно, а некоторые явления в полете прямо связаны со
взаимодействием бокового и продольного движений.
Рассмотрим виды взаимодействия.
Аэродинамическое взаимодействие — это зависимость продоль-
ных сил и моментов от параметров бокового движения и, наобо-
рот, зависимость боковых сил и моментов от параметров про-
дольного движения. Например, производная, характеризующая по-
перечную статическую устойчивость п$х, у самолета со стреловид-
ным или треугольным крылом зависит от угла атаки а, являю-
щегося параметром продольного движения; производная, характе-
ризующая путевую статическую устойчивость т?, также зависит
от а; отклонение управляемого стабилизатора (относится к про-
дольному движению) приводит при наличии скольжения к появ-
лению дополнительного кренящего момента (относится к боковому
движению), так как половинки стреловидного стабилизатора соз-
дают при скольжении неодинаковую подъемную силу.
Можно привести и другие примеры аэродинамического взаимо-
действия между параметрами бокового и продольного движения
самолета.
Кинематическое взаимодействие — это чисто геометрическое
явление, заключающееся в изменении тех или иных углов, харак-
теризующих положение самолета при его вращении относительно
своих осей. Наиболее характерным примером кинематического
111
взаимодействия является изменение углов атаки и скольжения при
быстром вращении вокруг оси, близкой к продольной оси само-
лета. При быстром накренении самолета его продольная ось
стремится сохранить свое положение в пространстве, так как мо-
менты инерции Jy и Jz велики, а момент инерции Jx сравнительно
мал. Вращение вокруг продольной оси, не совпадающей с векто-
ром скорости, приводит к периодическому изменению углов
атаки (относится к продольному движению) и скольжению (отно-
сится к боковому движению), что видно из рис. 2.41. Измене-
Рис. 2.41. Изменение углов атаки и скольжения, а также поперечного мо-
мента при вращении самолета вокруг продольной оси
ние а и р приводит к соответствующему изменению продольных,
путевых и поперечных моментов. В результате при неизмененном
положении элеронов скорость накренения самолета может не-
ожиданно для летчика или замедляться, или возрастать.
Пример. Летчик энергично отклонил ручку вправо; самолет
быстро кренится вправо вокруг своей продольной оси, не совпа-
дающей с вектором скорости; при увеличении крена появляется
скольжение +р (на правое крыло), которое при +а приводит к
появлению тормозящего поперечного момента —Мх (влево), и
летчик невольно увеличивает отклонение ручки вправо для под-
держания скорости накренения; но по достижении крена 90° са-
молет переходит на отрицательные углы атаки, а сочетание + 0
и —а дает поперечный момент +МХ (вправо), что приведет к не-
ожиданному и резкому увеличению скорости вращения (скорости
накренения) после прохода крена 90°.
Если перед отклонением элеронов самолет уже имел предва-
рительное скольжение (например, левая педаль вперед, а затем
ручка вправо), то резкое возрастание скорости накренения проис-
ходит после прохода крена y^arctg-—, так как уже при таком
112
крене самолет переходит с положительных углов атаки на отри-
цательные (эти вопросы удобнее разбирать с моделью самолета в
руках). Например, при 0 = а переход на отрицательные углы атаки
произойдет при крене у s 45°.
Инерционное взаимодействие заключается в появлении инер-
ционных моментов относительно некоторых осей при вращении
самолета вокруг других осей. Наиболее характерным случаем яв-
ляется вращение вокруг некоторой оси, расположенной между
продольной осью самолета и вектором скорости (рис. 2.42). При
таком вращении массы хвостовой и носовой частей фюзеляжа
описывают окружности, что приводит к появлению центробежных
Рис. 2.42. Появление дестабилизирующих инерционных моментов при быстром
вращении вокруг оси, не совпадающей с продольной осью самолета
сил ГЦб, которые, как это видно из рисунка, дают дестабилизи-
рующие инерционные моменты и Муин, стремящиеся увели-
чить углы атаки и скольжения.
Инерционным моментам противостоят аэродинамические мо-
менты продольной и флюгерной устойчивости самолета, препят-
ствующие увеличению а и 0. Но так как центробежные силы и
инерционные моменты пропорциональны квадрату скорости вра-
щения, то при увеличении <о инерционные моменты возрастают
довольно быстро и могут стать больше стабилизирующих аэроди-
намических моментов.
В последнем случае самолет теряет продольную или путевую
устойчивость и резко выходит на большие углы атаки и скольже-
ния, при которых наступает авторотация (самовращение) с еще
более энергичным увеличением ш, а и ]3. Заметим, что при наличии
скольжения крыло, особенно стреловидное, может авторотировать
и на докритических углах атаки.
Скорость вращения <о, при которой дестабилизирующие мо-
менты становятся больше стабилизирующих аэродинамических
моментов и самолет теряет устойчивость по углу атаки или по
углу скольжения, называется критической скоростью вращения.
Продольная устойчивость по углу атаки исчезает при
ИЗ
а путевая устойчивость по углу скольжения исчезает при
У старых самолетов ввиду большого размаха крыла моменты
инерции относительно всех трех осей были примерно равны, т. е.
Jx^Jy^Jzi или Jy — и Jz~ Jx^0. Поэтому критические
скорости вращения были очень большими и в полете не дости-
гались.
У некоторых современных самолетов (чаще у истребителей)
крыло имеет малый вес и размах, и вся масса сосредоточена в
фюзеляже (МиГ-21, F-104 и др.); поэтому у них момент инер-
ции Jx значительно меньше двух других, т. е. Jy^>Jx и JZ^JX.
В результате величина wKp стала небольшой и практически дости-
жимой в полете (для МиГ-21 несколько больше 90° в секунду, для
F-1O4 и «Фантома» около 60—70° в секунду).
Как это видно из приведенных формул, величина критической
скорости вращения зависит также от степени продольной и путе-
вой устойчивости самолета (от ЛГ“ и 7И^. Так как стабилизирую-
щие аэродинамические моменты пропорциональны скоростному
напору, то при увеличении скорости полета wKp имеет тенденцию к
росту. При переходе на сверхзвук — ^“дополнительно увеличи-
вается за счет смещения фокуса назад и увеличения запаса
центровки; соответственно увеличивается и <«кр а. Наоборот, — М?
на сверхзвуке постепенно падает до нуля (рис. 2.24); соответст-
венно уменьшается и <окр
На рис. 2.43 показана примерная зависимость <«кр а и <окр ^от
числа М. Там же нанесена кривая	— зависимость от М
максимальной скорости вращения, достижимой в полете при пол-
ном отклонении элеронов. Видно, что с помощью элеронов летчик
может довести самолет до критической скорости вращения только
в определенном диапазоне чисел М (заштриховано). Причем на
М<1 самолет теряет устойчивость прежде всего по углу атаки, а
на М>1 —по углу скольжения.
Потерю устойчивости при большой скорости вращения очень
наглядно можно показать на небольшой модели самолета с при-
вязанной к хвосту резинкой или веревочкой (рис. 2.44). Если ре-
зинку закрутить слабо, а затем отпустить модель и дать ей воз-
можность вращаться, то модель вращается вертикально, как бы
сохраняя исходные углы атаки и скольжения. Если же резинку за-
крутить посильнее, то вращающаяся модель вдруг принимает
почти горизонтальное положение, т. е. как бы теряет устойчивость
по а и р.
Инерционное взаимодействие между продольным и боковым
114
движениями (взаимодействие между сох, а и р) в сочетании с дру-
гими факторами может привести к так называемому инерцион-
ному вращению самолета.
Рис. 2.44. Имитация потери
устойчивости при быстром вра-
щении модели самолета
§ 4.	ОСОБЫЕ СЛУЧАИ УСТОЙЧИВОСТИ
И УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА
1.	Полет на больших углах атаки. Чаще всего выход самолета
на большие углы атаки происходит при потере скорости. Самолет
может потерять скорость при падении тяги (например, при пол-
ном или частичном отказе двигателей установки) и одновремен-
ном стремлении летчика выдерживать прежний угол тангажа, при
наборе высоты с излишне большим углом 0, в процессе маневри-
рования с перегрузками больше предельных по тяге и в других
случаях.
При увеличении угла атаки самолет обычно сначала выходит
на режим тряски, затем на режим покачивания с крыла на крыло
и, наконец, на режим сваливания, который имеет место на угле
атаки, близком к критическому.
Особенно опасен выход на угол атаки сваливания в процессе
маневрирования с большой перегрузкой, так как сваливание в
этом случае происходит более резко, чем с режима горизонталь-
ного полета. Например, если в горизонтальном полете самолет
выходит на критический угол атаки при скорости 230 км/ч, то
при маневре с перегрузкой пу=4 выход на этот же угол атаки
произойдет примерно при скорости 460 км/ч, но сваливание здесь
будет происходить гораздо энергичнее, так как силы и моменты,
действующие на самолет, пропорциональны квадрату скорости.
Вероятность выхода на большие углы атаки увеличивается с
ростом высоты полета. При падении плотности воздуха для под-
115
держания подъемной силы приходится увеличивать угол атаки,
Вследствие этого уменьшается запас по углу атаки и по су до
опасных режимов тряски или сваливания.
Были случаи выхода на большие углы атаки при полете
вблизи потолка в нестандартной атмосфере. Процесс здесь раз-
вивается примерно следующим образом. Предположим, что при
полете на большой высоте самолет входит в область с повышен-
ной температурой воздуха. Увеличение температуры приводит к
падению тяги двигателя и к соответствующему уменьшению рав-
новесной высоты полета. Если тенденцию самолета к снижению
летчик начнет парировать взятием ручки на себя, что является
грубейшей ошибкой в технике пилотирования, то самолет будет
медленно терять скорость и приближаться к углу атаки свалива-
ния. При правильном пилотировании летчик должен прежде
всего выдерживать ручкой заданную скорость (если РУД уже на
упоре), а самолет при этом будет сам выбирать равновесную
высоту, поднимаясь по мере выгорания топлива или опускаясь
при увеличении температуры окружающего воздуха. Если тре-
буется выдерживать заданный эшелон по высоте и имеется запас
тяги (запас хода РУД), то скорость выдерживается движениями
РУД, а высота — ручкой.
На большие углы атаки самолет может выйти и при действии
сильного вертикального порыва ветра, причем включенный авто-
пилот усугубляет положение, так как мешает самолету опустить
нос навстречу порыву, что замедляет уменьшение угла атаки. Та-
ким образом, при сильной турбулентности атмосферы безопаснее
летать с выключенным автопилотом, позволяя самолету быстрее
уменьшать приращение угла атаки при порывах и даже помогая
ему в этом ручкой. При слабой и средней турбулентности без-
опаснее лететь с включенным автопилотом, что предотвращает воз-
можную продольную раскачку самолета при совпадении частоты
отдельных порывов ветра с частотой собственных продольных ко-
лебаний самолета.
Особенно неприятен выход на большие углы атаки вследствие
подхвата, так как это случается обычно неожиданно для
летчика.
Обычно подхватом самолета называется самопроизвольное
увеличение нормальной перегрузки вследствие потери самолетом
продольной устойчивости. Однако это явление можно трактовать
несколько шире. Самопроизвольное увеличение (или уменьшение)
нормальной перегрузки может произойти еще до потери самоле-
том продольной устойчивости (имеется в виду тот случай, когда
небольшое отклонение ручки на себя (от себя), неожиданное для
летчика, приводит к резкому увеличению (уменьшению) пере-
грузки, т. е. перегрузка здесь изменяется тоже как бы самопро-
извольно— вопреки желанию летчика).
В отличие от частного случая подхвата все случаи неожидан-
ного или нежелательного изменения перегрузки объединим тер-
мином «заброс перегрузки (утла атаки)»,
116
Заброс угла атаки и перегрузки возможен при уменьшении
устойчивости по перегрузке и увеличении эффективности руля вы-
соты (управляемого стабилизатора).
Уменьшение устойчивости по перегрузке (умень-
шение запаса центровки) может произойти только при смещении
центра тяжести самолета назад или аэродинамического фокуса
вперед.
Центр тяжести самолета может сместиться назад вследствие
нарушения правил заправки самолета топливом (в задние баки
заправлено больше) или правил размещения грузов и подвесок,
вследствие неправильной работы системы выработки топлива (из
передних баков топливо вырабатывается быстрее) или наруше-
ния порядка сброса подвесок. Но опасное уменьшение запаса
центровки может произойти и при нормальной работе всех систем
и соблюдении всех правил эксплуатации, если исходный запас
центровки данного самолета невелик. Пусть по техническим усло-
виям допускается разброс центровки на ± 1 % при заправке, на
±1% при выработке топлива, на ±1% при сбросе подвесов, на
± 1 % при перемещении топлива из-за изменения продольных пе-
регрузок и т. д. Обычно по теории вероятностей действие этих
многочисленных причин усредняется и центр тяжести остается на
месте. Но в полном соответствии с той же теорией вероятностей
иногда может случиться, что все причины сработают в одну сто-
рону и тогда центр тяжести сместится на величину, равную
сумме отдельных величин смещения. В результате в каком-то од-
ном полете на одном из самолетов без видимых причин вдруг слу-
чается заброс, причем при повторных полетах на этом же самолете
никаких признаков заброса обнаружить не удается. Чем меньше
нормальный запас центровки самолета, тем чаще можно ожидать
от него такого загадочного поведения. Обычно это случается при
нормальном запасе центровки 2—3%.
Смещение фокуса вперед, приводящее к уменьшению запаса
центровки, происходит при обратном переходе скорости звука в
режиме торможения самолета. Если торможение происходит в го-
ризонтальном полете, то при переходе через скорость звука лет-
чик должен немного отдать ручку от себя, что при плавном умень-
шении скорости не представляет никаких затруднений. Но если
торможение с переходом скорости звука происходит на энергич-
ном маневре с большой перегрузкой, то смещение фокуса вперед
приводит к быстрому и значительному изменению перегрузки,
если только летчик своевременно не отдаст ручку от себя. На-
пример, на одном самолете при обратном переходе скорости звука
в горизонтальном полете перегрузка при неподвижной ручке уве-
личивается от 1 до 1,8; на этом же самолете при обратном пере-
ходе скорости звука во время выполнения форсированного раз-
ворота перегрузка увеличивается от 4,5 до 8,1. О наличии такого
вида заброса (называемого еще скоростным подхватом) можно
судить по характерному изгибу балансировочной диаграммы
(рис. 2.6).
117
Смещение фокуса вперед может произойти и на дозвуковых
скоростях, если самолет со стреловидным крылом обладает
резко выраженным концевым срывом потока, о чем можно судить
по «ложке» на моментной диаграмме (рис. 2.2). Интенсивность
этого вида заброса (являющегося срывным подхватом) также за-
висит от режима полета. Чем на большей скорости и перегрузке
выводится самолет на угол атаки начала подхвата, тем энергич-
нее и интенсивнее увеличивается перегрузка при неподвижной
ручке управления.
Рис. 2.45. Возможные причины возникновения подхвата самолета и заброса угла
атаки и перегрузки
Увеличение эффективности управления проис-
ходит при обратном переходе скорости звука одновременно с
уменьшением запаса центровки. Особенно заметно возрастает
эффективность руля высоты, так как изменение давления при его
отклонении распространяется при М<1 уже на все горизонталь-
ное оперение.
Неожиданное увеличение эффективности продольного управ-
ления может произойти и при отказах автоматики, например при
перестановке АРУ на большое плечо на больших индикаторных
скоростях полета, что также может привести к забросу пере-
грузки при неосторожном отклонении ручки.
На рис. 2.45 наглядно представлены все наиболее характер-
ные причины заброса перегрузки в полете, некоторые причины
очевидны и в тексте не оговариваются.
118
Итак, выше были рассмотрены возможные причины выхода
самолета на большие углы атаки. Дальнейшее его поведение бу-
дет зависеть от места зарождения срыва потока и быстроты раз-
вития срыва вдоль хорды и размаха крыла.
Срыв потока зарождается, как правило, у задней кромки, т. е.
там, где пограничный слой наиболее толстый и менее устойчивый
и где обтекание профиля происходит при положительных гради-
ентах давления (струйки идут против нарастающего давления).
Такой срыв приводит к появлению пикирующего момента, что
является положительным фактором.
По размаху срыв может зарождаться в любом сечении крыла
в зависимости от его формы в плане, геометрической или аэроди-
намической крутки, наличия скольжения. У прямоугольного не-
стреловидного крыла срыв зарождается в центральных сечениях,
что весьма благоприятно с точки зрения безопасности пилотирова-
ния, так как кренящие моменты от несимметричности срыва полу-
чаются незначительными вследствие малости плеча.
На трапециевидном нестреловидном, стреловидном и тре-
угольном крыльях срыв зарождается в концевых сечениях, если
только не предусмотрены специальные меры против этого явле-
ния. Несимметричный концевой срыв сопровождается более силь-
ным изменением моментов крена и рыскаяия, а также, что наи-
более опасно, изменением момента тангажа в сторону кабриро-
вания (последнее относится к стреловидному крылу).
Кроме места зарождения большое влияние на поведение само-
лета оказывает скорость распространения срыва вдоль размаха
крыла. При быстром распространении несимметричного срыва
самолет резко валится на крыло, при медленном — опускает нос с
небольшим креном.
Выход на большие углы атаки и появление местных срывов
потока на крыле еще не означают, что самолет сразу свалится в
штопор. Характерной особенностью современных самолетов со стре-
ловидными и треугольными крыльями является сравнительно
медленное развитие срыва вдоль размаха, так как срыв, зародив-
шись в концевых сечениях, распространяется затем навстречу на-
бегающему потоку. При этом обычно возникает более или менее
сильная тряска самолета, как бы предупреждая летчика о выходе
на большие углы атаки.
При торможении самолета в прямолинейном полете такая пре-
дупредительная тряска обычно появляется на скорости, сущест-
венно большей скорости сваливания. При дальнейшем уменьше-
нии скорости в зависимости от компоновки самолета тряска мо-
жет усиливаться, не менять своей интенсивности или вовсе про-
падать. В процессе торможения заметно уменьшается эффектив-
ность элеронов, которая при приближении к скорости сваливания
может упасть практически до нуля. Эффективность же руля на-
правления и руля высоты при этом обычно сохраняется.
Рассмотрим поведение самолета при выходе на угол атаки
сваливания, близкий к критическому. Предположим, что в пря-
119
молинейном полете устойчивый по перегрузке самолет потерял
скорость и вышел на большие углы атаки и срыв потока произо-
шел сначала на левом полукрыле. При этом самолет начнет кре-
ниться влево и подъемная сила уже не будет уравновешивать вес,
вследствие чего начнется скольжение на опущенное полукрыло.
У поперечно устойчивого самолета появится поперечный момент
= препятствующий дальнейшему накренению и, кроме
того, при скольжении устраняется срыв потока на опускающемся
полукрыле и возникают благоприятные условия для срыва потока
на противоположном (затененном) полукрыле. Вследствие этого
самолет перестает крениться влево, устраняет крен и накреняется
затем вправо. После этого картина повторяется в противополож-
ном порядке.
Таким образом, у самолетов со стреловидным или треуголь-
ным крылом выход на большие углы атаки сопровождается тряс-
кой, а затем покачиванием с крыла на крыло, напоминающим па-
дение листа. Если при этом устойчивость по перегрузке сохра-
няется (отсутствуют концевой срыв и подхват), то самолет само-
стоятельно опускает нос и набирает скорость, т. е. при нейтраль-
ном положении рулей в штопор не входит.
Иначе ведет себя самолет, если срыв потока сопровождается
приростом кабрирующего момента. В этом случае при неподвиж-
ной ручке управления угол атаки будет энергично увеличиваться,
что приведет к более быстрому развитию срыва по всему полу-
крылу и к сваливанию в штопор.
При появлении покачивания с крыла на крыло летчик должен
прекратить выбирание ручки на себя, ограничиваясь той перегруз-
кой при маневре, которая получается на границе покачивания.
Пилотирование на режиме тряски на многих самолетах допускает-
ся и считается вполне нормальным, так как угол атаки начала
тряски иногда в 2—2,5 раза меньше критического. При свалива-
нии самолета на крыло ручку следует отпустить от себя до ней-
трального положения или за него при нейтральных педалях. Да-
вать ногу против начинающегося сваливания на современных са-
молетах в большинстве случаев не рекомендуется, так как может
произойти еще более энергичное сваливание в противоположную
сторону (т. е. в сторону отклоненной вперед педали) вследствие
чрезмерной поперечной устойчивости стреловидного и треуголь-
ного крыльев на больших углах атаки (сильной реакции креном
на скольжение).
Если сваливание предотвратить не удалось и самолет вошел
в штопор, то действовать в соответствии с правилами вывода из
штопора.
Конкретные особенности каждого самолета при сваливании и
штопоре и правила пилотирования при этом даны в соответствую-
щих документах.
2.	Штопор современного самолета. Рост скоростей и высот по-
лета, применение двигателей с большими быстро вращающимися
массами, особенности аэродинамической и конструктивной компо-
120
новки современных самолетов привели к резкому изменению их
свойств при полете на больших углах атаки и к изменению харак-
теристик штопора. Штопор современного самолета крайне нерав-
номерен, протекает с периодическими замедлениями и ускорения-
ми вращения, с рывками, с поднятием и опусканием носа, с пере-
кидыванием самолета в штопор противоположного направления
и т. д.
Эти особенности штопора требуют от летного состава не только
твердого знания правил пилотирования, определяемых Инструк-
цией, но также и понимания физического смысла явления. В
практике встречаются случаи, когда отдельные летчики из-за не-
достаточной теоретической подготовки и незнания характерных
особенностей штопора современных самолетов допускают грубые
ошибки в технике пилотирования. Они принимают поведение са-
молета на штопоре за аварийную ситуацию и в соответствии с
этим принимают неправильное решение.
Кратко напомним физическую сущность штопора. Штопором
называется неуправляемое движение самолета обычно по нисхо-
дящей траектории на закритических углах атаки при одновре-
менном сложном его вращении в пространстве. Штопор не явля-
ется фигурой пилотажа. Самолет срывается в него, как правило,
непроизвольно, в результате грубых ошибок летчика в технике
пилотирования.
Некоторые считают, что срыв в штопор может произойти
только при уменьшении приборной скорости ниже некоторой ми-
нимальной скорости горизонтального полета. Но это неправильно.
Основной предпосылкой к началу штопора является не потеря
скорости, а выход самолета на критический и закритический углы
атаки. А это может произойти почти на любой скорости, если лет-
чик перетянет ручку и создаст перегрузку
где V—скорость при маневрировании;
V'cBr.n — скорость сваливания в горизонтальном полете; здесь
принято, что су max const (мало зависит от скорости).
Например, если при горизонтальном полете самолет срывается в
штопор на скорости 250 км/ч, то при пу = 6 срыв произойдет уже на
скорости 610 км/ч (250-]/б = б10).
Наоборот, если углы атаки малы, то самолет не сорвется в
штопор и на скорости, меньшей скорости сваливания в горизон-
тальном полете. Например, если в верхней точке петли Нестерова
скорость упадет до 200 км/ч, то при отдаче ручки от себя и умень-
шении перегрузки до величины +0,2 -ь+0,4 никакого срыва не
произойдет; самолет просто опустит нос и перейдет в пикирова-
ние с набором скорости.
Рассмотрим вначале причины появления авторотации (само-
вращения) крыла, поскольку это является основой штопора. На
121
рис. 2.46 изображено крыло, вращающееся вокруг некоторой оси
(близкой к вектору скорости) в правую сторону. В любом случае
это приводит к увеличению угла атаки на правом полукрыле и к
его уменьшению на левом полукрыле, но в зависимости от исход-
ного угла атаки получается различный результат.
Рис. 2.46. Изменение углов атаки на полукрыльях
при накренении самолета
Предположим, что самолет вначале летел с углом атаки он,
который меньше критического (рис. 2.47), и под действием какой-
либо случайной причины начал крениться вправо. При этом угол
Рис. 2.47. Изменение подъемной силы
опускающегося и поднимающегося
полукрыльев на докритических и за-
критических углах атаки
атаки и подъемная сила на пра-
вом полукрыле увеличатся, на
левом уменьшатся и накренение
вправо прекратится.
Если же самолет летел с углом
атаки аг, который больше крити-
ческого, то при случайном накре-
нении вправо подъемная сила на
правом полукрыле упадет (хотя
угол атаки увеличится), а на ле-
вом возрастет (хотя угол атаки
станет меньше) и самолет будет
накреняться вправо все быстрее
и быстрее. Когда подъемные си-
лы на полукрыльях станут рав-
ными, установится постоянная уг-
ловая скорость соа, которая и
называется установившейся ско-
ростью авторотации. На докрити-
ческих углах атаки скорость авто-
ротации равна нулю; после про-
хода критического угла атаки скорость авторотации быстро воз-
растает и достигает максимума примерно при а = 404-50°; затем
она падает и достигает нуля при угле атаки, близком к 90°. На
рис. 2.48 показаны зависимость су(а) стреловидного крыла и уста-
новившаяся скорость его авторотации при отсутствии и при нали-
чии внешнего и внутреннего скольжения.
122
Скольжение оказывает большое влияние на скорость авторо-
тации, особенно у самолетов со стреловидным или треугольным
крылом. Внешнее скольжение на штопоре (вперед выдвинуто под-
нимающееся полукрыло) обычно способствует авторотации, уве-
личивая ее скорость. Внутреннее скольжение (вперед выдвинуто
опускающееся полукрыло) обычно замедляет авторотацию. Но у
cJf
самолета со стреловидным или
треугольным крылом в неко-
тором диапазоне закритиче-
ских углов атаки действие
скольжения может быть проти-
воположным. Выдвинутое впе-
ред полукрыло имеет относи-
тельно потока воздуха мень-
шую стреловидность и больший
коэффициент подъемной силы
на докритических углах атаки,
но при увеличении угла атаки
срыв потока на этом полукры-
ле происходит раньше и более
резко. Наоборот, отстающее
полукрыло имеет относительно
потока большую стреловид-
ность и меньший коэффициент
подъемной силы на докрити-
ческих углах атаки, но при
увеличении угла атаки срыв
потока на этом полукрыле про-
исходит позже и протекает
плавнее. В результате может
оказаться, что в некотором
диапазоне закритических уг-
лов атаки на отстающем по-
лукрыле подъемная сила бу-
дет больше, чем на выдви-
«и
Рис. 2.48. Влияние углов атаки и сколь-
жения на величину подъемной силы
полукрыльев и на скорость авторо-
тации
нутом вперед полукрыле (на рис. 2.48 заштриховано), т. е. при
внешнем скольжении на штопоре (педали по штопору) авто-
ротация будет замедляться, а при внутреннем скольжении (пе-
дали против штопора)—ускоряться. Это непривычное явление
(обратная реакция на скольжение) может наблюдаться только
на некоторых самолетах в узком диапазоне закритических углов
атаки, и это обстоятельство не влияет на общий результат, что
внешнее скольжение способствует штопору и препятствует вы-
ходу из него, а внутреннее скольжение препятствует срыву в
штопор и способствует выходу из него.
Процесс непроизвольного срыва в штопор развивается при-
мерно следующим образом. Если самолет по какой-либо причине
вышел на закритические углы атаки (потеря скорости, маневр с
излишней перегрузкой, мощный восходящий порыв ветра и пр.),
123
то на крыле происходят нарушение плавности обтекания и срыв
потока, сопровождаемый падением подъемной силы. Только со-
вершенно случайно этот срыв может произойти одновременно и
симметрично на двух полукрыльях, и тогда самолет плавно опу-
стит нос и войдет в пикирование. Однако в большинстве случаев
срыв развивается несимметрично, и самолет начинает крениться
вправо или влево с начальной угловой скоростью о. При этом
у поднимающегося полукрыла подъемная сила возрастает и лобо-
Рис. 2.49. Схема сил, действующих на са-
молет при установившемся вертикальном
штопоре
вое сопротивление умень-
шается, у опускающегося
полукрыла, наоборот, подъ-
емная сила падает и лобо-
вое сопротивление увеличи-
вается. Самолет начинает
энергично вращаться вокруг
продольной и вертикальной
осей (за счет разности
подъемных сил и сопротив-
лений полукрыльев), т. е.
начинается штопор. Заме-
тим, что если имеется пред-
варительное скольжение (от-
клонены педали), то вра-
щение может начаться и
на докритических углах
атаки (отрезок 8—9 на
рис. 2.48).
При вращении самолета
подъемная сила также вра-
щается и ее среднее действие равно нулю. Поэтому после срыва
в штопор самолет будет двигаться вдоль некоторой вытянутой
спирали, осью которой является парабола — траектория падения
тела без подъемной силы. У современного реактивного самолета
скорость при срыве в штопор (истинная) сравнительно велика,
особенно на больших высотах. Поэтому снижение после срыва
происходит вдоль довольно пологой параболы, которая прибли-
жается к вертикали только через большой промежуток вре-
мени.
Рассмотрим схему сил, действующих на самолет при устано-
вившемся вертикальном штопоре (рис. 2.49). Самолет при таком
штопоре снижается почти вертикально, т. е. Vy^V, так как спи-
раль достаточно вытянута (виток занимает по высоте несколько
сотен метров при радиусе в несколько метров). Вес самолета G
уравновешивается лобовым сопротивлением Q, откуда можно найти
скорость снижения:
=	vy = v=V
2Q
124
Подъемная сила Y является центростремительной силой, закру-
чивающей траекторию в спираль с радиусом гШт., который можно
определить следующим путем:
Y = cyS -ф- а
Лит
“Дсх ’
Центр давления (ц. д.) при штопоре находится позади центра
тяжести (ц. т.) самолета, т. е. аэродинамические силы У и Q (рав-
ные в сумме силе R) дают пикирующий момент, стремящийся
Рис. 2.50. Разложение вектора угловой скорости на связан-
ные оси самолета при правом штопоре:
а — педали против штопора; б — педали по штопору
уменьшить угол атаки а. Этот момент уравновешивается кабри-
рующим моментом от центробежных сил F46, пропорциональных
квадрату скорости вращения. Чем длиннее и массивнее фюзеляж
и чем больше скорость вращения шд, тем на большем угле атаки
наступит равновесие рассмотренных моментов, т. е. штопор будет
более плоским.
Теперь рассмотрим, в какую сторону и с какой скоростью вра-
щается самолет на штопоре относительно своих связанных осей?
Общий вектор шд, естественно, параллелен оси штопора (рис. 2.50)
и направлен вниз на правом штопоре и вверх на левом штопоре
(по правилу буравчика). На рисунке изображен правый штопор,
который и будем анализировать. Вектор шд проектируем на свя-
занные оси самолета, получая три вектора: шх,®у и шг. Вектор ш»
направлен вперед, т. е. относительно продольной оси самолет не-
прерывно вращается (кренится) вправо — в сторону штопора. Век-
тор шу направлен относительно самолета вниз, т. е. самолет непре-
рывно разворачивается вправо — в сторону штопора. Вектор шг в
125
зависимости от скольжения может быть направлен по-разному.
Если на нашем правом штопоре поток набегает под правое полу-
крыло (внутреннее скольжение), то вектор при этом будет
направлен в сторону правого полукрыла, т. е. самолет как бы
непрерывно поднимает нос и опускает хвост (относительно свя-
занной оси, а не относительно горизонта). Если поток набегает
под левое полукрыло (внешнее скольжение), то вектор со2 при
этом будет направлен влево, т. е. самолет как бы непрерывно опу-
Рис. 2.51. Изменение углов атаки и скольжения после срыва самолета
в штопор (прочие движения самолета не показаны)
скает нос и поднимает хвост. Последнее обстоятельство препятст-
вует переходу самолета на малые углы атаки при отдаче ручки
от себя.
Штопор современного самолета отличается крайней неравно-
мерностью вращения, что вызвано главным образом разносом масс
вдоль длинного фюзеляжа, вследствие чего моменты инерции Jy
и Jz более чем в 10 раз превосходят момент инерции /х. Поршневые
самолеты старых аэродинамических форм, имея малые моменты
инерции, могли быстро изменить положение продольной оси в
пространстве; они после срыва в штопор сразу же раскручивались
вокруг осей и у\ (приобретали <ох и ыу) и вращались сим-
метрично относительно траектории штопора примерно с постоян-
ными углами атаки и скольжения и с постоянной угловой ско-
ростью (рис. 2.51).
Современный самолет не может так быстро изменить положе-
ние продольной оси, т. е. он вследствие малости момента инерции Jx
раскручивается вокруг оси Xi (шх) с некоторым опережением, а
126
затем и вокруг оси у\ ((%). В результате этого после срыва в што-
пор наклон продольной оси отстает от увеличивающегося наклона
траектории. Возникает кинематическое взаимодействие между
вращением (изменением угла крена) и углами атаки и скольже-
ния (вернемся к рис. 2.41). Углы атаки и скольжения непрерывно
меняются, меняется величина поперечного момента и флюгер-
ного момента Му, что приводит к рывкам скорости вращения, оста-
новкам, перебрасываниям из штопора одного направления в проти-
воположный штопор, подниманию и опусканию носа, временному
переходу на отрицательные углы атаки и т. д. Заметим, что на
рис. 2.51 все эти многочисленные и сложные движения самолета
отразить не представлялось возможным; здесь в «чистом» виде
выделено только кинематическое взаимодействие между а и (3.
Кроме этой причины на неравномерность вращения влияют
собственные продольные и боковые колебания самолета, также
приводящие к периодическому изменению углов атаки и скольже-
ния. При срыве в штопор самолет переходит на новые (большие)
углы атаки и скольжения не плавно, а с забросами и колебаниями,
затухание которых растягивается на длительное время ввиду
больших моментов инерции самолета и слабого демпфирования
на малых индикаторных скоростях и больших углах атаки. Заме-
тим, что периоды продольных и боковых колебаний самолета
обычно не совпадают между собой, а оба не имеют никакого от-
ношения к периоду вращения на штопоре. Поэтому каждая из
перечисленных причин изменяет угол атаки и угол скольжения
со своим периодом, и общая картина получается весьма
сложной.
Если к этой картине штопора добавить тонкости, вытекающие
из рис. 2.48, учесть действие перекрестных аэродинамических и
инерционных моментов, учесть гироскопический эффект вращаю-
щегося ротора двигателя и т. д., то станет ясно, что без проведе-
ния летных испытаний рассчитать теоретически движение совре-
менного самолета на штопоре очень трудно. Однако условия, обес-
печивающие надежный выход самолета из штопора, прогнози-
руются вполне удовлетворительно.
Поведение современного самолета на штопоре зависит не
только от особенностей весовой и аэродинамической компоновки,
но и от условий и характера ввода в штопор. На одном и том же
самолете иногда можно получить целую серию совершенно различ-
ных штопоров: нормальный и перевернутый, крутой и плоский,
с быстрым и медленным вращением, равномерный и полностью
неравномерный. Причем можно получить и все промежуточные
градации между указанными крайностями. Например, штопор са-
молета МиГ-21 обычно отличается крайней неравномерностью, но
специальными методами ввода можно получить быстрый и совер-
шенно равномерный штопор «довоенного образца» (правда, делать
это не рекомендуется из-за трудностей вывода). Неравномерность
штопора увеличивается, если ввод осуществлять резким отклоне-
нием рулей и если срыв происходит на большой скорости и при
127
большой перегрузке. Наоборот, штопор получается более равно-
мерным при вводе с горизонтального полета плавным отклонением
педали с постепенным выбиранием ручки на себя.
Ввиду такого разнообразия штопоров вывод самолета в режим
нормального полета теперь не может осуществляться одним стан-
дартным методом, применяемым, как это было раньше, во всех
случаях и на всех самолетах. Однако принципиальные основы вы-
вода самолета из штопора логичнее будет рассмотреть на примере
стандартного метода, который излагается ниже.
Для вывода самолета из штопора летчик должен сначала опре-
делить направление вращения. Это правило на первый взгляд
кажется банальным, но на практике некоторые летчики опреде-
ляют направление вращения самолета неверно. Как летчик обу-
чается штопору? В горизонтальном полете убираются обороты
двигателя; по мере падения скорости ручка плавно выбирается
на себя; по достижении заданной скорости отклоняется вперед,
например, правая педаль и выполняется виток или два витка пра-
вого штопора. Естественно, что для вывода из этого штопора
отклоняется вперед левая педаль и т. д.
При непроизвольном срыве в процессе энергичного простран-
ственного маневра дело выглядит в психологическом отношении
несколько иначе. Летчик, полностью поглощенный выполнением
маневра, незаметно перетягивает ручку (что особенно легко сде-
лать при необратимом гидроусилителе), и самолет вдруг куда-то
валится, кренится сначала в одну сторону, затем — в другую, а
потом все вертится в непонятном направлении. В такой обстановке
некоторые летчики, как показывает опыт, склонны за направле-
ние вращения самолета принимать направление вращения земли.
Увидев, например, что земля вращается вправо, неопытный лет-
чик начинает выводить самолет из штопора отклонением вперед
левой педали и т. д. Но ведь штопор левый! При перевернутом
штопоре такую ошибку может совершить даже умудренный опы-
том летчик. Кстати, это одна из причин, по которой вывод из пере-
вернутого штопора обычно производится постановкой педалей
только в нейтральное положение.
При выводе самолета из штопора «вслепую» (по приборам)
затруднение в определении направления вращения может возник-
нуть в связи с тем, что разные типы авиагоризонтов дают различ-
ную индикацию поперечного положения самолета; в одном случае
вращается силуэтик самолета, в другом — линия, изображающая
горизонт. Причем при одном и том же штопоре эти индикаторные
метки вращаются в разные стороны. Заметим, что при чисто «сле-
пом» полете удобнее авиагоризонт с вращающимся силуэтиком
самолета; при смешанном пилотировании, когда летчик смотрит
то на горизонт, то на авиагоризонт, удобнее прибор с вращаю-
щейся линией горизонта.
После определения направления вращения полезно сначала
дать рули по штопору (педали по штопору, ручку на себя), чтобы
последующий вывод происходил как бы с разбегу.
128
Для вывода самолета из штопора летчик должен энергично и
до отказа отклонить педали против штопора, а вслед за этим
(с некоторым интервалом) отдать ручку от себя, не отклоняя ее
в стерону (т. е. не отклоняя элероны).
Такой порядок отклонения рулей установлен по следующим
соображениям. В процессе штопора самолет летит обычно с внеш-
ним скольжением, которое способствует авторотации. Для умень-
шения скорости вращения нужно энергичным отклонением руля
направления против штопора перевести самолет на внутреннее
скольжение, препятствующее авто-
ротации, что по рис. 2.48 соответ-	/
ствует переходу из точки 1 в точ-	/	/
ку 2. Уменьшение о>а само по себе	/
уже приведет к некоторому умень-	Xll /
шению угла атаки, так как умень-	// II /
шаются центробежные силы F46
(рис. 2.49), а отдача ручки от себя
даст самолету еще больший импульс
на уменьшение а, что по рис. 2.48
соответствует переходу вдоль линии 2 ^^7/ /7
2-3-4-5-6. При со а = 0 (в точке 6) пе-	///
дали следует немедленно поставить	////
нейтрально, так как в противном	//
случае начнется вращение в проти-
воположную сторону, Т. е. В СТО- Рис. 2.52. Затенение руля направ-
рону отклоненной вперед педали ления при отклонении ручки от
(точка 7).	себя
Как это видно из рис. 2.48, умень-
шение угла атаки может привести в первый момент после
отдачи ручки к некоторому увеличению скорости авторотации
(участок 2-3-4). Второй причиной временного увеличения ско-
рости вращения после отдачи ручки от себя является стремле-
ние самолета сохранить момент количества движения, т. е. при
уменьшении угла атаки разнесенные по концам фюзеляжа грузы
приближаются к оси вращения, что должно приводить к уве-
личению о (вспомните, как ускоряет вращение фигурист на
льду).
Порядок отклонения рулей при выводе из штопора менять в
общем случае нельзя. При некоторых компоновках хвостового опе-
рения отклонение вниз руля высоты или управляемого стабилиза-
тора приводит к затенению руля направления (рис. 2.52) и, сле-
довательно, нужно сначала отклонить незатененный руль направ-
ления при взятой на себя ручке, а затем отклонить руль вы-
соты. Раньше этим простым объяснением обычно и ограничива-
лись, но вот появились самолеты с высоким расположением гори-
зонтального оперения (МиГ-15, МиГ-17, Л-29 и пр.), и эта причина
утратила свою силу. Другие причины, определяющие порядок
отклонения рулей и излагаемые ниже, существовали и раньше, но
их не приводили.
5
В Н. Медников
129
Теперь снова обратимся к рис. 2.50, на котором изображен
правый штопор. Если сначала отклонить педали против штопора
(средний рисунок), то отдача ручки от себя при таком положении
самолета приведет к дополнительному моменту, затормаживаю-
щему вращение. Представим себе, что руль высоты отклонен
вниз; подъемная сила горизонтального оперения будет на рисунке
направлена от нас и проходить правее оси вращения, давая отно-
сительно этой оси момент влево, т. е. против вращения. Кроме
того, при таком скольжении поток будет набегать на правую по-
ловинку стреловидного горизонтального оперения, что приведет к
дополнительному моменту против вращения.
Если же сначала отдать ручку от себя, т. е. сделать это при
педалях, отклоненных по штопору (правый рисунок), то подъем-
ная сила горизонтального оперения (также направлена от нас)
пройдет левее оси вращения, давая момент относительно этой оси
вправо, т. е. в сторону вращения. Кроме того, при таком скольже-
нии поток будет набегать на левую половинку горизонтального
оперения, что даст дополнительный момент в сторону вращения.
Таким образом, отклонение ручки от себя после отклонения
педалей против штопора приводит не только к уменьшению угла
атаки, но и к непосредственному появлению поперечного момента
против вращения. Наоборот, отклонение ручки при педалях по
штопору приводит к ускорению вращения, а следовательно, и к
невозможности уменьшить угол атаки из-за возрастания центро-
бежных сил.
При даче рулей на вывод из штопора элероны следует держать
нейтрально. Теоретически отклонение ручки по штопору, т. е. в
сторону вращения, способствует созданию полезного внутреннего
скольжения и уменьшению скорости вращения. Например, если
на правом штопоре отклонить ручку вправо, то левый элерон опу-
стится и правый поднимется, сопротивление левого полукрыла
увеличится и правого уменьшится, что способствует выходу из
правого штопора. Но летчик при этом должен очень тонко уло-
вить момент перехода на докритические углы атаки, когда вос-
станавливается нормальное действие элеронов и их следует по-
ставить нейтрально. Отклонение элеронов по штопору (ручка в
сторону вращения) можно рекомендовать только в особых случаях
(невыход из штопора при обычных действиях рулями) и в стро-
гом соответствии с Инструкцией по технике пилотирования для
конкретного самолета.
После прекращения вращения следует поставить педали ней-
трально, а ручку задержать в отданном положении, набрать ско-
рость и плавно вывести самолет из пикирования, не допуская
спешки и суетливости. Следует помнить, что в штопор можно
повторно сорваться и при сравнительно большой скорости, если
вывод из пикирования будет резким, с большой перегрузкой.
Перевернутый штопор происходит на закритических отрица-
тельных углах атаки и принципиально ничем не отличается от
нормального штопора. На самолет при этом действуют отрицатель-
130
ные перегрузки, и летчик висит на ремнях. Это может привести к
потере летчиком ручки управления и педалей, если привязные
ремни подогнаны недостаточно плотно. Затруднены также прост-
эанственная ориентировка и определение направления вращения.
Лоэтому педали при выводе из перевернутого штопора в боль-
шинстве случаев рекомендуется ставить только нейтрально, тем
более что при полете на отрицательных углах атаки эффектив-
ность вертикального оперения достаточно велика, что само по себе
(при нейтральных педалях) ликвидирует внешнее скольжение и
создает скольжение внутреннее за счет путевого демпфирующего
момента от киля. Для перехода с закритических отрицательных
углов атаки на обычные ручку управления следует отклонить на
себя, но на большинстве самолетов достаточно ее поставить
нейтрально.
Попадание в перевернутый штопор возможно на вертикальных
фигурах при потере скорости, когда летчик пытается «исправить»
положение резкой отдачей ручки от себя. В перевернутый штопор
можно попасть и при выводе из нормального штопора, если летчик
дает рули на вывод с излишним запасом, не соразмеряя отклоне-
ние рулей с характером штопора. Например, если Инструкция
рекомендует для вывода из штопора данного вида отдать ручку
до нейтрального положения, а летчик для гарантии отдаст ее
резко и до отказа, да еще и запоздает с постановкой педалей в
нейтральное положение, то перевернутый штопор гарантирован.
Но вернемся к нормальному штопору. Для старых поршневых
самолетов почти всегда рекомендовался изложенный выше стан-
дартный метод вывода из штопора. Для современных самолетов
существует много способов. По характеру отклонения рулей спо-
собы вывода из штопора можно классифицировать от слабого до
сильного.
При наиболее слабом способе все рули одновременно ставятся
в нейтральное положение. При более сильном педали отклоняются
до отказа против штопора, а ручка ставится в нейтральное поло-
жение (одновременно или последовательно). При еще более силь-
ном способе педали отклоняются до отказа против штопора, а за-
тем ручка до отказа от себя. При самом сильном способе вывода
из штопора педали отклоняются до отказа против штопора, а за-
тем ручка до отказа от себя и вбок в сторону штопора.
Существует еще так называемый динамический способ вывода
из штопора, заключающийся в раскачке самолета по углу атаки
и углу скольжения периодическим отклонением ручки и педалей в
такт собственным колебаниям самолета. Но этот способ исключи-
тельно сложен и требует от летчика мастерства самого высшего
класса. Применяется он при летных испытаниях, если опытный
самолет никаким другим способам вывода из штопора не под-
дается. К практической эксплуатации такие самолеты не до-
пускаются.
Как уже говорилось, современные самолеты выводятся из што-
пора различными способами. Но бывает, что один и тот же само-
131
лет может штопорить по-разному, и тогда для него Инструкция
предусматривает различные способы вывода в зависимости от ха-
рактера штопора.
Общий принцип здесь такой: чем равномернее и быстрее вра-
щение на штопоре, тем сильнее должен быть способ вывода. Если
самолет равномерно и быстро вращается в одну сторону в поло-
жении, близком к плоскому штопору, то следует применить один
из самых сильных способов вывода. Если же самолет вращается
крайне неравномерно, с периодическими остановками и перебро-
сами в противоположный штопор, с поднятием и опусканием носа
и т. д., то следует применить слабый способ вывода, т. е. поста-
вить все рули нейтрально. Действительно, в последнем случае
трудно угадать, когда отклонять педали против штопора (и в ка-
кую сторону) и когда отдавать ручку. Если самолет в какой-то
момент сам опускает нос и замедляет вращение, а летчик в этот
же момент даст ногу «против штопора» ц отклонит ручку до от-
каза от себя, то гарантирован переход в перевернутый штопор
противоположного направления.
Ввиду большого разнообразия штопоров даже у одного само-
лета нельзя дать стандартные правила действий на все случаи
жизни. Летчик, сообразуясь с обстановкой и теорией, должен сам
разумно выбрать наиболее целесообразный способ действий из пе-
речисленных в инструкции.
ПРИ НЕПОНЯТНОМ ПОЛОЖЕНИИ
И ПОВЕДЕНИИ САМОЛЕТА
ПОСТАВЬ ВСЕ РУЛИ НЕЙТРАЛЬНО, А НЕ ОТКЛОНЯЙ
ИХ БЕСПОРЯДОЧНО В РАЗНЫЕ СТОРОНЫ!
Характеристики штопора имеют большое тактическое значение
для самолета-истребителя, но не в том смысле, что летчик может
использовать штопор как фигуру пилотажа в воздушном бою, хотя
в 1941 —1945 гг. и ранее встречались случаи, когда с помощью
штопора имитировалось сбитие и осуществлялся выход из боя.
Имеется в виду, что на самолете с хорошими штопорными (вер-
нее, противоштопорными) характеристиками более полно исполь-
зуются потенциальные маневренные возможности. Предположим,
что самолеты А и J5 имеют одинаковый критический угол атаки,
равный 25°. Но по достижении этого угла самолет А срывается в
штопор очень резко и плохо из него выходит даже при сильном
способе вывода. Естественно, что летчик самолета А будет пило-
тировать осторожно, на углах атаки не свыше 12—15°, используя
маневренные возможности самолета всего на 50—60%. Если же
самолет Б по достижении критического угла атаки срывается в
штопор плавно и легко из него выходит, то летчик будет смело
пилотировать даже у границы срыва, т. е. на углах атаки 22—25°,
используя маневренные возможности своего самолета на 90—
100%. Таким образом, при равных потенциальных возможностях
132
самолет Б будет иметь некоторое преимущество над самолетом А
в маневренном воздушном бою.
Первым человеком, который на самолете сознательно выполнил
штопор и указал способ вывода из него, был русский летчик
Арцеулов. Теорию штопора разработал советский ученый Пышнов.
Советская наука аэродинамика постоянно занимает ведущее
место в дальнейшем развитии теории штопора и ее практическом
использовании. Большой вклад в это дело внесли выдающиеся
советские летчики-испытатели и авиаконструкторы.
В результате советские самолеты всегда отличались хорошими
иротивоштопорными свойствами. Вот что, например, писал один
французский летчик из полка «Нормандия — Неман» о советском
самолете Як-3 («Айрплен», март, 1946 г.): ...«вблизи от земли Як
превосходил фрица, и многие немецкие летчики теряли скорость и
разбивались, пытаясь следовать за ним в крутом вираже». В то
же время, например, американский истребитель «Аэрокобра» (не-
большое количество которых было получено по ленд-лизу) доставил
нашим летчикам много хлопот, так как был склонен к плоскому
штопору, вывод из которого не всегда удавался.
На современном этапе развития военной авиации сохраняется
примерно та же картина. Советские истребители (МиГ-21 и др.)
обладают отличными противоштопорным.и свойствами, в то время
как, например, самолеты F-104 или F-4 весьма неблагополучны
в этом отношении. Поэтому сравнение маневренных возможностей
самолетов по располагаемым нормальным перегрузкам имеет
условную достоверность, если не учитывать противоштопорные
свойства.
3.	Инерционное вращение самолета. Эта особенность самолета,
как и штопор, связана со взаимодействием бокового и продольного
движений. Инерционное вращение в литературе имеет несколько
названий: инерционное самовращение, аэроинерционное вращение
(или самовращение), инерционная авторотация, инерционный што-
пор и др. Понятно, что за счет сил инерции никакого вращения по-
лучить нельзя, так как в противном случае можно было бы по-
строить вечный двигатель. Тогда за счет каких же сил вращается
самолет при так называемом инерционном вращении?
Инерционное вращение — это в принципе тот же штопор, так
как и оно некоторым образом связано с авторотацией крыла на
больших углах атаки и скольжения. Энергия, расходуемая на
вращение, берется, как и при штопоре, из запаса кинетической
и потенциальной энергии самолета (т. е. при вращении уменьша-
ются скорость и высота).
Отличие инерционного вращения от штопора заключается в
том, что выход на большие углы атаки и скольжения здесь про-
исходит не за счет взятия ручки на себя и отклонения педалей,
а за счет быстрого вращения вокруг оси, не совпадающей с про-
дольной осью самолета. При этом центробежные силы концов
фюзеляжа стремятся увеличить угол атаки и угол скольжения.
133
Этим дестабилизирующим инерционным силам противостоят аэро-
динамические силы, связанные с наличием у самолета продольной
и флюгерной устойчивости. При какой-то скорости вращения на-
ступает потеря продольной или флюгерной устойчивости, самолет
выходит на большие а и (3 и начинается авторотация со все уве-
личивающейся скоростью, доходящей до 360° в секунду (подроб-
нее об этом см. в § 3 гл. 2 и рис. 2.42 — 2.44).
В процессе вращения массивный киль обычно перебрасывается
центробежной силой во внешнюю сторону от оси вращения, и са-
молет начинает авторотировать в основном на отрицательных
углах атаки. При этом инерционное вращение напоминает энер-
гичный неравномерный перевернутый штопор.
Принципиальный характер протекания инерционного враще-
ния почти полностью соответствует протеканию штопора (обыч-
ного или перевернутого). Только все явления выражены более
резко вследствие повышенной скорости и возросших аэродинами-
ческих и инерционных сил и моментов. Например, при срыве в
штопор на скорости 300 км/ч колебания нормальной перегрузки
происходят в диапазоне ±1,2 единицы, а колебания боковой пере-
грузки— в диапазоне ±0,2 единицы. Срыв в инерционное враще-
ние может произойти при М = 0,6-т-0,9 и при М>1,7 (все цифры —
это частные примеры), т. е. практически на любой индикаторной
скорости вплоть до предельной, ограниченной допустимым ско-
ростным напором. Нормальная перегрузка при этом изменяется в
такт колебаниям угла атаки в диапазоне от +8 до —6. Боковая
перегрузка изменяется в такт колебаниям угла скольжения в диа-
пазоне от +3 до —3. Если нет бустера в системе управления ру-
лем направления, то нагрузки на педалях достигают 120 кгс.
Ориентировка и управление самолетом при таких больших и зна-
копеременных перегрузках чрезвычайно затруднены. Из-за боль-
ших и переменных углов атаки и скольжения происходит срыв
потока в воздухозаборнике, и двигатель выключается.
В процессе инерционного вращения самолет испытывает боль-
шое лобовое сопротивление и постепенно теряет скорость до 350—
400 км/ч (по прибору); траектория наклоняется вниз, прибли-
жаясь к вертикали; движение переходит в обычный (нормальный
или перевернутый) штопор. Но для такого перехода требуется
потерять более 5—6 км высоты.
Теперь рассмотрим практические случаи, при которых воз-
можно попадание в инерционное вращение. Как уже говорилось,
предварительным условием является быстрое закручивание само-
лета вокруг оси, не совпадающей с его продольной осью. Естест-
венно, что летчик знает Инструкцию и делает это закручивание
не специально, а в результате ошибок в пилотировании.
Первый пример. Атакуя учебную цель, летчик для удобства
прицеливания летит со скольжением на левое крыло (ручка влево,
правая педаль вперед). Выполнив атаку и уходя под цель, лет-
чик энергично отдает ручку от себя и непроизвольно переводит
самолет на отрицательные углы атаки. Но отклоненная вперед пра-
134
эая педаль совместно с. отрицательным углом атаки дает мощный
кренящий момент влево (на выдвинутое вперед левое полукрыло
поток набегает сверху), что в сумме с отклоненной влево ручкой
приводит к неожиданному для летчика быстрому вращению влево
с угловой скоростью более 90° в секунду (но это еще не инерцион-
ное вращение). Психологическая неожиданность здесь возникает
потому, что летчик не менял положение педалей и элеронов и
только отдал ручку от себя, т. е. как бы не предпринимал обычных
действий, при которых начинаются накренение и вращение. Если
после начала неожиданно быстрого накренения (вращения) лет-
чик не поставит немедленно все рули нейтрально, а начнет беспо-
рядочно отклонять их в разные стороны, то могут создаться усло-
вия для перехода уже в настоящее инерционное вращение.
Второй пример. При пилотировании с большой перегрузкой
летчик энергично накреняет самолет влево (ручка влево), а затем
по достижении крена 90° (относительно исходного положения) пы-
тается остановить вращение отклонением вперед правой педали.
Но самолет, вместо того чтобы остановиться, неожиданно начинает
вращаться влево с еще большей скоростью. Дело в том, что при
быстром накренении продольная ось самолета не успевает изме-
нить своего положения в пространстве и угол атаки кинематически
уменьшается, переходя в угол скольжения (левым крылом впе-
ред). При крене 90° самолет переходит на отрицательные углы
атаки, поток начинает набегать сверху на выдвинутое вперед ле-
вое полукрыло и появляется мощный поперечный момент влево.
Нажатие на правую педаль или отдача ручки от себя в таком по-
ложении только усиливает вращение влево. И в этом случае по-
становка всех рулей в нейтральное положение приводит к прекра-
щению вращения, а беспорядочное их отклонение может привести
к переходу простого быстрого накренения к инерционному вра-
щению.
Нетрудно заметить, что все примеры попадания в инерционное
вращение связаны с наличием скольжения, т. е. с некоординирован-
ным пилотированием. Современные самолеты с треугольным кры-
лом срываются в штопор редко даже при грубых ошибках в тех-
нике пилотирования; поэтому у отдельных летчиков появилось не-
которое пренебрежение к соблюдению координации отклонения
рулей, и шарик в полете гуляет от упора до упора. Такой «пило-
таж» может привести на некоторых самолетах к срыву в инер-
ционное вращение. При соблюдении координации (шарик в
центре) инерционное вращение не может возникнуть ни при каких
других условиях. Это опасное явление может возникнуть только
при одновременном наличии скольжения и накренения с большой
угловой скоростью и при дальнейшем беспорядочном отклонении
рулей, случайно попадающим в такт собственным колебаниям
самолета по углам атаки и скольжения. Даже при грубейших
ошибках в технике пилотирования вероятность совпадения всех
необходимых обстоятельств для развития инерционного враще-
ния не очень велика.
135
Инерционное вращение не является результатом какого-то
недосмотра со стороны конструкторов или ученых. Этим свойством
обладают все самолеты-истребители с длинным тяжелым фюзе-
ляжем и короткими легкими крыльями. Особенно склонен к инер-
ционному вращению американский истребитеь F-104, на котором
произошли десятки катастроф только по этой причине (и сотни
катастроф по другим причинам).
Самолет МиГ-21 имеет меньшую склонность к инерционному
вращению. Для его развития нужно совершать грубую ошибку в
технике пилотирования с перекрещиванием рулей (ручка влево —
правая педаль вперед или наоборот), при ускорении накренения
начать беспорядочно отклонять рули и два-три раза попасть в такт
колебаниям угла атаки и угла скольжения, должно также про-
изойти определенное сочетание по фазе колебаний а и 0 и угла
поворота относительно оси вращения.
Практическое правило для предотвращения случаев попадания
в инерционный штопор выглядит просто:
ПРИ ЭНЕРГИЧНЫХ МАНЕВРАХ НЕ ПЕРЕКРЕЩИВАЙ
РУЛИ!
Для прекращения начавшегося инерционного вращения (инер-
ционного штопора) достаточно рули поставить нейтрально. По-
лезно также выпустить тормозные щитки. Через два-три оборота
вращение прекратится. Заметим, однако, что при плохой под-
гонке привязных ремней проделать эти действия затруднительно.
4.	Полет на вторых режимах. Вторым режимом называется
режим установившегося полета, при котором случайное уве-
личение скорости приводит к появлению цоложительного, а умень-
шение скорости — отрицательного избытка тяги. При этом пере-
распределение продольных сил приводит к еще большему откло-
нению скорости от исходной.
Это определение нуждается в некоторых пояснениях.
1.	Когда говорится о появлении избытка тяги при случайном
увеличении или уменьшении скорости, то имеется в виду, что лет-
чик при этом ручкой сохраняет постоянную перегрузку пу (постоян-
ный угол наклона траектории к горизонту 0).
2.	В наклонном полете под избытком тяги следует понимать
сумму касательных к траектории сил (Р— Gsin0— Q); причем
в частном случае — на планировании — тяга вообще может быть
равной нулю, и тогда избыток тяги будет равен —GsinS— Q,
где на планировании 0<О.
3.	Слова «установившийся полет» означают, что скорость по-
лета и наклон траектории к горизонту должны быть при режиме
постоянными, т. е. перед потерей равновесия от случайного изме-
нения скорости должны соблюдаться равенства P = Q (или Р==
= Q + Gsin0, если рассматривать общий случай, включающий набор
высоты и снижение) и Y=O (или Feos y=G cos 6).
136
Таким образом, второй режим может иметь место в некотором
диапазоне скоростей на установившемся режиме горизонтального
полета, подъема или снижения (планирования), на установив-
шихся виражах, восходящих и нисходящих спиралях.
Границей между режимами является скорость, на которой при
дросселировании двигателя (или при максимальной тяге в част-
ном случае) кривая Р (V) касается кривой Q (У), построенной при
пу = const. В прямолинейном установившемся полете (при пу = \)
Рис. 2.53. Зависимость лобового сопротивления самолета
от скорости при постоянных углах атаки и постоянных пере-
грузках
установившихся виражах и спиралях граница между режимами
находится вблизи скорости	Кроме того, кривые P(V) и
Q(V) могут соприкасаться еще в двух точках: при М ss 1,1 и
Ms 1,8 (пример), что создает так называемый сверхзвуковой вто-
рой режим прямолинейного установившегося полета в диапазоне
Msl,14-1,8.
Полет на втором режиме имеет некоторые важные особенности,
для понимания которых нужно предварительно внимательно ра-
зобрать вопрос о зависимости лобового сопротивления самолета от
скорости, угла атаки и перегрузки.
137
На рис. 2.53 изображена графически зависимость Q (V, а, пу)\
причем, чтобы не затенять основной вопрос, кривые построены без
учета волновых явлений, т. е. все аэродинамические коэффициенты
(^о, А, с* и пр.) считались постоянными по скорости. Итак, что
же видно на рис. 2.53?
А. Если при изменении скорости летчик будет держать ручку
неподвижно (BB = const), то при любой скорости (с учетом приня-
тых допущений) будет сохраняться один и тот же угол атаки
(a—const), а следовательно, будут постоянными коэффициенты
подъемной силы и лобового сопротивления (cy = const и cx = const).
В этом случае лобовое сопротивление будет пропорционально
квадрату скорости, так как
Q = cxS-^,
т. е. кривая Q(V) будет представлять собой квадратичную пара-
болу, выходящую из начала координат. На рис. 2.53 пунктиром
изображена серия этих парабол, построенных для постоянных уг-
лов а = 0; 3; 7; 14; 28° (напомним, что каждому из этих углов
атаки и каждой параболе соответствует свое, вполне определенное
положение ручки и руля высоты).
Нормальная перегрузка пу при a = const также будет пропор-
циональна квадрату скорости, так как
п — —i_____
2G ’
Б. Если при изменении скорости летчик, отклоняя ручку,
будет выдерживать постоянную перегрузку (ny = const), т. е. при
увеличении скорости будет отклонять ручку от себя и уменьшать
угол атаки а, а при уменьшении скорости отклонять ручку на себя
и увеличивать а, то для построения графической зависимости сле-
дует воспользоваться формулой (считая поляру квадратичной па-
раболой)
pj/2 2AG2n?.
Q =	2~ 4---S^~ <ИСХ0ДЯ И3 С* = Сг0 +
где постоянными величинами являются сх*, А и пу, а переменны-
ми— су и сх. На рис. 2.53 сплошными линиями изображены кри-
вые Q(V), построенные для постоянных перегрузок пу = 0\ 1; 2; 4;
6; 8 (напомним, что вдоль каждой отдельной кривой положение
ручки по скорости и угол атаки меняются, причем угол а обратно
пропорционален V2; заметим также, что кривые сопротивления
при a = const = 0 и при ny = const = 0 совпадают, что вытекает и из
физического смысла, и из приведенных выше формул).
Разобравшись с сопротивлением, перейдем теперь к анализу
полета на втором режиме.
Пусть самолет летит на втором режиме на скорости V2
(рис. 2.54). Летчик для постоянства скорости устанавливает с по-
мощью РУД такие обороты, чтобы выполнялось равенство P = Qr.n,
13S
а для выдерживания постоянства угла наклона траектории (для
постоянства высоты в горизонтальном полете) устанавливает руч-
кой такой угол атаки (16°), чтобы выполнялось равенство У=б.
А теперь рассмотрим поведение самолета и приемы пилотирова-
ния в различных характерных случаях.
1.	Пусть нарушилось продольное равновесие и скорость слу-
чайно возросла на небольшую величину (например, в результате
встречного порыва ветра), а летчик при этом, отдавая ручку от
себя, уменьшает угол атаки (до 12°) и выдерживает постоянный
угол наклона траектории к горизонту (в частном случае постоян-
Рис. 2.54. к пояснению особенностей полета на
вторых режимах
ную высоту). При этом лобовое сопротивление станет меньше тяги
(избыточная тяга на рисунке заштрихована) и самолет начнет уве-
личивать скорость и дальше вплоть до Vi, когда сопротивление снова
станет равным тяге (при этом в процессе разгона летчик посте-
пенно отдает ручку от себя, уменьшая угол атаки до 2° при VJ.
Для парирования непроизвольного разгона летчик должен убрать
обороты, восстановить заданную скорость У2 и снова увеличить
обороты до первоначальной величины, отклоняя ручку и изменяя
угол атаки в соответствии с изменениями скорости.
Если при V2 скорость случайно уменьшилась, а летчик для
постоянства подъемной силы и наклона траектории будет подби-
рать ручку на себя, увеличивая угол атаки (по рисунку до 22°),
то лобовое сопротивление станет больше тяги и самолет будет
уменьшать скорость и дальше пока не сорвется в штопор (естест-
венно, это в том случае, если летчик при падении скорости непре-
рывно подбирает ручку на себя, стремясь удержать самолет на
постоянной перегрузке или на постоянной высоте). Для парирова-
ния непроизвольного торможения летчик должен увеличить обо-
роты, восстановить заданную скорость V2 и снова убрать обороты
до первоначальной величины.
Следовательно, при выдерживании ручкой постоянной пере-
грузки (прямолинейности траектории, постоянной высоты) само-
139
Лет по скорости находится в неустойчивом равновесии; летчик
вынужден сохранять заданную скорость на втором режиме не-
прерывными двойными движениями РУД.
2.	Но если на втором реж-име (на V2) при случайном наруше-
нии продольного равновесия и изменении скорости летчик будет
держать ручку неподвижно, не вмешиваясь в управление, то при
этом угол атаки останется постоянным (а=16° по рисунку) и са-
молет самостоятельно возвратится к исходной скорости V2, т. е.
он устойчиво сохраняет заданную скорость.
Действительно, при а = const будут постоянными коэффи-
циенты сх и су, а сопротивление Q и подъемная сила У будут из-
меняться пропорционально квадрату скорости. В этом случае при
увеличении скорости получим Y>G и Q>P, т. е. самолет начнет
набирать высоту и тормозиться, самостоятельно возвращаясь к
исходной скорости V2. Наоборот, при случайном уменьшении ско-
рости получим ¥<G и Q<P, т. е. самолет начнет снижаться и раз-
гоняться, также возвращаясь к исходной скорости.
Следовательно, при неподвижной ручке (при постоянном угле
атаки) самолет даже на втором режиме имеет тенденцию само-
стоятельно возвращаться к исходной скорости полета после слу-
чайных возмущений, но прямолинейность траектории при этом
не выдерживается.
Итак, после нарушения равновесия на втором режиме самолет
в зависимости от действий летчика или снова возвращается к
этому режиму, или продолжает отклоняться от него все дальше
и дальше, пока не придет в конце концов к новому состоянию
равновесия — или на первом режиме, или... в штопоре. Неустой-
чивость по скорости на втором режиме создает сам летчик, если
он пытается в любом случае выдержать прямолинейность траекто-
рии (в частном случае постоянную высоту) соответствующими
движениями ручки. Но летчик в некоторых случаях вынужден это
делать независимо от того, знает он что-либо о вторых режимах
или нет. Например, при взлете на одном самолете-истребителе
после отрыва произошел частичный отказ двигателя (на скорости
420 км/ч, которая меньше наивыгоднейшей) и тяга стала равна
сопротивлению (хотя летчик немедленно убрал шасси). Самолет
оказался на втором режиме полета на малой высоте. Случайное
внешнее возмущение привело к незначительному уменьшению ско-
рости, и самолет стал снижаться, а летчику при этом ничего не
оставалось делать, как слегка подобрать ручку, чтобы предотвра-
тить снижение. Самолет стал терять скорость и снижаться быст-
рее. Летчику пришлось быстрее подбирать ручку и т. д. Дело
закончилось приземлением на фюзеляж.
Однако продолжим рассмотрение особенностей полета на вто-
рых режимах.
3.	К случаю пилотирования с а = const близко примыкает слу-
чай пилотирования с S = const —-с постоянным углом тангажа, ко-
торый летчик может выдерживать по горизонту и авиагоризонту.
Вспомним, что 9 = 8 + а; поэтому при 8 = const, например, слу-
140
чайное уменьшение скорости приводит к уменьшению подъемной
силы Y и лобового сопротивления Q, так как в первый момент
после возмущения имеем 6 ~ const и а ~ const. Указанное изме-
нение сил Y и Q возвращает самолет к исходному равновесному
состоянию на скорости V2. Но здесь он будет возвращаться к
исходному режиму медленнее, чем в случае пилотирования с
а = const, так как после случайного уменьшения скорости посте-
пенно уменьшается угол наклона траектории 6, что приводит при
8 = const к некоторому увеличению угла атаки а, подъемной
силы Y и лобового сопротивления Q (по сравнению со случаем
при a = const).
Кривая сопротивления по скорости при & = const проходит
между кривой Жуковского Q(V) при = const (^=1) и пара-
болой Q(V) при a = const, но ближе к последней. Точное положе-
ние кривой Q(V) при 8 = const изобразить нельзя, так как оно
зависит от многих факторов, в том числе от величины случайного
возмущения скорости ДУ.
4.	Если на втором режиме требуется увеличить скорость (на-
пример, от У2 до Унв, рис. 2.54), то летчик должен увеличить обо-
роты, разогнать самолет до новой скорости (с одновременной от-
дачей ручки для уменьшения угла атаки от 16 до 8°), а затем
убрать обороты до величины, менее первоначальной. Необходи-
мый угол атаки получается при выдерживании заданной высоты
полета по высотомеру и вариометру.
Если необходимо уменьшить скорость на втором режиме, сле-
дует убрать обороты, при торможении самолета подбирать ручку
на себя и по достижении заданной скорости увеличить обороты
больше первоначальных.
5.	На отклонение руля высоты при полете на втором режиме
самолет реагирует также с некоторыми особенностями. Если откло-
нить ручку несколько на себя (и оставить ее в этом положении),
то, как и на первом режиме, произойдет увеличение a, су, сх, Y и Q.
За счет возросшей подъемной силы траектория вначале искрив-
ляется вверх; скорость начнет уменьшаться (как за счет увеличе-
ния угла 0, так и за счет возросшего Q); при уменьшении скорости
будет падать У и траектория начнет искривляться вниз; после не-
скольких колебаний установится новый режим равновесия
(рис. 2.55) на увеличенном угле атаки (соответствующем положе-
нию ручки и руля высоты), на меньшей скорости (соответствую-
щей по кривым Жуковского новому углу атаки) и при меньшем
угле наклона траектории (в соответствии с избытком сопротивле-
ния AQ = Q — Р, определяемым по кривым Жуковского для новой
равновесной скорости).
При отклонении ручки от себя произойдет уменьшение a, су,
cXf Y и Q. За счет уменьшения подъемной силы траектория вна-
чале искривляется вниз; скорость начнет увеличиваться и подъем-
ная сила возрастет; после нескольких колебаний установится но-
вый реж.им равновесия на уменьшенном угле атаки, на большей
скорости и при большем угле наклона траектории (рис. 2.55).
141
Следовательно, на втором режиме при взятии ручки на себя
угол наклона траектории в конце концов уменьшается (т. е. или
уменьшается угол набора, или из горизонтального полета самолет
переходит на снижение, или увеличивается угол снижения), а при
отдаче ручки — увеличивается (или уменьшается угол снижения, или
из горизонтального полета самолет переходит к набору высоты,
или увеличивается угол набора). Заметим, что в первый момент
после отклонения ручки самолет реагирует правильно, т. е. прак-
тически никаких особенностей в пилотировании нет. Если, напри-
мер, самолет приближается к земле, то для уменьшения скорости
Рис. 2.55. Реакция самолета
на отклонение ручки при полете на втором
режиме
снижения летчик должен подобрать ручку на себя на любом ре-
жиме; отличие возникает только через некоторый промежуток
времени: на первом режиме установится затем меньшая верти-
кальная скорость, а на втором режиме самолет снова станет сни-
жаться.
В каких же случаях на практике возможен полет на вторых ре-
жимах?
А. На взлете после отрыва самолет некоторое время летит на
скорости, меньшей наивыгоднейшей, но вторым режимом этот
отрезок полета считать нельзя, так как Р^> Q, т. е. нет условия
равновесия сил, и самолет идет с разгоном и при V<VHB, и при
Е>7нв. Настоящий второй режим после отрыва может возникнуть
только при P = Q + Gsin0, что может произойти или в результате
частичного отказа двигательной установки (уменьшение Р), или
в результате чрезмерной загрузки тяжелого самолета (увеличе-
ние G), или при ошибках летчика в технике пилотирования (уве-
личение Q или 0).
При частичном отказе двигательной установки
(полный отказ одного или нескольких двигателей на многодвига-
тельном самолете, открытие сопла в форсажное положение при
работе двигателя на максимале, отказ в системе автоматики дви-
гателя и пр.) летчик должен немедленно убрать шасси, сбросить
подвески (если это допускается), убрать закрылки (если позво-
ляет высота) и попытаться любыми способами достичь наивыгод-
нейшей скорости, на которой может появиться некоторый избыток
тяги, что позволит перевести самолет в пологий набор и совер-
шить полет по кругу. Для разгона до наивыгоднейшей скорости
142
следует использовать даже тот небольшой запас высоты, который
имелся к моменту отказа или который может появиться в резуль-
тате уклона местности. Грубейшей ошибкой здесь будет желание
уйти от земли и перевести самолет в набор (даже самый пологи#)
на скорости, меньшей наивыгоднейшей. В этом случае сопротив-
ление станет больше тяги и положение окажется безвыходным,
вернее, единственный выход будет заключаться в вынужденной
посадке или катапульти-
ровании (последнее при
наличии специального
кресла).
Чрезмерная за-
грузка (увеличение G)
может привести к выходу
на второй режим только
при полете на тяжелом
самолете со сравнитель-
но слабой тяговооружен-
ностью. Дополнительны-
ми обстоятельствами здесь
могут оказаться высокая
температура воздуха и
расположение аэродрома
взлета на большой вы-
соте. Истребители обла-
дают обычно настолько
Р
Ри при n = 10Q°/o
Рис. 2.56. К пояснению возможности попада-
ния на второй режим при взлете с подрывом
большой тяговооруженностью, что при загрузке любыми подвес-
ками попасть на второй режим на взлете не могут.
Тяжелый самолет с малой тяговооруженностью может попасть
на второй режим при преждевременном подрыве на ма-
лой скорости, меньшей рекомендуемой скорости отрыва (рис. 2.56).
В данном примере отрыв на нормальной скорости происходит при
а=И0°; после отрыва имеется избыточная тяга и самолет может
разогнаться и перейти в набор. Если же в процессе разбега лет-
чик будет выдерживать а=14° или подорвет самолет на меньшей
скорости, то после отрыва может оказаться (для бомбардиров-
щика) P6 = Qr.n и самолет не сможет набрать ни скорость, ни вы-
соту. К истребителям этот случай тоже не относится (Ai3>Qr. п;
масштабы ординат для Б и И здесь разные).
Попасть на второй режим можно (что относится и к истреби-
телю), если на скорости, меньшей наивыгоднейшей, прежде-
временно перевести самолет в крутой набор вы-
соты с большим углом 0; тогда может оказаться, что P = Q +
+ Gsin6, т. е. мы получим необходимое условие второго режима.
Простое отжатие ручки от себя и уменьшение угла набора полно-
стью ликвидируют последствия этой ошибки.
Б. При частичном отказе двигательной установки самолет мо-
жет оказаться на втором режиме не только после отрыва на
взлете, но и на любом этапе полета, особенно если выпущены
143
шасси и посадочные закрылки. Для исправления положения сле-
дует убрать шасси и закрылки и набрать наивыгоднейшую ско-
рость, жертвуя при необходимости даже некоторой частью запаса
высоты. По достижении наивыгоднейшей скорости перевести само-
лет в горизонтальный полет и по изменению скорости определить
наличие или отсутствие избыточной тяги. Если скорость имеет тен-
денцию к увеличению, то можно постепенно набирать высоту и
заходить на посадку (придерживаясь все время наивыгоднейшей
скорости). Если скорость падает, то снова перевести самолет на
снижение для ее сохранения. В этом случае уже ничего поделать
нельзя и нужно немедленно принимать решение, которое будет за-
висеть от высоты полета, удаления от аэродрома, характера мест-
ности, вертикальной скорости снижения (при наивыгоднейшей
скорости) и типа самолета.
ГЛАВНОЕ —ЭТО СКОРОСТЬ!
Если запас тяги позволяет продолжать полет, развороты сле-
дует делать с минимальным креном, имея в виду, что при крене 15°
сопротивление увеличивается на 3,5%, при крене 30° — на 16%,
при крене 45° — на 50% и т. д. Не спешить с выпуском шасси и
закрылков, а после их выпуска и выполнения четвертого разво-
рота установить скорость, которая обеспечивает выравнивание
самолета и посадку, но которая до БПРМ не должна быть меньше
наивыгоднейшей.
В. На скорости, меньшей наивыгоднейшей, самолет находится
при нормальном предпосадочном снижении, обычно после про-
лета БПРМ. Строго рассуждая, здесь нет второго режима, так
как самолет снижается с постепенно уменьшающейся скоростью;
но некоторые особенности полета напоминают здесь настоящий
второй режим. Наиболее грубой ошибкой на этом этапе полета яв-
ляется попытка уменьшить угол снижения без одновременного
увеличения оборотов (что, впрочем, является ошибкой и на пер-
вом режиме). При взятии ручки на себя (без увеличения тяги)
самолет в первый момент действительно уменьшает угол, а затем не-
ожиданно для неопытного летчика начинает резко снижаться, почти
не реагируя на любые движения ручкой. Исправить ошибку можно
только немедленным увеличением оборотов, если, конечно, имеется
резерв времени и высоты. Обычно при такой ошибке дело заканчи-
вается приземлением до ВПП с большой вертикальной скоростью.
Г. Попадание на второй режим возможно при полете на боль-
шой высоте, вблизи дозвукового статического потолка. Такой по-
лет производится обычно в целях получения максимальной даль-
ности или продолжительности полета и происходит на скорости,
близкой к наивыгоднейшей или равной ей.
При установившемся полете (P = Qr.n) на наивыгоднейшей ско-
рости случайное ее уменьшение приводит к некоторому недостатку
тяги, к дальнейшему уменьщению скорости и т. д. Ошибка здесь
144
возникает вследствие того, что истинная скорость велика и про-
цесс развивается вначале медленно и почти незаметно, а затем
«вдруг» самолет сваливается в штопор. И в этом случае источни-
ком неустойчивости по скорости является сам летчик, подбирающий
постепенно ручку и мешающий самолету снизиться и набрать ско-
рость. При полете с оборотами 100% скорость выдерживается со-
ответствующим изменением высоты. При полете с оборотами ме-
нее 100% скорость выдерживается РУД, а высота — ручкой.
Д. Сверхзвуковой второй режим может иметь место при
М =1,1 +1,8 (в этом диапазоне у некоторых самолетов тяга по
скорости растет быстрее, чем сопротивление в горизонтальном по-
лете); но здесь никаких опасных явлений возникнуть не может.
Кроме того, этот диапазон скоростей обычно проходится в неуста-
новившемся полете, т. е. с разгоном или торможением, и летчик
никаких особенностей в поведении самолета не замечает.
Но в редких случаях может возникнуть необходимость лететь
с постоянной скоростью и на сверхзвуковом втором режиме.
Если форсажная тяга имеет плавную регулировку, то скорость
выдерживается двойными движениями РУД, как и на обычном
дозвуковом втором режиме. Если форсажная тяга изменяется
ступеньками, то скорость можно выдерживать попеременным вклю-
чением той или иной ступени форсажа; скорость при этом будет
колебаться около заданного значения. Если величина форсажной
тяги вообще не регулируется, то можно использовать периодиче-
ский выпуск и уборку тормозных щитков.
В заключение заметим, что вторые режимы — в большей сте-
пени теоретическое понятие. Известно, что кривая тяги Р (И) мо-
жет пересекаться с кривой сопротивления Q(7) два раза; ученые-
аэродинамики, чтобы как-то отличить правую точку пересечения
кривых от левой, и ввели понятия «первый режим» и «второй ре-
жим». За рубежом в литературе для летчиков эти понятия вообще
не упоминаются.
Если внимательно вдуматься в изложенный выше материал, то
можно убедиться, что практические приемы пилотирования на
вторых режимах одинаковы с приемами пилотирования на пер-
вых режимах:
—	если скорость, например, по какой-то причине начинает па-
дать и требуется это падение парировать, то на любом режиме
(первом, втором или десятом) летчик должен или отдать ручку
(уменьшить угол атаки), или увеличить тягу, или одновременно
сделать и то и другое;
—	если скорость падает, но требуется выдержать прямолиней-
ность траектории, то на любом режиме летчик должен подбирать
ручку на себя (за исключением момента обратного перехода через
скорость звука, что ни к первому, ни ко второму режиму отноше-
ния не имеет); если скорость растет, но также требуется лететь
по прямой, то на любом режиме летчик должен отдавать ручку
от себя (за исключением момента прямого перехода через ско-
рость звука);
145
—	если требуется в прямолинейном полете перейти от меньшей
скорости к большей, то на любом режиме летчик должен сначала
увеличить обороты, по мере разгона отклонять ручку от себя, а
затем по достижении заданной скорости убрать обороты до равно-
весных; для перехода от большой скорости к меньшей летчик дол-
жен на любом режиме сначала убрать обороты, по мере тормо-
жения подбирать ручку на себя, а затем по достижении заданной
скорости увеличить обороты до равновесных; то обстоятельство,
что на втором режиме новая равновесная тяга по окончании раз-
гона будет меньше исходной, а по окончании торможения — больше
исходной, для летчика в полете не имеет значения и представляет
интерес только для теории;
—	если нужно предотвратить проваливание самолета вниз, то
подбери ручку на себя на любом режиме; нужно предотвратить
вспухание самолета, отдай ручку;
—	если летчик перетянул ручку, то самолет срывается в што-
пор вне всякой связи с названиями режимов и их особенностями.
Итак, все особенности вторых режимов можно заменить ста-
рым, но простым и мудрым правилом:
ЛЕТЧИК! НЕ ТЕРЯЙ СКОРОСТЬ,
НЕ ПЕРЕТЯГИВАЙ РУЧКУ!
Глава 3
ТЕОРЕТИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ ПИЛОТИРОВАНИЯ
В предыдущих двух главах настоящего пособия были проана-
лизированы некоторые собственные свойства самолета: его ха-
рактеристики маневренности, устойчивости и управляемости. Но
самолетом управляет летчик. И поэтому логично теперь рассмот-
реть психофизиологические качества летчика как звена в системе
управления самолетом, а также некоторые общие принципы пи-
лотирования, восприятия информации о полете, переработки этой
информации и переключения внимания. Без понимания работы си-
стемы летчик — самолет невозможны правильная организация лет-
ной и боевой подготовки, анализ летных происшествий и обеспе-
чение безопасности полетов.
§ 1. СИСТЕМА ЛЕТЧИК-САМОЛЕТ
Пилотирование самолета — это действия летчика, обеспечиваю-
щие преднамеренное движение самолета в полете.
С точки зрения теории управления самолет является объектом
регулирования, а летчик — регулятором. При этом система управ-
ления летчик — самолет является замкнутой, т. е. летчик с по-
мощью различных рычагов и кнопок воздействует на самолет (это
прямые связи от регулятора к объекту регулирования), а положе-
ние и перемещение самолета в пространстве контролируются
летчиком с помощью органов чувств (это обратные связи от
объекта регулирования к регулятору). В принципе структура руч-
ной системы управления самолетом ничем не отличается от си-
стемы управления с автоматическим регулятором, т. е. автопило-
том (рис. 3.1).
При регулировании (ручном или автоматическом) любого пара-
метра движения самолета (крена, тангажа, скорости, высоты и
др.) летчик или регулятор должен реагировать не только на от-
клонение самого параметра от заданной величины, но и на пер-
вую производную от параметра, т. е. на скорость его изменения.
Например, если требуется лететь без крена, то летчик (или авто-
пилот) должен отклонять элероны не только с учетом величины
147
крена у, но и с учетом скорости изменения крена, т. е. с учетом
(Ох (рис. 3.2).
Разумеется, ни о каких производных летчик в полете не думает,
но анализ показывает, что поступает он именно указанным выше
способом: образовался случайный левый крен; летчик реагирует
на левый крен у, отклоняя ручку вправо; самолет с ускорением
Рис. 3.1. Принципиальная схема системы управления летчик — самолет
словесные рассуждения и сводятся
Рис. 3.2. Изменение крена по времени
при реакции элеронами:
/ — только на крен; 2 — на крен и его произ-
водную
начинает убирать крен, вращаясь вправо; летчик отклоняет ручку
влево, реагируя на юх; самолет останавливается ((ох = 0) при ну-
левом крене (т = 0); летчик ставит элероны нейтрально. А все эти
к тому, что летчик отклоняет
элероны по математическому
закону
8э = — М — k2Mx-
Самолет перемещается в
трехмерном пространстве, и
положение его центра тяжести
определяется тремя линейны-
ми координатами: %, уу z (это
или географическая широта,
высота полета и географиче-
ская долгота, или координаты,
связанные с аэродромом или
другой точкой на земле или в
воздухе). Кроме того, самолет может вращаться вокруг своих
трех осей, и его положение в этом движении определяется тремя
угловыми координатами: углом крена у, курсовым углом ср, углом
тангажа 8.
Итак, для самолета имеем шесть основных параметров дви-
жения. Но для их регулирования необходимо реагировать еще и на
шесть производных, т. е. на три линейные и на три угловые ско-
рости: x = Vx, y = H = Vy; z = Vz; у—	0~(ог
(рис. 3.3). Таким образом, по каналам обратных связей автомат
или летчик должен пропускать не менее 12 величин. Фактически
их больше, так как, например, для регулирования скорости полета
Vx требуется реагировать на ее производную VXi т. е. на вторую
производную от координаты самолета. Заметим для сравнения,
что водитель трамвая регулирует только одну координату х (рас-
148
стояние вдоль рельсов) и ее производную Vx (скорость); водитель
автомобиля — уже две координаты и две производные (может
передвигаться по плоскости вдоль двух осей), а для мотоциклиста
добавляется еще и крен.
Прямые связи (от летчика к самолету), т. е. реакции самолета
на отклонение рулей, уже рассмотрены ранее (гл. 2, § 2 «Управ-
ляемость самолета»).
Обратные связи (от самолета к летчику) осуществляются
с помощью органов чувств, основные свойства которых здесь на-
помним.
Рис. 3.3. Основные параметры самолета, подлежащие
регулированию
Зрением летчик воспринимает свыше 90% информации о по-
лете. Глаз среднего человека различает около 570 градаций силы
света (от полной темноты до непереносимой яркости), 128 града-
ций цвета (от фиолетового до красного) и свыше 160 миллионов
отдельных точек в окружающей сферической картине (две точки
различаются отдельно, если они видны под углом не менее Г).
Ни один даже самый совершенный прибор не может сравниться
с глазом по объему информации, извлекаемой из картины окру-
жающего мира.
Звук характеризуется человеком по силе и высоте тона. Слу-
хом летчик воспринимает характер работы двигателя, шум по-
тока воздуха, указания руководителя полетов и сообщения других
членов экипажа, появление посторонних звуков, звуковую сигнали-
зацию и т. д. Информационная емкость звукового канала несоиз-
меримо меньше, чем канала зрения.
Вестибулярным аппаратом (расположенным в среднем ухе) лет-
чик воспринимает положение тела в кабине относительно кажу-
щейся вертикали, линейные и угловые ускорения. Перемещение
или вращение самолета с постоянной скоростью никакими орга-
нами чувств непосредственно не улавливается. Отсюда вытекает
149
невозможность «слепого полета» без приборов. Никаким «птичьим
чувством» даже хороший летчик не обладает. Кстати, такого
чувства нет и у птицы; она с завязанными глазами или в
тумане лететь не может и срывается в самый настоящий
штопор.
Мышечно-суставным чувством летчик определяет переме-
щение рычагов управления и усилия на них, вибрации, пере-
грузки.
Распространено мнение, что трудности управления современ-
ным сверхзвуковым самолетом связаны с недостатками органов
чувств человека. Но это не совсем правильно, так как органы
чувств пока что со своими задачами по восприятию информации о
полете в основном справляются.
Настоящие трудности связаны с ограниченными возможностя-
ми головного мозга по переработке поступающего через органы
чувств потока информации.
Рассмотрим основные свойства летчика как звена в системе уп-
равления самолетом, т. е. его возможности по восприятию и пере-
работке информации.
1.	Летчик может перерабатывать поступающую информацию о
полете только последовательно, путем переключения внимания.
Одновременно осмысливать несколько сигналов и выдавать реше-
ния для нескольких параллельных действий мозг не в состоянии.
Наукой установлено, что никакого распределения внимания не су-
ществует. Способность человека выполнять одновременно несколь-
ко осмысленных операций — это есть не что иное, как способность
к быстрому переключению внимания и к интерполяции поступаю-
щих сигналов.
В соответствии с новыми данными науки целесообразно во
всех материалах слова «распределение внимания» заменить сло-
вами «переключение внимания». Но на принципы пилотирования
это никак не повлияет, так как и раньше имелось в виду именно
переключение внимания.
2.	Переключение внимания с одного сигнала (параметра,
объекта, прибора) на другой может происходить за 0,02—0,03 с.
Опытный летчик может за 1 мин выполнить до 120 переключе-
ний внимания с одного прибора на другой, уделяя каждому при-
бору около 0,5 с (сюда входит 0,03 с на переключение внимания
и 0,47 с на осмысливание показания прибора).
Переключение внимания (что происходит «внутри» головы) не
следует путать с переносом взгляда; можно смотреть в одно ме-
сто, а думать о другом.
3.	Летчик имеет пороги нечувствительности к поступающим
сигналам; это означает, что малые сигналы или малые изменения
больших сигналов сознанием не улавливаются. Величина порога
нечувствительности часто зависит от силы сигнала. Например,
летчик хорошо различает изменение нагрузки на ручке управления
от 1 до 2 кгс, но не может уловить разницы между нагрузками
20 и 21 кгс.
150
Если имеются в виду сигналы, поступающие от приборов, то
в большинстве случаев величина порога нечувствительности
равна цене наименьшего деления на шкале соответствующего при-
бора.
4.	Летчик запаздывает с реакцией на дискретный сигнал (за-
горелась лампочка — нажми кнопку) на 0,2—0,3 с.
5.	Летчик может правильно реагировать на сигналы, посту-
пающие с частотой не более 3—5 Гц (3—5 сигналов в се-
кунду) .
6.	Летчик способен величину сигнала интерполировать во вре-
мени. Интерполяция — это восстановление величины сигнала во
время перерыва наблюдения за ним (мысленное заполнение про-
межутков), что наряду с быстрым переключением внимания дает
иллюзию непрерывного наблюдения за несколькими сигна-
лами одновременно. Например, если летчик на указателе ско-
рости увидел цифру «600», а через несколько секунд цифру «610»,
то ему кажется, что наблюдение за ростом скорости в этот про-
межуток велось непрерывно, так как мысленно заполнился ряд
600—601—602—...—610.
7.	Летчик способен величину поступающего сигнала экстрапо-
лировать во времени. Экстраполяция — это предвидение величины
сигнала в ближайшем будущем по динамике предыдущего про-
цесса. Например, если летчик видит, что скорость увеличивается
(600—...—610), то он мысленно продолжает этот ряд скоростей
в будущее время (611—612—...) и принимает соответствующее ре-
шение.
8.	Летчик по изменяющейся величине сигнала может оценить
его первую и вторую производные, т. е. скорость изменения сиг-
нала и скорость изменения скорости (ускорение). Например, оце-
нивая на посадке высоту до земли //, летчик оценивает ско-
рость приближения земли H=Vy и изменение скорости прибли-
жения земли H—Vy (замедляется приближение земли или
нет).
Но имеется предположение, что не все люди способны улав-
ливать вторую производную от наблюдаемого сигнала. Курсант с
указанной особенностью психики будет на посадке правильно оп-
ределять высоту Н и скорость снижения H=Vy, но упустит из
виду изменение скорости снижения Н = Vy, без чего невозможно
формирование правильного профиля посадки.
Если инструктор обратит внимание такого курсанта на скорость
снижения самолета, то курсант будет правильно определять ско-
рость снижения Vy и изменение этой скорости Vy, но... упустит из
виду высоту //, без чего опять-таки невозможна правильная по-
садка. В последнем случае основным сигналом для курсанта яв-
ляется Vy, а Vу — его первой производной.
Курсанта, не улавливающего высоту, скорость снижения и из-
менение этой скорости, обучить посадке невозможно. Причем за-
151
труднения в обучении часто остаются не совсем понятными и ин-
структору, и курсанту, так как последний «землю видит», т. е.
вроде бы правильно определяет высоту до земли, но никак не мо-
жет добиться устойчивого профиля выравнивания и выдержива-
ния.
9.	Летчик может интегрировать величину поступающего сиг-
нала. Например, определив скорость накренения шх, летчик непро-
извольно прикидывает, какой крен у будет у самолета через опре-
деленный промежуток времени. Это и есть интегрирование, так как
10.	Летчик может перерабатывать поступающую информацию
о полете со скоростью около 5 бит/с. Это есть самое важное для
управления самолетом свойство головного мозга человека, проана-
лизируем его несколько подробнее.
В литературе по инженерной психологии можно встретить 20,
50 и даже 100 бит/с. Но это цифры для скорости различного вида
пассивного восприятия информации, а не для скорости ее активной
переработки в целях принятия решения на какое-либо конкретное
действие рычагами управления.
§ 2. ПЕРЕРАБОТКА ЛЕТЧИКОМ ИНФОРМАЦИИ О ПОЛЕТЕ
Информация (в математическом смысле)—это группа физи-
ческих сигналов, побуждающая их получателя к определенному
поведению.
Информацию можно измерить. Единицей измерения является
бит (сокращение от англ, binary digit — двоичное число). Бит —
это количество информации, равнозначное той, которую можно
получить с помощью слов «да» или «нет». Если наблюдаемая си-
стема (лампочка, индикатор, переключатель, прибор и др.) может
находиться только в двух равновероятных состояниях (лампочка
горит или нет, стрелка индикатора — вправо или влево, рычаг пе-
реключателя— вверх или вниз и т. д.), то полная информация о
состоянии такой системы и содержит только 1 бит.
При неравной вероятности двух состояний системы количество
информации уменьшается, т. е. становится меньшим, чем 1 бит.
И, например, перегоревшая лампочка не может дать никакой
информации (0 бит), так как вероятность того, что она загорится
равна нулю.
Но чтобы не усложнять вопроса, рассмотрим только равнове-
роятные сигналы.
Итак, если наблюдаемая система может находиться в двух
равновероятных состояниях, то она несет 1 бит информации. Если
же наблюдаемая система может находиться в т равновероятных
состояниях, то она несет информацию, равную
J= 1dm,
где J—количество информации, бит;
1dm — логарифм т при основании 2, т. е. log2m,
152
В соответствии с определением логарифма должно быть спра-
ведливо и такое равенство:
2J =т.
Дадим для наглядности краткую таблицу:
т	1	2	3	4	8	16	32	64	128
J	0	1	1.6	2	3	4	5	6	7
Пример. Пусть на каком-то этапе полета стрелка прибора
скорости может с равной вероятностью занимать любое положе-
ние между 400 и 560 км/ч и летчик замечает изменение скорости
на величину не менее 5 км/ч (это порог нечувствительности, рав-
ный в данном случае цене деления на шкале прибора). Итак, в
указанном диапазоне скоростей летчик может различить только
32 разных положения стрелки (более мелкие перемещения не
улавливаются), т. е. наблюдаемая система может находиться в
т = 32 различных состояниях и летчик, взглянув на прибор ско-
рости, снимает с него 5 бит информации, на осмысливание кото-
рой нужно затратить около 1 с.
Опытный летчик, давая вероятностную оценку различным си-
туациям и параметрам полета (разумеется, подсознательно), осу-
ществляет пилотирование на основе меньшего количества ин-
формации по сравнению с неопытным летчиком, который для
пилотирования привлекает избыточную информацию.
Например, при подходе к верхней точке полупетли неопытный
летчик, собираясь взглянуть на указатель скорости, ожидает уви-
деть стрелку между цифрами «200» и «520» (64 деления по
5 км/ч); взглянув на прибор, он снимает 6 бит информации
(Id 64 = 6), на осмысливание которой уходит 1,2 с (скорость пере-
работки информации, как указывали, равна 5 бит/с). Опытный
летчик, подсознательно оценивая характер протекания фигуры с
учетом статистики предыдущего опыта пилотирования, в той же
ситуации ожидает увидеть стрелку в более узком диапазоне, на-
пример между цифрами «400» и «440» (8 делений по 5 км/ч);
взглянув на прибор, он снимает 3 бит информации (Id 8 = 3), на
осмысливание которой уходит 0,6 с. Обрабатывая информации
меньше, опытный летчик менее устает, у него остается больший
резерв времени для выполнения других задач. Очень часто опыт-
ный летчик вообще не оценивает саму величину того или иного
параметра полета, а только смотрит, в нормальных ли преде-
лах заключена эта величина (да или нет), на что уходит только
0,2 с. Но если в полете происходит какой-то редкий особый слу-
чай, совершенно не соответствующий статистическому опыту ста-
рого летчика, то в такой необычной ситуации часто быстрее раз-
бирается более молодой летчик.
153
Каким образом образуется поток информации, который дол-
жен перерабатывать летчик при выполнении полета? Покажем
это на примере вычисления потока информации в прямолинейном
горизонтальном полете (в пример введены многочисленные допу-
щения и упрощения).
1.	Определяем главные параметры движения, без регулирова-
ния которых выполнение данного этапа полета невозможно. Для
установившегося горизонтального полета такими параметрами
будут крен у, тангаж 8, скорость V, высота Н.
2.	Назначаем (пока произвольно) величину периода переклю-
чения внимания Льв = 6 с. Это значит, что через каждые 6 с лет-
чик один раз определяет (и исправляет, если нужно) величину
крена, тангажа, скорости и высоты. На практике величина Гпв и
порядок переключения внимания назначаются не произвольно, а
вычисляются из условия наименьшего количества информации,
потребной летчику для выполнения полета с заданной точ-
ностью.
3.	Предполагаем, что за время Гп.в = 6 с (т. е. за то время,
пока летчик не наблюдает за параметром движения самолета)
крен может измениться на ±20° (8 делений по 5° на авиагори-
зонте, или 3 бит), тангаж — на ±10° (4 деления по 5° на авиаго-
ризонте, или 2 бит), скорость — на ±15 км/ч (6 делений по
5 км/ч на указателе скорости, или 2,6 бит), высота — на ±80 м
(16 делений по 10 м на высотомере, или 4 бит). На практике все
эти цифры определяются по результатам летных испытаний и яв-
ляются случайными величинами. Но теория информации свободно
оперирует и со случайными функциями и величинами.
4.	Итак, устанавливаем, что осматривая каждые 6 с указанные
приборы, летчик снимает с них 3 + 2 + 2,6 + 4 = 11,6 бит информа-
ции, на переработку (осмысливание) которой он должен затра-
тить время, равное 11,6:5 = 2,32 с (скорость переработки инфор-
мации 5 бит/с). Если сюда добавить время на четыре переключе-
ния внимания, равное 0,03-4=0,12 с, то каждые 6 с непосредст-
венно на управление самолетом в горизонтальном полете будет
затрачиваться 2,32+0,12 = 2,44 с, что составляет 2,44:6 = 0,4
(40%) общего резерва времени (остальные 60% времени мож-
но уделить контролю других приборов, радиообмену, осмотру воз-
душного пространства и др.).
Относительное время, затрачиваемое непосредственно на уп-
равление самолетом, называется коэффициентом напряженности
полета (&н.п). В примере &н.п=0,4 (40%), но практически в гори-
зонтальном полете коэффициент напряженности меньше (около
0,10—0,15). Завышенная цифра получилась потому, что в примере
были сделаны упрощения:
—	не вычислили оптимального периода переключения внима-
ния, а произвольно назначили Тп.в = 6 с;
—	не определили оптимального порядка переключения внима-
ния, а назначили произвольный порядок (крен — тангаж — ско-
рость— высота—крен—тангаж и т. д.); при оптимальном по-
154
рядке переключения внимания быстро изменяющиеся параметры
нужно контролировать чаще, медленно изменяющиеся реже (на-
пример, крен — тангаж — скорость —- крен — тангаж — высота —
крен — тангаж и т. д.);
—	не учли так называемую корреляцию, т. е. связь между
отдельными параметрами полета (например, скорость изменяется
не произвольно, а в некоторой связи с изменением тангажа и вы-
соты);
—	не учли, что возможные приращения параметров полета за
время Гпв являются случайными величинами.
Выводы.
Трудности пилотирования на современном самолете связаны в
основном с увеличением среднего коэффициента напряженности
полета &н.п, что явилось результатом увеличения среднего потока
информации, которую летчик должен перерабатывать для выпол-
нения того или иного этапа полета с заданной точностью.
При увеличении потока информации свыше 5 бит/с летчик не
успевает ее перерабатывать и наступает так называемое состоя-
ние стресса, когда летчик, как говорят, «перестает соображать»,
или судорожно замирает и зажимает управление, или начинает
беспорядочно отклонять рычаги в разные стороны. Увеличение по-
тока информации свыше 5 бит/с (&н.п>1) может произойти в ава-
рийной ситуации или в усложнившихся условиях полета, напри-
мер при слепом заходе на посадку в условиях минимума погоды
и сильного бокового ветра.
Порядок переключения внимания на основных этапах полета
должен быть научно обоснованным, а не назначаться произвольно.
Летчик должен примерно придерживаться этого оптимального
порядка переключения внимания, так как в противном случае
коэффициент напряженности полета резко возрастает, т. е. увели-
чивается относительное время, которое необходимо затрачивать
непосредственно на управление самолетом. При беспорядочном
переключении внимания все время уходит на пилотирование
(&н.п=1) и не остается никакого резерва для других опе-
раций.
Однако нельзя установить и оттренировать какой-то один же-
сткий порядок переключения внимания (и этого не следует де-
лать), так как этот порядок зависит от многих случайных фак-
торов. Как показывает опыт, один и тот же летчик на одном и
том же этапе полета переключает внимание не всегда одинаково.
Но это не означает, что никакого порядка переключения внима-
ния нет. Он существует, но не в виде строгой последовательности,
а в виде определенных принципов, главные из которых сле-
дующие.
Чаще следует контролировать быстро изменяющиеся пара-
метры полета, реже — медленно изменяющиеся. Период контроля
должен быть таким, чтобы за время отсутствия наблюдения от-
клонение отдельного параметра от нормы не выходило за допу-
155
стимые пределы (по условиям безопасности или выполнения за-
дания). Слишком частый контроль увеличивает поток отрабаты-
ваемой информации и бесполезно загружает внимание летчика.
Но это не означает, что для каждого отдельного параметра уста-
навливается свой период контроля. Все контролируемые пара-
метры целесообразно собрать примерно в три группы и устано-
вить три периода контроля.
Первая группа параметров контролируется «непрерывно»,
т. е. периодически просматривается через каждые несколько се-
кунд (на разных этапах полета сюда можно отнести крен, тангаж,
вертикальную скорость, перегрузку, прицел и др.).
Вторая группа параметров контролируется реже (это, на-
пример, высота, скорость, курс и др.).
Третья группа контролируется еще реже (время полета,
запас топлива, давление в кабине и др.). При этом цикл переклю-
чения внимания по группам будет выглядеть примерно так: 1 — 1 —
2—1 — 1—2—1 — 1—3 и т. д. Заметим, что на разных этапах полета
отдельные параметры могут попадать в различные группы, напри-
мер на посадке высота переходит в первую группу и контроли-
руется «непрерывно».
Не следует контролировать параметры полета из чистого лю-
бопытства, т. е. те параметры, которые не играют роли на дан-
ном этапе полета или на которые в данный момент летчик по-
влиять не может. Например, на восходящей части петли Нестерова
бесполезно смотреть на вариометр, так как неизвестно, как ис-
пользовать его показания.
Для снижения потока перерабатываемой информации и коэф-
фициента напряженности полета применяют:
—	полуавтоматические системы управления (летчик изменяет
режим полета, автоматика его сохраняет);
—	приборы с вертикальными или горизонтальными шкалами
(с ряда приборов снимается 1 бит информации, т. е. летчик только
смотрит, на одном уровне все индексы или нет);
—	директорные приборы (делай то, что указывает прибор, без
переосмысливания его показаний);
—	комбинированные приборы;
—	световую индикацию важнейших параметров полета на ло-
бовом стекле фонаря;
—	упрощение кабины, т. е. изъятие лишних приборов, лампо-
чек, рычагов и кнопок, которые могут понадобиться очень редко
(или вообще никогда), но постоянно отвлекают внимание летчика
от важнейших параметров полета и замедляют принятие решения
в сложной ситуации;
— интегральные приборы обрабатывают эти данные и выдают
информацию летчику в виде интегральной, удобной для обозре-
ния картины.
Летные и пилотажные свойства самолета на современном этапе
развития авиации нельзя определять изолированно от психофизио-
156
логических свойств летчика, его возможностей воспринимать и
перерабатывать информацию, поступающую из кабинного и зака-
бинного пространства.
§ 3. ДВА ТИПА ВОСПРИЯТИЯ ПОЛОЖЕНИЯ САМОЛЕТА
В ПРОСТРАНСТВЕ
Летчиков по восприятию положения самолетов в пространстве
можно разделить на два типа. Первые психологически изолиру-
ются от окружающего пространства, рассматривают самолет, ка-
Рис. 3.4. Психологическое представление положения самолета на левом
вираже различными летчиками
бину и себя той основной точкой, относительно которой как бы
перемещается и вращается все остальное (кажется, что на ви-
раже горизонт становится боком, на бочке в штопоре вращается
земля, на пикировании земля надвигается и т. д.). Такие лет-
чики пилотируют как бы в связанной с самолетом системе коор-
динат.
Вторые летчики психологически связывают себя с окружаю-
щим пространством (с землей), рассматривают себя и самолет
как бы со стороны (пилотируют как бы в земной системе коорди-
нат), т. е. непосредственно представляют перемещение и враще-
ние именно самолета относительно земли, а не земли относи-
тельно самолета.
На рис. 3.4 (в качестве примера) условно показано, как пси-
хологически представляется положение самолета на левом ви-
раже летчикам первого и второго типа.
Предпочтительнее летчики второго типа (особенно в истреби-
тельной авиации), так как они затрачивают меньше времени на
переработку информации о положении самолета в пространстве.
Летчики первого типа для суждения о положении самолета в про-
странстве должны проделать предварительный мысленный переход
к земной системе координат («земля вращается влево, следова-
157
тельно, самолет вращается вправо»), на что уходит дополнитель-
ное время. Психологией первого типа обычно обладают курсанты
на первоначальном этапе обучения, но иногда (и довольно часто)
такая особенность восприятия полета сохраняется у летчика на
все время.
Выработке нецелесообразного восприятия полета первого типа
способствуют закрытая кабина (поэтому на первых этапах обуче-
ния раньше заставляли летать с открытым фонарем), излишнее
внимание приборам (особенно вредно приучаться пилотировать
по приборам при наличии визуальной видимости), боязнь полета и
мышечная скованность, ближняя фокусировка зрения.
Последнее разъясним подробнее. Зрение можно сфокусировать
на ближних предметах (на приборах, прицеле, фонаре, носовой ча-
сти самолета), но тогда дальние предметы (земля, другие само-
леты и др.) будут видны расплывчато (рис. 3.4, слева). Зрение
можно сфокусировать на дальних предметах, но тогда будут
видны расплывчато ближние предметы. Летчик, привыкший вы-
полнять пилотаж по приборам (бочку по авиагоризонту), не-
вольно фокусирует зрение на близкую точку даже тогда, когда
смотрит, как ему кажется, вдаль. При этом, например, другой са-
молет может быть замечен только на сравнительно близком рас-
стоянии (вдруг появился неизвестно откуда).
Летчик-истребитель должен выполнять пилотаж, уделяя боль-
шую часть времени внекабинному пространству, и периодически
проверять дальнюю фокусировку зрения, переводя для этого
взгляд на какие-либо отдаленные предметы (облака, наземные
ориентиры и др.).
§ 4. ОШИБКИ ЛЕТЧИКА И ОТКЛОНЕНИЯ САМОЛЕТА
При пилотировании летчик может допускать различного рода
ошибки.
Ошибкой называется неправильное, несоразмерное, некоорди-
нированное или несвоевременное перемещение (или неперемеще-
ние) летчиком рычагов управления самолетом. Ошибки летчика
приводят к отклонениям самолета.
Отклонением называется отличие фактических параметров по-
лета самолета от заданных.
У ошибки летчика имеются причины. Кроме того, анализ оши-
бок и отклонений должен включать способ исправления отклоне-
ния (в полете) и мероприятия (на земле) по предупреждению оши-
бок в будущем.
При разборе и анализе полетов нельзя путать отклонения,
ошибки и их причины. Следует помнить, что ошибку делает лет-
чик, а отклонение—- самолет. Неправильно, например, говорить,
что летчик на посадке допустил ошибку — высокое выравнивание.
Это не ошибка, а отклонение самолета. Правильно анализировать
этот случай нужно примерно по следующей схеме:
158
1)	отклонение самолета — высокое выравнивание (рассказы-
ваете, как было дело);
2)	ошибка летчика, приведшая к этому отклонению самоле-
та,— преждевременное (или несоразмерное с высотой) взятие
ручки на себя;
3)	причина ошибки — летчик смотрел на землю близко к само-
лету (или разогнал скорость на снижении, или отвлек взгляд от
земли и т. д.);
4)	исправление отклонения — задержать ручку, дать самолету
снизиться и т. д. (по инструкции); разобрать, как летчик исправ-
лял отклонение;
5)	предупреждение ошибки — провести теоретические занятия,
дать контрольный полет и т. д.
Искусство командира и состоит в том, чтобы установить ис-
тинную причину ошибки. Если причина найдена, то остальное
просто.
Отклонения самолета могут быть различными по своей вели-
чине. Малое отклонение обычно не считается отклонением, и на
него внимание не обращается. Большое отклонение называют
предпосылкой к летному происшествию. Очень большое отклоне-
ние может непосредственно привести к летному происшествию.
Принято анализировать только предпосылки и летные происше-
ствия, но с точки зрения науки следует обратить внимание на ана-
лиз именно малых отклонений, что и обоснуем ниже.
В соответствии с марксистской философией закономерность
явлений есть диалектическое сочетание необходимости и случай-
ности. То, что утверждается как необходимое, слагается из чи-
стых случайностей, а то, что считается случайным, представляет
собой форму, за которой скрывается необходимость. Необходимое
(закономерное) явление при данных условиях неизбежно; слу-
чайное (но тоже закономерное) явление может произойти, а мо-
жет и не произойти. Если в конце разбега откажет двигатель,
то самолет выкатится за пределы ВПП (в соответствии с зако-
нами динамики); но дело может закончиться или без последст-
вий, или аварией, или катастрофой (в соответствии с законами
теории вероятностей).
Отклонения самолета при пилотировании относятся к катего-
рии случайных явлений и должны исследоваться соответствую-
щими математическими методами — методами теории вероят-
ностей.
Случайные отклонения самолета при пилотировании в боль-
шинстве случаев подчиняются нормальному закону распределе-
ния, который далее и возьмем как частный случай для анализа
качества полетов (случаи, когда отклонения подчиняются другим
законам распределения по теории вероятностей, для простоты
опустим).
Нормальный закон распределения характеризуется двумя вели-
чинами: положением центра рассеивания *цР и вероятным откло-
нением ДХв.о- Центр рассеивания — это точка на оси х, относи-
159
тельно которой отклонения распределены в обе стороны поровну
(по 50%). Вероятное отклонение — это ближайший к центру рас-
сеивания отрезок Дх, в который укладывается 25% отклонений
(с одной или другой стороны от центра рассеивания).
Нормальный закон распределения состоит в том, что если оп-
ределили центр рассеивания и величину вероятного отклонения,
т. е. отрезок, в который попадает 25% отклонений рядом с цен-
тром рассеивания, то в следующий такой же отрезок с наибольшей
вероятностью попадает 16,13% всех отклонений, в третий такой
же отрезок — 6,72%, в четвертый—1,8%, в пятый — 0,3%, в ше-
стой— 0,03% и т. д. Правда, после пятого отрезка нормальный за-
кон распределения обычно нарушается и должен заменяться дру-
гим законом.
Сказанное сведем в таблицу, в которой кроме процентов дана
для удобства и соответствующая дробь (приближенная):
Номер отрезка по порядку от центра рассеивания (ширина каждого отрезка равна вероятному отклонению)	1	2	3	4	5	6
Вероятность попада- ния отклонений в дан- ный отрезок	25%	16,13%	6,72%	1.8%	~0,з%	-0,03%
	V4	1/6	1/15	1/55	1/330	1/3300
Пример. При анализе полетов в п-й части определили, что на
посадке центр рассеивания точек приземления находится на рас-
стоянии 200 м от начала ВПП (хц.р = 200 м), т. е. 50% посадок
произошло до этой точки и 50% —за ней. Кроме того, 50% луч-
ших (по расчету) посадок произошло в полосе ±50 м от центра
рассеивания, т. е. 25% лучших посадок произошло в полосе
150—200 м от начала ВПП и 25% — в полосе 200—250 м. Таким
образом, вероятное отклонение Дхв.о = 50 м. На основе этих крат-
ковременных наблюдений можно сделать прогноз:
— 16,13% приземлений (1 из 6) вероятнее всего произойдет
в полосе 100—150 м от начала ВПП;
— 6,72% приземлений (1 из 15)—в полосе 50—100 м от на-
чала ВПП;
— 1,8% приземлений (1 из 55)—в полосе 0—50 м от начала
ВПП;
— 0,3% приземлений (1 из 330) —до ВПП на грунт (рис. 3.5).
Заметим, что каждая из указанных цифр в свою очередь яв-
ляется вероятностной величиной. Например, при предполагаемом
количестве будущих посадок (1000) можно с различной вероятно-
стью ожидать, что при установленном законе распределения в
IV полосу (0—50 м от начала ВПП) может попасть и 18, и 15, и
25, и даже 100 приземлений; но вероятность каждого случая раз-
160
лична. Наиболее вероятно, что в IV полосу попадет именно 18
приземлений, а вероятность попадания в эту полосу 100 приземле-
ний практически равна нулю, хотя теоретически соответствующую
цифру и можно вычислить.
Таким образом, на основании сравнительно небольшого коли-
чества наблюдений можно установить закон распределения откло-
нений (Хц.р и Дхв.о), а затем делать прогноз относительно ожи-
даемой вероятности появления отклонений той или иной величины,
в том числе о вероятности появления предпосылок к летным про-
исшествиям и самих летных происшествий.
Рис. 3.5. Пример распределения по нормальному закону точек приземле-
ния самолета
В первом примере вероятность появления предпосылки к лет-
ному происшествию равна 0,33% (0,3% + 0,03%+...), если предпо-
сылкой здесь считать посадку до бетонной ВПП на грунт.
Пример. На четвертом развороте летчики и-й части выдержи-
вают в среднем скорость 450 км/ч (это центр рассеивания скоро-
стей); пусть 50% лучших разворотов укладываются в скорость
450±20 км/ч (20 км/ч — это вероятное отклонение). Тогда можно
сделать прогноз:
— 25% разворотов (1 из 4) вероятнее всего (но необязатель-
но) будет выполнено на скорости 430—450 км/ч;
— 16,13% разворотов (1 из 6)—на скорости 410—430 км/ч;
—	6,72% разворотов (1 из 15)—на скорости 390—410 км/ч;
—	1,8% разворотов (1 из 55)-—-на скорости 370—390 км/ч;
—	0,3% разворотов (1 из 330)—на скорости 350—370 км/ч
и т. д.
Если, предположим, на четвертом развороте срыв в штопор
данного самолета происходит при потере скорости ниже 370 км/ч,
6 В. Н. Медников	161
то при такой точности пилотирования можно ожидать срыв с раз-
ворота в среднем через каждые 300 полетов (0,3%+0,03%+...=
=0,33%).
Пример. В верхней точке петли Нестерова в 50% лучших слу-
чаев скорость 400±25 км/ч. Прогноз: в 25% случаев должны
ожидать уменьшения скорости до 375 км/ч, в 16,13% случаев —
до 350 км/ч, в 6,72% случаев — до 325 км/ч и т. д.
Выводы.
1. Следует анализировать не только предпосылки к летным
происшествиям, но и закон распределения малых отклонений.
Закон распределения отклонений в пилотировании можно с
достаточной точностью установить на основании сравнительно не-
большого количества полетов (нескольких десятков), а затем де-
лать прогноз о вероятности больших и аварийных отклонений в
будущем, т. е. большие отклонения и летные происшествия под-
даются научному (математическому) прогнозированию.
2. Прогнозирование предпосылок к летным происшествиям ни
в коем случае не означает их фатальную неизбежность. Задав-
шись как угодно малой вероятностью больших отклонений (или
летных происшествий), можно найти необходимую точность пило-
тирования, которая обеспечит желаемый уровень безопасности
полетов. В нашем первом примере точность пилотирования на по-
садке обеспечивала приземление в 50% случаев на расстоянии
200±50 м от начала ВПП и один случай из 300 приходился на
приземление до ВПП (это были пятая, шестая и последующие
полосы от центра рассеивания). Если точность пилотирования уве-
личить совсем немного, например так, чтобы 50% лучших посадок
приходилось в полосу 200±40 м от начала ВПП, то за пределами
ВПП будет находиться уже не пятая и последующие, а шестая и
последующие полосы (здесь Дхв.о=40 м), на которые приходится
только 0,03% (1 из 3300) всех посадок. Итак, увеличив точность
приземления в примере всего на ’/в (с ±50 до ±40 м), увеличили
безопасность приземления более чем в 10 раз (уменьшили вероят-
ность посадки до ВПП с 1/300 до 1/3300).
ДАЖЕ САМОЕ НЕЗНАЧИТЕЛЬНОЕ УЛУЧШЕНИЕ
КАЧЕСТВА И ТОЧНОСТИ ПИЛОТИРОВАНИЯ ПРИВОДИТ
К РЕЗКОМУ УМЕНЬШЕНИЮ ВЕРОЯТНОСТИ
ПРЕДПОСЫЛОК К ЛЕТНЫМ ПРОИСШЕСТВИЯМ ИЗ-ЗА
ОШИБОК В ТЕХНИКЕ ПИЛОТИРОВАНИЯ
8. Принимать меры по поводу отдельных отклонений беспо-
лезно, если только эти отклонения укладываются в нормальный
закон (не имеются в виду случаи сознательного нарушения лет-
ной дисциплины). Мероприятия должны быть направлены или на
смещение центра рассеивания в безопасную сторону, или на умень-
шение вероятного отклонения. Смещение центра рассеивания де-
лается просто (приказом, директивой, указанием и пр.), а умень-
162
шение вероятного отклонения достигается кропотливой и длитель-
ной работой по обучению и воспитанию летчиков.
Пример. На самолете М в определенных условиях полета при
перегрузке пу—1 наступает явление подхвата, а летчики данной
части выдерживают перегрузку при маневрировании с точностью
Anv=±0,5 (считая Ап1/=0,5 вероятным отклонением перегрузки).
Если в этих условиях дать задание пилотировать с перегрузкой
//^ = 6 (это будет центром рассеивания), то вероятнее всего, что
в 6,72% случаев (1 из 15) будет достигнута перегрузка nv=7-f-7,5
(третья полоса) и произойдет опасный подхват. Как бы мы ни
разбирали каждый отдельный случай, при данной точности пило-
тирования подхват будет повторяться в среднем с частотой 1:15
(вернее, с частотой ту + ^ + ^ + • • •) •
Если командир директивным указанием установит для пилоти-
рования перегрузку пу=5 (т. е. сместит центр рассеивания), то на
перегрузку п„=7-т-7,5 (на пятую полосу) придется уже только
0,3% случаев (1 из 330). Но при этом маневренные возможности
самолета будут использованы не полностью.
Такого же результата можно добиться повышением средней
точности пилотирования с Апу=±0,5 до Аи1/=±'0,25. Тогда при
пилотировании с заданной перегрузкой nv = fj пятая полоса откло-
нений будет соответствовать перегрузке nv=7 4-7,25, т. е. вероят-
ность подхвата также будет снижена до 0,3%, но без дополни-
тельного ограничения величины перегрузки.
4. Оценивать технику пилотирования (и другие элементы по-
лета) правильнее всего по положению центра рассеивания и по
вероятному отклонению. Например, следует писать: «Скорость на
вираже равна 590±15 км/ч», вкладывая сюда тот смысл, что
590 — это центр рассеивания скоростей, а 15 — это их вероятное
отклонение. Выводить характеристики закона распределения от-
клонений можно как для отдельных летчиков, так и для подраз-
делений и частей.
Смещение центра рассеивания от заданной величины говорит
об ошибочной методике обучения (например, скорость на вираже
указана 600 км/ч, а фактически она в среднем равна 580±10 км/ч).
В этом случае можно сказать, что учат не тому, чему следует.
Большое вероятное отклонение говорит о слабой методической
или летной подготовке инструкторов, о неспособности или слабой
подготовке обучаемых (скорость на вираже равна 600 ±50 км/ч).
В этом случае можно предположить, что учат тому, чему следует,
но плохо.
В процессе летной подготовки центр рассеивания асимптотиче-
ски приближается к заданному, а вероятное отклонение — к неко-
торому пределу. На рис. 3.6 дана примерная зависимость изме-
нения точности пилотирования (по перегрузке) от количества вы-
полненных виражей с заданным креном 60°. Видно, что после не-
которого количества тренировок точность пилотирования улуч-
шается мало, и можно установить разумный предел в отработке
163
того или иного элемента полета. Дальнейшее улучшение качества
пилотирования здесь может быть достигнуто в результате корен-
ной перестройки методики обучения по данному упражнению, а
не увеличения количества по-
летов.
В заключение заметим, что
не только отклонения в пило-
тировании, но и характеристи-
ки самолета, оборудования и
вооружения, параметры фи-
гур и маневров, действия лет-
чиков и командных пунктов,
предпосылки к летным проис-
шествиям, простые полеты и
воздушные бои носят вероят-
ностный (статистический) ха-
рактер. Даже такая, каза-
лось бы, неизменная величи-
на, как, например, площадь
крыла самолета данного типа,
есть вероятностная характери-
стика (правда, вероятное от-
Рис. 3.6. Характер изменения центра
рассеивания и вероятного отклонения
перегрузок при отработке виража
с креном 60°
клонение здесь составляет несколько квадратных сантиметров
или миллиметров). Поэтому изучение теории вероятностей, яв-
ляющейся математическим отражением диалектической взаимо-
связи между случайностью и необходимостью, также является не-
обходимым элементом подготовки современного летчика и
командира.
Глава 4
ПИЛОТИРОВАНИЕ ПРИ МАНЕВРИРОВАНИИ
В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ
К маневрам, выполняемым в горизонтальной плоскости, с не-
которыми допущениями можно отнести установившийся и форси-
рованный виражи (развороты), бочку, а также разгон и торможе-
ние. При анализе этих маневров мы не будем строго связывать
себя заданной плоскостью и рассмотрим в этой же главе вари-
анты с некоторым выходом из горизонтальной плоскости вверх или
вниз. Например, закончив анализ горизонтального разгона, неце-
лесообразно переносить рассмотрение разгона со снижением в
другую главу.
Маневрирование в горизонтальной плоскости (или в близкой к
ней) может быть определено как тактическими, так и технически-
ми условиями. Например, если атакованный самолет маневрирует
только в горизонтальной плоскости, то и атакующий в некоторых
случаях должен повторять его маневры (но необязательно).
Иногда особенности ЗУР приводят к необходимости маневрирова-
ния вблизи земли или вблизи потолка, т. е. примерно в горизон-
тальной плоскости. Атакованный может маневрировать в горизон-
тальной плоскости при лучших характеристиках горизонтальных
фигур: при меньших радиусах установившихся или форсированных
разворотов (вернее, при больших угловых скоростях). Может так-
же оказаться, что один из самолетов имеет явное преимущество на
определенной высоте по каким-либо другим тактическим параме-
трам, тогда этому самолету невыгодно уходить на другие высоты,
т. е. он будет стремиться маневрировать в горизонтальной плоско-
сти. К маневрированию в горизонтальной плоскости может выну-
дить также погода.
§ 1. ВИРАЖ И РАЗВОРОТ
1. Вираж —фигура пилотажа, при выполнении которой само-
лет разворачивается на 360° в горизонтальной плоскости с посто-
янным или переменным радиусом кривизны. Часть виража назы-
вается разворотом.
Вираж с креном до 45° называется мелким, а с креном более
46° — глубоким.
165
Правильный вираж —вираж, выполняемый с постоянными ско-
ростью и углом крена без скольжения.
Вираж, предельный по тяге,— правильный вираж, выполняемый
при максимальной тяге (на форсаже) при заданной скорости.
Форсированный вираж — вираж, выполняемый с уменьшением
скорости и радиуса кривизны траектории.
Вираж, предельный по перегрузке, — вираж, выполняемый при
предельно допустимой (располагаемой) перегрузке.
Рис. 4.1. Схема сил, действующих на самолет при развороте в горизон-
тальной плоскости (вид сзади, сбоку и сверху)
2. Теория виража. При выполнении виража (разворота) в го-
ризонтальной плоскости и без скольжения на самолет действуют
силы, схема которых изображена на рис. 4.1 (в трех проекциях).
В соответствии с этой схемой можно записать три уравнения дви-
жения центра тяжести самолета (относительно трех осей):
1.	или ~ = gnx>	(4.1)
это уравнение описывает изменение скорости на форсированном
(неустановившемся) вираже; на правильном (установившемся)
вираже P = Q и пж = 0;
2.	Kcosy = G или =	(4.2)
это уравнение является условием движения в горизонтальной
плоскости;
3,	mjt== Yslni или jt = gny sin у;	(4.3)
это уравнение описывает изменение направления вектора скоро»
166
Сти самолета. Заметим, что центростремительное ускорение jt
можно записать в любой форме:
=	=	(4.4)
Используя равенства (4.1) — (4.4), можно получить формулы
для расчета радиуса, угловой скорости и времени виража или раз-
ворота:
/?=	и» _	У* gV п\— 1 ’	(4.5)
V 0) = —РГ- R	. gtgt ~ V	_ gV п^ — 1 У	’	(4.6)
		Дер <0	(4.7)
Для форсированного разворота по формулам (4.5) и (4.6) вы-
числяются текущие значения А и ш, а время определяется сумми-
рованием At При правильном (установившемся) развороте все
величины, входящие в эти формулы, неизменны. В этом случае
время установившегося виража определяется подстановкой в
формулу (4.7) угла разворота Аф=2тс. Скорость во всех форму-
лах выражается в м/с, а угол <р — в радианах.
Заметим, что при более точном анализе движения самолета
на вираже (и на других маневрах) необходимо учитывать верти-
кальную составляющую силы тяги Pvs:Psina, т. е. во все фор-
мулы в качестве нормальной перегрузки подставлять величину
Г+Ру
пу~ G •
Рассматривая приведенные выше формулы, не следует делать
ошибочный вывод, что радиус R увеличивается пропорционально
квадрату скорости, а время t — пропорционально скорости и, сле-
довательно, наилучшим виражом (с минимальными радиусом и
временем) будет вираж, выполняемый на минимальной скорости.
Дело обстоит сложнее, так как от скорости зависит величина пе-
регрузки Пу.
Проанализируем зависимость функции J?(V) при различных
заданных условиях движения самолета на вираже и развороте,
что позволит в дальнейшем сознательно выбрать рациональные
режимы и способы пилотирования (рис. 4.2).
А. Для некоторой высоты задана постоянная перегрузка
Пу = const (можно задать и постоянный крен у = const, так
как каждой перегрузке соответствует вполне определенный
крен). При постоянной перегрузке радиус виража R, как
вто видно из соответствующей формулы, прямо пропорциона-
лен квадрату скорости. Задаваясь рядом перегрузок пу, пу> ,
nyj,.... пУэ(или рядом кренов), можно построить серию парабол
167
(рис. 4.2, а), дающих связь между /?, V и пу (у). Крайняя пара-
бола, построенная при максимальной эксплуатационной пере-
грузке будет являться правой границей области допусти-
мого выполнения виражей и разворотов по прочности само-
лета.
Б. Задан постоянный коэффициент подъемной силы су=const.
При этом пропорционально квадрату скорости будет увеличивать-
ся перегрузка пу, которая стоит в знаменателе формулы для R,
а это приведет к тому, что с ростом скорости радиус виража бу-
дет уменьшаться. Задаваясь рядом коэффициентов су, су^, су},...,
СУдоп’ можно построить серию кривых (рис. 4.2, б), дающих
Рис. 4.2. Зависимость радиуса от скорости при различных условиях выполнения
разворота
связь между R, V и су. Последняя кривая, построенная при судоп,
будет являться левой нижней границей области допустимого вы-
полнения виражей и разворотов по срыву, началу подхвата, на-
чалу сильной тряски или по другим эксплуатационным ограни-
чениям угла атаки.
Заметим, что кривая при с>доп имеет своими асимптотами две
прямые: при Иго1о /?->со (возможен только прямолинейный по-
лет) и при V -* оо
V2
р =	20	— __т“'г.п
8СУ n„Sp 8	’
•’доп
что является теоретическим пределом минимального радиуса раз-
ворота на самолете, не имеющем ограничений по прочности и уп-
равляемости.
Пример. У земли для самолета МиГ-21 1^т1Пг п = 220 км/ч
(60 м/с); теоретический предел радиуса виража /?=602 : 9,8 ^360 м.
В. При увеличении скорости £Удоп не остается постоянным, а
обычно уменьшается. На сверхзвуковой скорости величина су
часто ограничена эффективностью продольного управления при
полном отклонении стабилизатора (ручка на себя до упора). В
168
соответствии с этим изменится и форма левой нижней границы
(рис. 4.2, в). Кроме того, имея су начала тряски, здесь можно про*
вести границу, соответствующую началу тряски на вираже.
Г. Зададимся условием постоянства скорости при максималь-
ной тяге. Известно, что при увеличении перегрузки возрастает и
лобовое сопротивление самолета. Поэтому, задаваясь рядом ско-
ростей Vi, У2, Уз ..., V , можно для каждой скорости найти
Г. п
перегрузку, при которой лобовое сопротивление сравняется с тя-
гой и вираж будет происходить с постоянной скоростью. Найдя
для каждой скорости такую перегрузку , которую мы назвали
предельной по тяге, можно рассчитать и соответствующий радиус.
Построенная таким образом кривая (рис. 4.2, г) будет являться
правой нижней границей области выполнения установившихся ви-
ражей и разворотов. На этой границе Pp = Q и V = const; во внеш-
ней области от этой границы Q>P$ и вираж будет с торможе-
нием; во внутренней области Pp>Q и вираж будет с разгонохм
(или следует убирать обороты). Граница по Рр асимптотически
уходит вверх, и при максимальной по тяге скорости горизонталь-
ного полета имеем т. е. с постоянной скоростью возможен
только прямолинейный полет.
Д. Рассмотрим вид функции R(V) при постоянной угловой
скорости io (что эквивалентно заданию постоянного времени вира-
жа /). Так как
<o 2it
то при w = const (f = const) получим прямые линии, выходящие из
начала координат (рис. 4.2, д). Вдоль каждого луча угловая ско-
рость и время виража постоянны при любых R и V.
Соединив на одном графике рассчитанные таким образом гра-
ницы, получим для заданной высоты различные области выполне-
ния виражей и разворотов (рис. 4.3):
/ — область установившихся виражей и разворотов; слева она
ограничена по с , справа снизу — по тяге; для выполнения ус-
удоп
становившегося виража или разворота внутри этой области тягу
необходимо уменьшать; при полной тяге разворот или вираж бу-
дет неустановившимся (с увеличением скорости); установившийся
разворот или вираж с полной тягой может быть выполнен только
на границе по Pp = Q;
// — в этой области выполнение любого виража или разворота
невозможно, так как здесь с > с ;
Л удоп
III— область форсированных виражей и разворотов; здесь ло-
бовое сопротивление больше располагаемой тяги и скорость само-
лета постепенно уменьшается;
IV — в этой области форсированный разворот теоретически вы-
полнить можно, но практически это делать запрещается, так как
169
здесь перегрузка больше максимальной эксплуатационной и мо-
жет произойти деформация или разрушение крыла.
Все эти области могут быть ограничены справа допустимой
величиной скорости (по скоростному напору или по числу М).
Теперь по рис. 4.3 легко выявить характерные режимы выпол-
нения виражей и разворотов, имея в виду, что каждой точке на
площади графика соответствуют определенные значения V, R, пУ9
у, cyi а, а), /, пх.
Рис. 4.3. Границы областей выполнения виражей и разворо-
тов на заданной высоте
Точка 1. Установившийся вираж при полной тяге с минималь-
ным радиусом. Точка находится проведением горизонтальной ка-
сательной к границе по располагаемой тяге. Режим имеет огра-
ниченное тактическое значение, так как в большинстве случаев
нужен не минимальный радиус, а минимальное время разворота
(т. е. максимальное w).
Точка 2. Установившийся вираж при полной тяге с минималь-
ным временем (с максимальной угловой скоростью). Точка нахо-
дится проведением касательной из начала координат к границе
по располагаемой тяге, что следует из рассуждений при построе-
нии лучей на рис. 4.3, д. Этот режим имеет наибольшее тактиче-
ское значение.
На малых высотах точка 2 соответствует дозвуковым скоро-
стям (как на рисунке); на больших высотах луч касается гра-
ницы по тяге на сверхзвуковых скоростях.
Точка 3. Установившийся вираж при полной тяге с макси-
мальной перегрузкой (с максимальным креном). Точка находится
проведением параболы, касательной к границе по тяге, что сле-
170
дует из рассуждений при построении серии парабол для различ-
ных перегрузок на рис. 4.3, а. В этой точке получается макси-
мальное секундное приращение вектора скорости AV (на устано-
вившемся вираже), так как
что может иметь значение при выполнении противозенитных (про-
тиворакетных) маневров.
Обратите внимание на то, что минимальный радиус, минималь-
ное время и максимальная перегрузка (максимальный крен) по-
лучаются на различных режимах. Например, для учебного само-
лета Л-29 эти режимы на высоте 5 км будут выглядеть так:
1)	У = 265 км/ч (Г, = 205 км/ч); Rmin = 530 м; / = 45,2 с;
Пу = 1,45; у = 44°;
2)	У = 350 км/ч (У, = 270 км/ч); /? = 650 м; tmln=42 с;
пу= 1,8; т = 56°;
3)	И = 450 км/ч (У, = 350 км/ч); /? = 940 м; / = 47,2 с; пУтах=
= 2;Ymax = 60°.
Точка 4. Начало форсированного разворота на максимальной
эксплуатационной перегрузке и максимальной допустимой скоро-
сти. Скорость при этом начинает уменьшаться.
Точка 5. Момент полного выбирания ручки на себя (фСт =
«max) при выполнении форсированного разворота с максималь-
ной эксплуатационной перегрузкой.
Точка 6. Момент достижения с при выполнении форсиро-
удоп
ванного разворота с полностью взятой на себя ручкой. В этот же
момент обычно достигаются минимальный радиус и максималь-
ная угловая скорость.
Точка 7. Момент достижения установившегося режима при вы-
полнении форсированного разворота с с . При торможении от
•Удоп
точки 6 до точки 7 радиус форсированного разворота, как видно,
может и увеличиваться.
На рис. 4.3 выделена точками область, в которой установив-
шийся или форсированный разворот и вираж выполняются с
тряской.
В зависимости от высоты области и границы выполнения ви-
ражей и разворотов изменяются примерно следующим образом
(рис. 4.4). Граница по с при увеличении высоты смещается
•Удоп
вправо и вверх, что приводит к увеличению радиуса и времени
форсированных виражей и разворотов. Граница по располагаемой
тяге смещается вверх, что приводит к увеличению времени и ра-
диуса установившихся виражей и разворотов. Правая часть гра-
ницы по располагаемой тяге смещается до высоты И —13 км
вправо (на большие скорости), а затем влево. Положение границы
171
ворот может выполняться с разгоном
О	У
Рис. 4.4. Границы областей выполнения
виражей и разворотов на различных высотах
по максимальной эксплуатационной перегрузке от высоты не за-
висит.
На малых высотах граница по располагаемой тяге может пере-
секаться с границей по максимальной эксплуатационной пере-
грузке (точка б), т. е. на некоторых скоростях (левее точки б)
предельная по тяге перегрузка будет больше располагаемой и раз-
даже на максимальной экс-
плуатационной перегрузке.
На больших высотах гра-
ница по тяге нигде не пере-
секается с другими грани-
цами, т. е. при установив-
шемся развороте невозмо-
жен выход ни на£ ,ни на
7 доп
п . Начиная с некоторой
высоты становится невоз-
можным выход на п даже
’э
на форсированном разво-
роте при полном отклонении
ручки на себя.
Кроме того, на каждой
высоте нужно учесть огра-
ничение скорости по скорост-
ному напору или числу М.
На рис. 4.4 нанесены не-
которые точки (в соответ-
ствии с обозначениями, при-
нятыми на рис. 4.3), по которым можно определить те или иные
режимы разворота и виража на разных высотах. Заметим, что на
высоте Н\ в точке а совмещены почти все ранее упомянутые ре-
жимы разворота (т. е. точки 1, 2, 3, 6 по рис. 4.3).
3. При боевом маневрировании виражи и развороты применя-
ются наиболее часто. Многократный вираж, непрерывно выпол-
няемый в одну сторону, можно наблюдать в затяжном воздушном
бою «на горизонталях», при построении оборонительного круга и
в других случаях. Такой вираж обычно близок к правильному
(установившемуся).
В скоротечном воздушном бою чаще применяется форсирован-
ный (неустановившийся) разворот или вираж.
Сравнивать два самолета по характеристикам виражей не сле-
дует по сложным графикам, подобным изображенным на рис. 4.3
и 4.4. Достаточно сравнить располагаемые и предельные по тяге
перегрузки (рис. 1.6, 1.8, 1.10, 1.11, 1.13). Если на данной высоте
имеется преимущество в располагаемой перегрузке, то оно есть и
на форсированных разворотах и виражах (меньше время и ра-
диус, больше угловая скорость). Если на данной высоте имеется
преимущество в предельной по тяге перегрузке, то оно есть и на
172
установившихся разворотах и виражах (меньше время и радиус,
больше угловая скорость).
Летчику для выбора тактических приемов в воздушном бою
совершенно не нужно знать вое конкретные параметры виражей
для своего самолета и самолета противника (у меня радиус
1722 м, у него 1986 м и т. д.). Достаточно представлять только со-
отношение перегрузок, так как никакие другие цифры практически
в воздухе не используются. Рис. 4.3 и 4.4 могут служить только
для теоретического анализа различных режимов при выполнении
разворотов и виражей и для обоснования техники пилотирования.
Плоскость симметрии самолета
вертикальная
'плоскость
Горизонтальная *
плоскость
Рис. 4.5. К определению угла тангажа на развороте
4. По технике пилотирования вираж является одной из наибо-
лее сложных фигур пилотажа, так как его выполнение предъяв-
ляет повышенные требования к объему и порядку переключения
внимания, к скорости переработки информации об одновременно
изменяющихся параметрах полета, к точности и координации от-
клонений рулей.
Рассмотрим вначале вопрос о положении и вращении самолета
на вираже (развороте), а затем обоснуем технику пилотирования.
Некоторые считают, что на вираже угол тангажа отсутствует,
т. е. продольная ось самолета параллельна земле. Это неверно.
При постоянной скорости угол тангажа 8 должен оставаться по-
стоянным при любом крене у, в том числе и при у=0. Это выте-
кает из следующих рассуждений.
В горизонтальном полете перед вводом в вираж (когда у=0
и пу=1) при нулевом установочном угле крыла угол тангажа
равен углу атаки, т. е. 8Г. п=аг. п. При правильном вводе в вираж
перегрузка и угол атаки должны увеличиваться обратно пропор-
ционально косинусу угла крена, т. е.
но при наличии крена угол тангажа уже не равен углу атаки, а
равен его проекции на вертикальную (относительно земли) пло-
скость, т. е. 8=«cosy (рис. 4.5), что с учетом предыдущего дает
8 == a cos у = cos у = аг. „ = 8Г> п.
173
Итак, при любом крене нос самолета на вираже должен быть
поднят относительно линии горизонта на такую же величину 8, что
и перед вводом в вираж.
Следствием этого является другое любопытное и важное об-
стоятельство: на вираже самолет должен вращаться вокруг своей
продольной оси Xt в сторону, противоположную выполняемому
виражу. Рассмотрим этот вопрос подробнее.
Рис. 4.6. Разложение вектора угловой скорости самолета на его связан'
ные оси при выполнении левого и правого разворотов
При выполнении виража в горизонтальной плоскости вектор
угловой скорости ш направлен по вертикали (перпендикулярно к
кругу виража) на левом вираже вверх и на правом вираже вниз
(в соответствии с правилом буравчика). Но летчик поворачивает
самолет рулями вокруг его связанных осей; поэтому разложим
вектор <о на оси самолета xlt yit Zi (рис. 4.6).
Из рисунка видим, что относительно поперечной оси Z] и на ле-
вом, и на правом вираже самолет следует поворачивать (рулем
высоты) всегда в одну сторону — в сторону кабрирования (в чи-
стом виде такое вращение имеет место на петле Нестерова). С уче-
том формулы (4.6) и рис. 4.6 можно получить
ш, ~ <о sin 7 = - sin у,
т. е. при увеличении крена 7 угловую скорость шг следует увели-
чивать очень энергично.
Относительно вертикальной оси у\ самолет должен вращаться
в сторону виража. В чистом виде примерно такое вращение имеет
174
место при некоординированном развороте без крена («блинчи-
ком»), как это и делалось до Нестерова. Аналогично можно полу-
чить
шу s <» cos у = cos 7 ==	,
т. е. при увеличении крена у угловую скорость также следует
увеличивать, но в меньшей степени, чем шг.
Относительно продольной оси %i самолет в процессе виража с
постоянным креном должен вращаться в сторону, противополож-
ную виражу, что видно из рис. 4.6 (если вектор шх направлен впе-
ред, то это вращение вправо, если назад, то влево). Аналогично
и, = <о sin & = -ty- sin &,
л	V
т. е. угловая скорость шх должна возрастать при увеличении углов
крена и тангажа (здесь имеется в виду вираж с постоянным кре-
ном, т. е. без участков ввода и вывода, на которых самолет отно-
сительно продольной оси Xi следует поворачивать элеронами в
«правильную» сторону).
Сочетание указанных вращений шх, wy, шг и дает правильный
вираж с постоянным креном. Отсутствие, например, обратного шх
приводит к постепенному увеличению крена по чисто кинематиче-
ской причине, не связанной с аэродинамикой (сложение только
двух вращений ш2 и шу даст вираж с увеличением у). Увеличению
крена на вираже (при нейтральном положении элеронов) способст-
вует также движение внешнего полукрыла с большей скоростью.
Теперь перейдем к обоснованию характера и величины откло-
нения рулей на вираже, включая участки ввода и вывода.
Отклонение каждого руля в принципе должно состоять из сле-
дующих порций:
—	порции для преодоления момента инерции самолета и созда-
ния углового ускорения (для увеличения или уменьшения скорости
вращения вокруг соответствующей оси);
—	порции для преодоления демпфирующего момента (для пре-
одоления сопротивления воздуха вращению самолета вокруг соот-
ветствующей оси);
—	порции для уравновешивания статического момента само-
лета (момента статической устойчивости), который появляется
при изменении углов атаки или скольжения; так как вираж обычно
выполняется без скольжения, то эта порция в отклонениях элеро-
нов и руля направления отсутствует;
—	порции для парирования момента, возникающего при откло-
нении других рулей (например, при отклонении элеронов возни-
кает и неуравновешенный путевой момент, который следует пари-
ровать отклонением руля направления);
—	порции для парирования так называемых спиральных мо-
ментов, т. е. аэродинамических моментов относительно одной оси,
возникающих при вращении самолета относительно другой оси
175
(например, при вращении самолета влево относительно верти*
калькой оси у\ возникает левый кренящий момент Л4Х); спираль-
ные моменты обычно сравнительно малы и поэтому в последую-
щих рассуждениях не учитываются;
— порции для парирования момента от центробежных сил вра-
щающихся масс самолета (эта порция необходима, если ось вра-
щения не совпадает с главными осями инерции самолета); в даль-
нейших рассуждениях она (для про-
стоты) также не учитывается.
Рис. 4.7. К обоснованию ха-
рактера отклонения элеронов
на левом вираже
Отклонение элеронов. Взяв для оп-
ределенности левый вираж, рассмо-
трим рис. 4.7, на котором изображены:
а — изменение крена по времени; б—•
изменение угловой скорости юх (отно-
сительно оси Xi); в — порция элеро-
нов для преодоления поперечного
демпфирующего момента МХ==МШ*
г — порция элеронов для создания
углового ускорения (Ьх, т. е. для пре-
~ одоления момента Л4Х==/Х(ЬХ (wx—
производная от (ох, т. е. угловое уско-
рение); д — суммарное отклонение эле-
ронов (ручки).
Итак, при вводе в левый вираж
г ручку следует отклонить сначала влево
(много), чтобы накренить самолет^
затем вправо (меньше), чтобы оста-
новить дальнейшее накренение и за-
фиксировать крен, а затем поставить
„ почти нейтрально. На установившем-
ся вираже ручку следует держать чуть
вправо, но это отклонение мало и на-
ходится за пределами зоны нечувст-
вительности летчика по отклонениям
и по усилиям. Поэтому практически
летчик поддерживает крен отдельны-
ми небольшими импульсами отклоне-
ний элеронов. На выводе из левого виража ручку следует сначала
отклонить вправо (много), затем влево (меньше), а затем поста-
вить нейтрально.
При рассмотрении рис. 4.7 — 4.9 может создаться впечатление,
что летчик должен отклонять рули какими-то рывками и ступе-
нями. Это неверно. Указанные рисунки дают только упрощенную
схему отклонения того или иного руля. Фактически же летчик
отклоняет рули плавно, «срезая» и «закругляя» все углы и сту-
пени, которые у нас теоретически получились в графиках 2^»
2 бн> 2 ^в*
176
Wyll |
&н (&э)
г
в
д
Влево
I Девал
| педаль
впе.
правая
Рис. 4.8. К обоснованию характе-
ра отклонения руля направления
на левом вираже
6
Отклонение руля направления. На рис. 4.8 изображены:
а— изменение угловой скорости ш/, б — порция отклонения руля
направления для преодоления путевого демпфирующего момента
Му = Муу(иу\ в — порция для создания углового ускорения
т. е. для преодоления момента My~Jyi&y\ г — порция для уравнове-
шивания путевого момента Му —
==Л1уэЗэ, возникающего при откло-
нении элеронов (этот момент про-
порционален суммарному отклоне-
нию элеронов по рис. 4.7,5); д —
суммарное отклонение руля направ-
ления (педалей).
Итак, при вводе в левый вираж
следует отклонить вперед левую
педаль (много), а затем к концу
ввода поставить педали почти ней-
трально (или даже немного откло-
нить вперед правую педаль). На
установившемся вираже вращение
поддерживается небольшим нажа-
тием на левую педаль (о целесо-
образности поддержания угла тан-
гажа нажатием на внешнюю пе-
даль поговорим ниже). На вы-
воде из левого виража следует
отклонить вперед правую педаль,
а затем поставить педали ней-
трально (иногда в конце энергич-
ного вывода следует даже нажать
на левую педаль, как это изобра-
жено на рисунке).
Величина отклонения элеронов
выбирается летчиком произвольно
(в зависимости от желаемого тем-
па ввода и вывода), а отклонение
руля направления (педалей) целиком и полностью определяется
условием отсутствия скольжения (шарик в центре).
Отклонение руля высоты. На рис. 4.9 изображены: а — измене-
ние угловой скорости со/, б — порция отклонения руля высоты для
преодоления продольного демпфирующего момента 7Иг = 7И^а)г;
G — порция для создания углового ускорения ®Zf т. е. для преодо-
ления момента =	2— порция для уравновешивания стати-
ческого момента Л4 = Л1“Да, т. е. для удержания самолета на
увеличенном угле атаки (на увеличенной перегрузке); д — суммар-
ное отклонение руля высоты (ручки).
177
Итак, при вводе в вираж ручку следует энергично подобрать
на себя (на бблыпую величину, чем это требуется для установив-
шегося вращения), а затем немного отпустить. На установившемся
вираже необходимым отклонением ручки нужно поддерживать пе-
регрузку, соответствующую крену (тем самым будет поддержи-
ваться и необходимая скорость вращения шг). На выводе ручку
следует энергично отдать от себя до
нейтрального положения или не-
сколько за него, а затем поставить
в положение, соответствующее углу
атаки горизонтального полета (или
другого желаемого режима).
Изображенные отклонения ру-
лей не являются догмой; они мо-
гут несколько измениться при вы-
полнении виражей и разворотов на
конкретном самолете с учетом его
аэродинамических и инерционных
моментов. Здесь показан только
подход к анализу отклонений ру-
лей, необходимых для правиль-
ного и координированного выпол-
нения фигур пилотажа.
Переключение внимания. На вво-
де в классический («школьный»)
вираж внимание переключается
следующим образом: темп созда-
ния крена (горизонт, авиагоризонт,
боковое усилие на ручке и ее бо-
ковое перемещение); темп созда-
ния перегрузки и ее соответствие
крену (ощущение перегрузки, тя-
нущее усилие на ручке и ее про-
Рис. 4.9. К обоснованию отклонения Дольное перемещение, указатель
руля высоты на вираже углов атаки или перегрузок); от-
сутствие зарывания (горизонт,
авиагоризонт, вариометр); отсут-
ствие скольжения (шарик); определение момента для оконча-
ния ввода и фиксирования заданного крена (горизонт, авиагори-
зонт).
На вираже — скорость (указатель скорости); поддержание за-
данного крена и соответствующей перегрузки (горизонт, авиаго-
ризонт, акселерометр или указатель углов атаки, ощущение пе-
регрузки); отсутствие зарывания и набора высоты (горизонт, авиа-
горизонт, вариометр); отсутствие скольжения (шарик); к концу
определение момента для начала вывода (ориентир или курсовой
указатель).
На выводе внимание переключается примерно так же, как и на
вводе в вираж: темп уменьшения крена и т. д.
178
При выполнении виража в боевых условиях (установившегося
или форсированного, правильного или неправильного) такой по-
рядок переключения внимания непригоден.
Ввод в вираж здесь должен осуществляться возможно быстрее
(желательно за 2,5—3 с), а при таком быстром вводе подрегули-
ровать отдельные параметры движения самолета в процессе увели-
чения крена невозможно. Следовательно, ввод должен быть нере-
гулируемым, т. е. осуществляться одним заученным движением.
Ни за скоростью, ни за вариометром, ни за другими параметрами
и приборами следить на вводе не следует. Смотреть нужно впе-
ред на горизонт, чтобы только зафиксировать желаемый крен
(в зависимости от высоты и скорости, т. е. в зависимости от рас-
полагаемой или предельной перегрузки).
Только после ввода уже можно подправить (при необходи-
мости) некоторые параметры движения. На самом вираже в поря-
док переключения внимания следует включать относительное пере-
мещение противника, поддержание максимально возможной в дан-
ных условиях перегрузки и соответствующего ей крена, скорость
(не быстро ли она падает), отсутствие скольжения (при наличии
скольжения уменьшается величина располагаемой перегрузки, так
как самолет срывается в штопор на меньших углах атаки). При
маневрировании на предельно малых высотах следует обратить
внимание и на отсутствие зарывания (на средних и больших вы-
сотах вираж или разворот необязательно выполнять строго в го-
ризонтальной плоскости).
Не углубляясь дальше в технику выполнения виражей и раз-
воротов, которая в общем хорошо известна каждому летчику, пе-
рейдем к анализу наиболее характерных ошибок и отклонений,
влияющих на качество и эффективность рассматриваемого ма-
невра.
5. Характерные ошибки и отклонения при выполнении вира-
жей и разворотов:
А. Отклонение самолета — зарывание на вводе. Ошибка лет-
чика— раздельное создание крена и перегрузки (сначала созда-
ется крен, а затем увеличивается перегрузка). Причина — недоста-
точная теоретическая подготовка или отсутствие отработанного
навыка в одновременном координированном отклонении рулей.
Исправление отклонения в полете — уменьшить крен, подтянуть
самолет до заданного угла тангажа, увеличить крен и продолжать
выполнение виража. При выполнении учебного виража зарыва-
ние с вертикальной скоростью свыше 20 м/с не исправлять, а вы-
вести самолет в режим горизонтального полета и начать все сна-
чала. Предупреждение ошибки — дать летчику теоретические
разъяснения, отработать навык координированного отклонения
рулей.
При правильном вводе в вираж в каждый момент времени вер-
тикальная составляющая подъемной силы должна равняться весу
самолета, т. е. Ycos-f = (j и niZ=l/cos-f (рис. 4.10).
179
Указанное правильное соотношение между у и пу отражено в
приводимой ниже таблице:
Крен	0	30°	45°	60°	70°	80°
Перегрузка	1	1,15	1,41	2	2,92	5,75
Разумеется, летчику такая точность не нужна. Достаточно бо-
лее грубых цифр: 45°—1,4; 60°—2; 70°—3; 75°—4; 80°—6.
Рис. 4.10. Правильный (а) и неправильный (б) вводы в разворот
При неправильном вводе летчик сначала создает крен, а затем
перегрузку. В этом случае в процессе ввода вертикальная состав-
ляющая подъемной силы не уравновешивает вес, т. е. Уcosy<G
или^<-^у, и самолет начинает зарываться с вертикальным
ускорением
Гу (ny COST - 1).
В такой ситуации неопытный летчик иногда совершает вторую,
уже более опасную ошибку: начинает устранять зарывание, увели-
чивая перегрузку, т. е. создает предпосылку для срыва в штопор.
Исправлять зарывание следует только уменьшением крена
(рис. 4.11, а), что дает значительный прирост вертикальной состав-
ляющей подъемной силы:
А^верт = У1 SIH T^lf.
Для получения такого же прироста простым увеличением пере-
грузки без уменьшения крена (рис. 4.11,6) приходится увеличи-
вать подъемную силу на значительную величину, так как в этом
случае
ДКверт = ДГ cos у.
Например, при выполнении виража с креном j=80° и перегруз-
кой пу = 5,75 уменьшение крена на 6° (с 80 до 74°) при постоянной
перегрузке дает такой же эффект по устранению зарывания, как
увеличение перегрузки от 5,75 до 9,2 при постоянном крене.
180
Совершенно абсурдным следует признать «способ» устранения
зарывания отклонением вперед внешней по отношению к крену
педали, т. е. созданием внутреннего скольжения при сохранении
крена. Причем этой грубейшей ошибке в технике пилотирования
дается еще и «теоретическое обоснование», заключающееся в ми-
фической «перемене действия рулей» на глубоком вираже: мол,
руль высоты служит рулем поворота и, наоборот, руль поворота —
рулем высоты.
Рис. 4.11. Правильное (а)
и неправильное (б, в)
исправление зарывания
на развороте
Эта путаница сложилась исторически во времена Можайского
и братьев Райт. Летали тогда без кренов, на высоте 5—10 м, и
рулем высоты (рулем «глубины») действительно выдерживали
высоту, а рулем поворота разворачивали самолет (как пароход),
удерживая его элеронами от «опасного» накренения.
Фактически же руль поворота (руль направления) является
рулем угла скольжения, а руль высоты — рулем угла атаки, и эти
функции рулей не меняются при любом положении самолета, даже
когда он летит вверх колесами. Со времени Нестерова все эво-
люции самолета выполняются с помощью изменения вектора
подъемной силы по величине (рулем «высоты») и по направлению
(элеронами).
Теперь вернемся к устранению зарывания «внешней ногой».
При отклонении вперед внешней педали нос самолета заметно
поднимается вверх (на 10—15°), что создает полную иллюзию
устранения зарывания (рис. 4.12). Но самолет при этом продол-
жает движение с внутренним скольжением почти по прежней
траектории, так как дополнительная вертикальная сила Д2Верт =
= AZsin*f мала (рис. 4.11, в) и не может искривить траекторию
вверх. При отклонении педали до отказа сила AZ в лучшем слу-
чае (теоретически) может составлять около 10% возможной вели-
чины силы Y, Но даже в этом теоретическом случае уменьшение
крена на 5—6° даст больший эффект, чем отклонение педалей до
отказа.
Практически при выполнении энергичного глубокого виража
невозможно отклонить педали на большую величину, так как са-
молет находится на околокритических углах атаки и может сор-
181
ваться в штопор. Поэтому летчик при отклонении педалей невольно
отпускает ручку, уменьшая тем самым подъемную силу У (от И
до Уз на рис. 4.11, в) и усугубляя зарывание.
При выполнении виражей на больших и средних высотах та-
кой «способ» исправления зарывания особого вреда не приносит.
Но если вираж выполняется на предельно малой высоте, то по-
Рис. 4.12. Иллюзия исправления зарывания при создании внутреннего
скольжения
пытка исправить зарывание «внешней ногой» без уменьшения
крена является самой грубейшей ошибкой в технике пилотиро-
вания.
ЛЕТЧИК! ЗАРЫВАНИЕ НА ВИРАЖЕ ИСПРАВЛЯЙ
ТОЛЬКО СООТВЕТСТВУЮЩИМ УМЕНЬШЕНИЕМ
КРЕНА! ИСПРАВЛЕНИЕ ЗАРЫВАНИЯ НА ПРЕДЕЛЬНО
МАЛОЙ ВЫСОТЕ «ВНЕШНЕЙ НОГОЙ» БЕЗ
УМЕНЬШЕНИЯ КРЕНА РАВНОСИЛЬНО КАТАСТРОФЕ
Дача «внешней ноги» при зарывании дает условно положитель-
ный эффект только в том единственном случае, когда летчик при
этом не мешает самолету самостоятельно уменьшать крен. Но за-
чем уменьшать крен посредством внутреннего скольжения, если это
можно сделать проще, безопаснее и быстрее с помощью элеронов?
Дачу «внешней ноги» при зарывании можно рекомендовать
только в целях ускорения уменьшения крена при недостаточной
эффективности элеронов, что может явиться следствием упругих
деформаций крыла или других причин.
Но в этом случае, как видим, руль направления берет на себя
функции не руля высоты, а элеронов. Заметим, что на самолетах-
истребителях эффективность элеронов или других органов попе-
речного управления должна сохраняться в нормальных пределах
на всех режимах полета.
Итак, мы рассмотрели первое отклонение самолета, которое
может произойти на вираже. Другие отклонения проанализируем
более кратко.
Б. Отклонение самолета — постепенное зарывание и потеря
высоты в процессе виража. Ошибка — летчик не парирует элеро-
182
нами тенденцию самолета к увеличению крена или постепенно
ослабляет тянущее усилие на ручку и уменьшает перегрузку, или
излишне нажимает на внутреннюю педаль и создает внешнее
скольжение. Причина — недостаточная теоретическая подготовка
(сюда можно отнести и незнание Инструкции), или неправильное
переключение внимания, или недостаточная физическая подготовка
(летчик не выдерживает длительного воздействия большой пере-
грузки).
Исправление отклонения — уменьшить крен, убрать внешнее
скольжение, увеличить перегрузку, подтянуть самолет до задан-
ного угла тангажа и продолжать выполнение виража. Предупреж-
дение ошибки — дать летчику теоретические разъяснения, изучить
инструкцию, показать и отработать в воздухе правильный вираж,
улучшить в части спортивно-массовую работу.
В. Отклонение самолета — колебания скорости и высоты отно-
сительно заданных величин. Ошибка—летчик регулирует высоту
и скорость не теми рычагами управления, какими следует. При-
чина— недостаточная теоретическая подготовка и отсутствие от-
работанного навыка. Здесь и дальше несколько отойдем от приня-
той схемы анализа: отклонение — ошибка — причина — исправле-
ние— предупреждение, так как многие положения повторяются.
При выполнении правильного, установившегося виража с за-
данным креном и при наличии запаса тяги скорость регулируется
(по указателю скорости) увеличением или уменьшением оборотов,
т. е. перемещениями РУД. Высота при этом регулируется (по го-
ризонту, АГД, вариометру и высотомеру) небольшим изменением
крена и перегрузки: при тенденции самолета к снижению слегка
уменьшить крен и увеличить перегрузку, при тенденции к набору
высоты крен слегка увеличить и перегрузку ослабить.
При выполнении правильного, установившегося виража с пре-
дельным креном, т. е. с предельной по тяге перегрузкой (РУД на-
ходится на упоре и запас тяги равен нулю), регулирование ско-
рости производится изменением перегрузки, а регулирование вы-
соты— изменением крена. При тенденции самолета к увеличению
скорости следует увеличить лобовое сопротивление путем увели-
чения перегрузки (с соответствующим увеличением крена), при
тенденции самолета к уменьшению скорости перегрузку следует
ослабить (с уменьшением крена). При тенденции самолета к сни-
жению следует уменьшить крен, при тенденции к набору увели-
чить крен.
Правильный установившийся вираж может выполняться как на
первом, так и на втором режимах, границей между которыми яв-
ляется скорость V I/HB Vny (рис. 4.13). Например, если наивы-
годнейшая скорость 1/Нв==450 км/ч (это приблизительная граница
между режимами при пу=1, т. е. в горизонтальном полете), то на
установившемся вираже, выполняемом с %=3 и у=70°, второй
режим будет иметь место на скорости менее 1/ = 450рЛ3 =780 км/ч.
При этом теоретически должна появиться неустойчивость продоль-
183
ного равновесия сил (если летчик при падении скорости будет
подбирать ручку на себя), однако практически здесь никаких чрез-
вычайных особенностей в пилотировании не возникает.
При тенденции к падению скорости летчик должен, как и обыч-
но, увеличить тягу; если же вираж выполняется при максималь-
ной тяге, то следует прекратить выбирание ручки на себя (т. е.
нужно держать ее неподвижно или слегка отдать от себя). При
неподвижной в продольном отношении ручке (a=const) самолет
сам найдет режим установившегося виража и падение скорости
Рис. 4.13. Границы между первым и вторым ре-
жимами при различных перегрузках
обязательно прекратится; если ручку слегка отдать от себя (умень-
шить а), то падение скорости прекратится быстрее. При этом в
любом случае высота регулируется креном. Для более полного
анализа этого вопроса рекомендуем еще раз рассмотреть рис. 2.53,
на котором изображен характер изменения лобового сопротивле-
ния самолета по скорости при выдерживании постоянной пере-
грузки или постоянного угла атаки.
Естественно, что если возникает необходимость выполнить ви-
раж или разворот на сравнительно малой скорости, то следует
особо внимательно следить за ее изменениями. Но это условие
является очевидным и без введения понятия вторых режимов. Все
неприятности возникают только тогда, когда летчик, не считаясь
с падением скорости, тянет ручку на себя, стремясь выдержать во
что бы то ни стало постоянный высокий уровень перегрузки. То,
что при таком пилотировании дело должно закончиться плачевно,
также совершенно очевидно.
Г. Отклонение — ввод в вираж растянут по времени (до 8—12 с
и больше). Ошибка — летчик в процессе ввода регулирует рулями
параметры движения самолета (тангаж, перегрузку, скорость, вы-
соту и пр.). Причина — неправильное переключение внимания, от-
сутствие отработанного навыка.
При выполнении классического виража такое растягивание
ввода на начальных этапах обучения методически оправдано и не
является отклонением. Но при отработке боевого маневрирования
184
ввод в вираж должен осуществляться за 2,5—3 с. Естественно, что
в таком отрезке времени невозможно отрегулировать какие-либо
параметры движения, а следовательно, на них не нужно и обра-
щать внимания. Быстрый ввод должен осуществляться одним за-
ученным координированным отклонением рулей, на чем и должно
быть сосредоточено все внимание летчика. И только после ввода
можно откорректировать получившиеся величины крена, пере-
грузки, скорости и др.
6. Форсированный разворот выполняется в целях сокращения
времени разворота на заданный угол. Скорость при этом умень-
шается, так как при большой перегрузке лобовое сопротивление
становится больше тяги. Вспомним, что индуктивная часть лобо-
вого сопротивления пропорциональна квадрату перегрузки, напри-
мер, при лу=8 индуктивное сопротивление в 64 раза больше, чем
в горизонтальном полете при пу=1.
Задача о развороте на заданный угол в минимальное время
является вариационной и решается соответствующими математи-
ческими методами. Формулировка этой задачи такова: «Какой за-
кон изменения крена и тяги по времени следует выбрать, чтобы
разворот на заданный угол (например, на 180°) был выполнен в
минимальное время при произвольной величине конечной ско-
рости?»
Здесь можно дать только приближенный ответ на поставлен-
ный вопрос, но точность ответа вполне достаточна для практиче-
ского использования в полете: перегрузка в течение всего разво-
рота должна быть максимально возможной или по прочности са-
молета, или по выносливости летчика, или по условиям свалива-
ния (тряски или подхвата), или по максимальному отклонению
стабилизатора. Здесь возможны следующие варианты (рис. 4.3
и 4.4):
— разворот выполняется на малой высоте и начинается на
сверхзвуковой скорости; тяговооруженность самолета очень боль-
шая (в некотором диапазоне скоростей пу '>пу ); в этом случае
летчик должен быстро и координированно создать эксплуатацион-
ную перегрузку и соответствующий крен; скорость начнет падать,
и летчик для поддержания перегрузки должен постепенно подби-
рать ручку на себя; при очень большой тяговооруженности в ка-
кой-то момент разворота падение скорости прекратится и самолет
войдет в правильный установившийся вираж, на режиме которого
и будет закончен разворот; сказанное соответствует по рис. 4.4
переходу вдоль линии 4—5—б\
— разворот выполняется на малой высоте и начинается на
сверхзвуковой скорости; тяговооруженность самолета такова, что
предельная по тяге перегрузка п меньше максимальной эксплуа-
^пр
тационной перегрузки п во всем диапазоне скоростей; и в этом
уэ
случае летчик должен быстро и координированно создать эксплуа-
тационную перегрузку и соответствующий крен; скорость при этом
185
начнет падать быстрее, чем в первом примере, н летчик для под-
держания перегрузки должен энергичнее подбирать ручку на себя;
в какой-то момент разворота ручка будет подобрана настолько,
что самолет выйдет на ограничение по углу атаки (по тряске, сва-
ливанию или подхвату); начиная с этого момента дальнейшее под-
бирание ручки прекращается и самолет удерживается на границе
по 5 естественно, что перегрузка при уменьшении скорости
начнет падать и летчик должен соответственно уменьшать крен;
наконец, на какой-то малой скорости и при умеренном крене са-
молет должен войти в установившийся вираж, но практически
разворот на 180° заканчивается задолго до этого; во всяком слу-
чае летчик, не допуская такого падения скорости, должен умень-
шить перегрузку и крен и перейти к выполнению установившегося
виража еще на приборной скорости 600—800 км/ч;
— разворот выполняется на средней высоте и начинается на
сверхзвуковой скорости; в этом случае летчик также должен сразу
создать эксплуатационную перегрузку и соответствующий крен и
подбирать ручку на себя по мере падения скорости; в некоторый
момент разворота ручка будет выбрана на себя до отказа, и в та-
ком положении ее нужно удерживать некоторое время; с этого
же момента начнет уменьшаться перегрузка и летчик должен со-
ответственно уменьшать крен; при дальнейшем торможении и
уменьшении числа М продольная устойчивость самолета по пере-
грузке уменьшается и ручку приходится опускать от себя, удер-
живая самолет на границе по cv ; в дальнейшем самолет входит
'доп
в установившийся вираж на малой скорости, но до этого, как ска-
зано, доводить дело нельзя; сказанное соответствует на рис. 4.3 пе-
реходу вдоль линии 4—5—6—7 (или вдоль линии 4—5—6—1 для
высоты Н2 на рис. 4.4);
— разворот начинается на большой высоте и на сверхзвуковой
скорости; в этом случае летчик должен при соответствующем
крене создать перегрузку полным отклонением ручки на себя;
некоторое время (примерно до обратного перехода через скорость
звука) ручка удерживается в таком положении, затем отдается от
себя для удержания самолета на границе по С, ; с самого начала
'доп
разворота перегрузка уменьшается и соответственно следует умень-
шать крен; в режим установившегося виража самолет не входит
и должен в конце концов сорваться в штопор; естественно, что за-
долго до этого летчик должен прекратить выполнение форсиро-
ванного разворота; сказанное соответствует на рис. 4.4 переходу
справа налево вдоль границы по су ° для высоты Hs.
Во всех предыдущих примерах рассматривалось выполнение
форсированного разворота начиная с большой сверхзвуковой ско-
рости. Если ввод осуществляется на меньшей скорости, то методы
пилотирования остаются прежними, но с учетом того, на какой
участок приходится начало разворота (на участок выдерживания
186
эксплуатационной перегрузки или полного отклонения ручки на
себя и т. д.).
В упрощенном виде правила выполнения форсированного раз-
ворота можно запомнить в такой формулировке:
ДЛЯ РАЗВОРОТА В ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ плоскости
ЗА МИНИМАЛЬНОЕ ВРЕМЯ СЛЕДУЕТ
ПРИ МАКСИМАЛЬНОЙ ТЯГЕ СОЗДАТЬ И ВЫДЕРЖАТЬ
НАИБОЛЬШУЮ ДОПУСТИМУЮ ПЕРЕГРУЗКУ,
РЕГУЛИРУЯ ВЫСОТУ КРЕНОМ
Если не ограничивать себя условием выполнения маневра точно
в горизонтальной плоскости, то некоторое сокращение времени
форсированного разворота можно получить за счет пологого набора
высоты (с углом 15—20°) в первой половине разворота (самолет
при этом быстрее притормаживается до скорости, при которой
Л?=пйп или ш = тах),а затем пологого снижения во второй поло-
вине разворота (самолет при этом медленнее уходит с указан-
ного оптимального режима). Заметим, однако, что выигрыш при
этом получается небольшой — порядка нескольких секунд.
В некоторых редких случаях теоретически выгодно в начале
форсированного разворота уменьшить тягу и даже выпустить тор-
мозные щитки, чтобы быстрее притормозить самолет до скорости,
при которой 7? = min или <о = тах. Но на практике этого делать ка-
тегорически нельзя, так как выигрыш во времени получается нич-
тожным, а проигрыш в конечной скорости — очень большим. При
создании перегрузки, близкой к эксплуатационной, самолет и так
тормозится достаточно быстро и летчик должен думать о сохране-
нии скорости, а не об искусственном уменьшении ее.
При выполнении форсированного разворота на самолете с кры-
лом малого удлинения, которое при больших перегрузках дает
громадное индуктивное сопротивление, летчик должен заранее
предусмотреть характер своих дальнейших действий при значи-
тельном уменьшении скорости и энергии самолета. Возможно, что
целесообразнее будет развернуться медленнее, но сохранить при
этом скорость. Например, самолет МиГ-21 (первых модифика-
ций) в горизонтальном полете у земли на скорости 900 км/ч имеет
лобовое сопротивление Q = Qo+Qh= 2000+125=2125 кгс; при раз-
вороте на этой скорости с перегрузкой пу = 8 сопротивление ста-
нет равным Q = 2000 + 125-82=10 000 кгс. При этом даже с вклю-
ченным форсажем скорость сразу начнет падать с темпом 25 км/ч
за 1 с; причем в процессе разворота скорость будет падать все
быстрее, так как здесь при уменьшении скорости лобовое сопро-
тивление увеличивается, что видно из рис. 2.53 (при пу—8 Qmin
приходится на скорость 1250 км/ч).
Уменьшив в нашем примере перегрузку до 6, получим
Q = 2000+125-62=6500 кгс, и скорость при этом будет почти по-
стоянной.
187
Если летчик в любой момент неустановившегося разворота
прекратит выбирание ручки на себя и перейдет к пилотированию
с а = const (регулируя высоту креном), то самолет самостоятельно
найдет положение устойчивого равновесия по скорости.
Техника выполнения форсированного разворота имеет некото-
рые особенности, связанные с более энергичным вводом и выво-
дом и с непостоянством скорости.
При быстром накренении самолета на вводе вращение проис-
ходит вокруг его продольной оси Xi, что приводит к кинематиче-
скому уменьшению угла атаки, превращающегося в угол внутрен-
Рис. 4.14. Кинематический переход угла атаки в угол скольжения
при быстром выводе из разворота (вид сверху)
него скольжения (рис. 2.41). Поэтому ручку следует брать на себя
больше, чем при плавном вводе, и сильнее нажимать на внутрен-
нюю педаль.
При быстром выводе угол атаки кинематически уменьшается,
переходя в угол внешнего скольжения. Поэтому ручку следует
отдавать от себя меньше, чем при плавном выводе, но сильнее на-
жимать на внешнюю педаль. В противном случае движение само-
лета может развиваться следующим образом (рассмотрим быстрый
вывод из левого разворота, рис. 4.14): летчик энергично отклонил
ручку вправо и от себя, нажимая одновременно на правую педаль;
при быстром уменьшении крена самолет вращается вокруг про-
дольной оси угол атаки при этом уменьшается и появляется
скольжение правым крылом вперед (несмотря на отклонение впе-
ред правой педали); при отдаче ручки от себя самолет переходит
на отрицательные углы атаки и поток набегает на правое крыло
( + р) сверху (—а), что приводит к появлению мощного кренящего
момента вправо ( + Л4Х), а это в сочетании с отклоненной вправо
ручкой приводит к неожиданно быстрому правому вращению са-
молета. В этой обстановке ни в коем случае нельзя беспорядочно
и панически отклонять рули в разные стороны, так как можно
вогнать самолет в режим инерционного вращения. При непонят-
ных самопроизвольных вращениях следует все рули поставить
нейтрально и после прекращения вращения вывести самолет в
горизонтальный полет обычным порядком, т. е. элеронами с коор-
динированным нажимом на педаль.
При выполнении форсированных разворотов для исключения
возможности инерционного вращения главное внимание следует
183
обратить на то, чтобы на вводе не перемахнуть крен 90° и на вы-
воде не проскочить с ходу крен 0°. Впрочем, даже это не особенно
опасно. Наибольшую опасность представляет совершенно некоор-
динированное перекладывание из одного разворота в другой (при
выполнении змейки или восьмерки) со скоростью накренения бо-
лее 90° за 1 с.
Заметим только, что при энергичных маневрах на сверхзвуко-
вых скоростях удержать самолет педалями от скольжения довольно
трудно, если только в системе путевого управления отсутствует
бустер. Поэтому на этих скоростях крен следует изменять плавнее,
чем обычно.
При выполнении форсированного разворота, начатого на сверх-
звуковой скорости, в какой-то момент может произойти обратный
переход через скорость звука. Этот переход сопровождается умень-
шением устойчивости по перегрузке и самопроизвольным увеличе-
нием перегрузки при неподвижной ручке. Например, если на са-
молете МиГ-21 при //=12 км и М=1,5 летчик возьмет ручку на
себя на 7г хода, то получит перегрузку /^=2,3, которая состав-
ляет примерно 20% теоретической перегрузки сваливания; при
торможении самолета с неподвижной ручкой (на себя на 72 хода)
обратный переход скорости звука сопровождается увеличением
перегрузки до пу=4,4 (при М = 0,9), что уже соответствует углу
атаки сваливания.
Подхват этого типа легко парируется небольшим (но своевре-
менным) отклонением ручки от себя. Если летчик заранее готов
к парированию подхвата, то маневрирование на трансзвуковых
скоростях никакой опасности не представляет (начался подхват —
1 бит информации — 0,2 с на осмысливание и принятие решения).
Неприятности возникают только при неожиданном для летчика
проявлении этого нормального свойства всякого сверхзвукового
самолета.
При выполнении форсированного разворота на сверхзвуковой
скорости некоторые особенности пилотирования связаны с воз-
можным изменением путевой (флюгерной) и поперечной устойчи-
вости самолета. При создании большого угла атаки киль, во-
первых, попадает в аэродинамическую тень фюзеляжа и, во-вто-
рых, увеличивается стреловидность киля относительно потока воз-
духа, что приводит к уменьшению путевой устойчивости. На некото-
рых больших числах М самолет в путевом отношении может стать
даже неустойчивым. При этом на развороте возможно появление
рыскания и скольжения (с подниманием и опусканием носа само-
лета в плоскости крыла), которое трудно устранить при отсутст-
вии бустера в системе путевого управления. Если такой бустер
есть, то летчик должен педалями внимательно удерживать шарик
в центре. Если нет особой необходимости, то выполнение энергич-
ных разворотов на скоростях, близких к ограничению по путевой
устойчивости, нежелательно.
На некоторых самолетах в диапазоне чисел М = 0,85ч-1,2 при
создании перегрузки может возникнуть обратная реакция по крену
189
на отклонение педалей (что более вероятно при наличии больших
внешних подвесок). В этом случае также не рекомендуется выпол-
нять энергичные развороты. Если такой маневр необходимо все же
выполнить, то управление по крену следует осуществлять только
элеронами при нейтральном положении педалей, не обращая вни-
мания на отклонения шарика. Вообще говоря, лучше, чтобы ша-
рик был в центре, но попытки работать педалями при наличии
поперечной неустойчивости самолета могут запутать летчика.
Для каждого конкретного самолета соответствующие рекомен-
дации даны в инструкции.
Рис. 4.15. Схема сил, действующих на самолет при развороте:
а —- без скольжения; б —- с внешним скольжением (теоретически); в •—с внешним
скольжением (на практике)
Отклонения и ошибки на форсированном развороте примерно
те же, что и при выполнении правильного установившегося виража
(см. выше). Но имеется одна любопытная и характерная ошибка —
попытка сократить радиус и время форсированного разворота на-
жатием на внутреннюю педаль, т. е. созданием внешнего скольже-
ния. Эта ошибка, во-первых, опасна (внешнее скольжение при взя-
той на себя ручке) и, во-вторых, приводит к увеличению и радиуса
и времени разворота.
При нажатии на внутреннюю педаль создается иллюзия увели-
чения угловой скорости, так как самолет действительно с ускоре-
нием поворачивает нос в сторону разворота. Но это сопровож-
дается появлением внешнего скольжения (на левом развороте
шарик вправо) и стремлением самолета свалиться в штопор в сто-
рону разворота, что вынуждает летчика невольно отпускать ручку
и уменьшать перегрузку. Радиус разворота при этом увеличи-
вается, а угловая скорость поворота траектории уменьшается
(именно поворота траектории и вектора V, а не оси самолета Xi).
В принципе поворот траектории осуществляется силами, пер-
пендикулярными к вектору скорости: подъемной силой У, боко-
вой аэродинамической силой Z, составляющими силы тяги Ру и Pt
и составляющей силы веса Geos6. Рассмотрим действие только
аэродинамических сил У и Z (рис. 4.15), так как силы Ру и Рг на
самолете обычной схемы малы, а сила Gcos0 в любом случае
действует одинаково.
190
Как уже отмечалось ранее, боковая аэродинамическая сила Z
в лучшем случае составляет около 10% возможной величины
подъемной силы, т. е. ZmaxsO.l УгпЯт. Следовательно, результирую-
щая двух сил Z и У будет равна
ДГ =1/гГ2 +Z2 =1/К2 + (0,1 К )2 = 1,005К
2Vmax г max ‘ ^max V max ' ' ’ max/ ’ г
т. е. Л^тах может быть больше, чем Ушах всего на 0,5%. Но даже
этот ничтожный «выигрыш» получается чисто теоретически — при
отклонении педалей до отказа.
На практике летчик вынужден при
отклонении педалей отпускать ручку,
уменьшая У, например, до 0,7 Ушах,
так как при скольжении авторотация
начинается еще на докритических уг-
лах атаки. При этом
N = К («.rr^r + mir,,,)2=
= 0.71Гт„,
что с очевидностью указывает на
увеличение радиуса и времени разво-
рота.
Внешнее скольжение условно при-
водит к сокращению радиуса и вре-
Рис. 4.16. Схема сил, действую-
щих на самолет при развороте
Мени разворота только тогда, когда с созданием внешнего скольже-
разворот выполняется с малым креном. ния без уменьшения крена
В этом случае при нажатии на внут-
реннюю педаль следует увеличить перегрузку nv (рис. 4.16). Но
эту же (или еще большую) перегрузку можно использовать и без
скольжения, увеличивая соответственно крен.
Чтобы лучше разобраться в этом вопросе, внимательно проана-
лизируем следующий пример, в котором даны возможные варианты
разворота в горизонтальной плоскости:
а)	пу = 1,31; лг = 0; Т = 40°; Кгор = 0,84(7;
б)	^ = 1,31; л, = 0,2; у = 32,3°; Nnp — 0,87(7, т. е. при посто-
янной нормальной перегрузке (ир=1,31) крен при внешнем сколь-
жении следует уменьшать и выигрыш в центростремительной силе
получается незначительный (0,87(7 вместо 0,84(7);
в)	л,, = 1,48; лг = 0,2; у = 40°; NrOp= 1,11(7, т. е. при постоянном
крене (40°) создание внешнего скольжения должно сопровож-
даться увеличением нормальной перегрузки, за счет которой и
увеличивается центростремительная сила (1,11 G вместо 0,84 О);
г)	nv«=l,48; лж=0; у=47,5°; УГор=1,09 G, т. е. нормальную пе-
регрузку 1,48 можно использовать и без скольжения, почти не
проигрывая в центростремительной силе (1,096? вместо 1,110);
д)	если при отклоненных педалях (nz=0,2) возможно созда-
ние nv=l,48, то без скольжения нормальную перегрузку можно
191
безопасно увеличить еще больше, например до пу = 2, получив раз-
ворот с параметрами пи = 2; п2 = 0; у=60°; УГор = 1,740. Соответст-
вующие расчеты для других случаев разворота со скольжением
можно произвести с использованием формул
= G ]Z'zz| + /гj;
Л^гор = Nsin (у ± arctg-^-) ;
G =М,еРт = к cos (у ± arctg -£j-) ,
(4.8)
(4.9)
(4.Ю)
где в последних двух формулах знак « + » ставится при внешнем
скольжении (педали по развороту) и знак «—» при внутреннем
скольжении (педали против разворота).
Рис. 4.17. Использование на развороте кратковремен-
ного внешнего скольжения для прицеливания
Внешнее скольжение может быть использовано на развороте
только в целях выполнения последнего уточняющего доворота оси
самолета (и оси пушек) на противника, если для этого не хва-
тает нескольких градусов (рис. 4.17). В этом случае последний
доворот на цель (оси самолета, но не траектории) можно выпол-
нить педалями и сразу давать очередь из пушек, имея в виду,
что в таком относительном положении самолет может удержаться
не более 2—3 с, после чего начнется его отставание, если продол-
жать полет со скольжением.
Время, изменяющийся радиус и другие параметры форсиро-
ванного разворота рассчитываются методами численного интегри-
рования уравнений движения самолета, т. е. разбиением разво-
рота на отдельные мелкие участки, для каждого из которых после-
довательно находится время Д/, падение скорости ДУ и т. д. Затем
производится суммирование.
Развороты на предельно малых высотах. Выполнение разворо-
тов и виражей (правильных и форсированных) на предельно
малых высотах требует от летчика хорошей теоретической, лет-
192
ной и психологической подготовки. Это вызвано некоторыми важ-
ными особенностями таких разворотов.
При регулировании высоты летчик должен в основном ориен-
тироваться на визуальное ее определение, не особенно доверяя
показаниям барометрического высотомера и вариометра. Во-пер-
вых, барометрическая высота местности, над которой происходит
маневрирование, не равна барометрической высоте аэродрома вы-
лета. Во-вторых, сама местность не является идеально горизон-
тальной плоскостью. И, в-третьих, высотомер и вариометр дают
ошибку (гл. 1, § 1), возникающую вследствие повышения давле-
ния в районе статических отверстий ПВД. Эта ошибка увеличи-
вается с уменьшением высоты и с ростом числа М (до М=1). Что
же произойдет при выполнении форсированного разворота с тор-
можением на малой высоте?
Предположим, что форсированный разворот начат на скорости
1100 км/ч (М = 0,9). При торможении поджатие встречного потока
самолетом начнет уменьшаться, давление в районе статических
отверстий ПВД будет падать, высотомер и вариометр начнут пока-
зывать набор высоты (при развороте в горизонтальной плоскости).
Если летчик при этом начнет выдерживать «постоянную» высоту
по высотомеру и вариометру, то самолет фактически будет сни-
жаться и... может оказаться ниже земной поверхности. На средних
высотах эта ошибка высотомера достигает 100—200 м и выдержи-
вание высоты с такой точностью вполне допустимо. На предельно
малых высотах ошибка может достигать 300—400 м, т. е. здесь
ошибка соизмерима с самой высотой.
Итак, при выполнении разворота или виража на предельно
малой высоте ее следует выдерживать с визуальной проверкой по
земной поверхности. Но при этом летчик может допустить дру-
гое отклонение — непроизвольное увеличение крена. Возникнове-
нию этого отклонения способствует ошибка летчика, связанная
с психологической особенностью восприятия положения самолета
в пространстве. При выполнении разворота на большой высоте
летчик чаще смотрит на горизонт и авиагоризонт, и величина
крена при этом хорошо улавливается. На предельно малой высоте
неопытный летчик смотрит только на землю (как бы не столкнуть-
ся), и взгляд при этом невольно направляется в центр разворота
(рис. 4.18). Возникает иллюзия малого крена, так как летчику
кажется, что самолет якобы разворачивается вокруг точки Б в
«плоскости» АБ. «Исправляя» крен, летчик может увеличить его
даже за 90°. Естественно, начнется интенсивное зарывание, исправ-
ление которого увеличением перегрузки и нажатием на внешнюю
педаль без уменьшения крена приведет к роковым последст-
виям.
Повторяем еще раз: во всех случаях зарывания и непроизволь-
ного уменьшения высоты на развороте первым действием летчика
должно быть уменьшение крена.
Непроизвольное увеличение крена можно допустить также в
том случае, если выдерживать крен по видимому положению впе-
7 В Н Медников
193
реди летящего самолета (рис. 4.19). Дело в том, что крен дру-
гого самолета виден в натуральную величину только при его
наблюдении под ракурсом 0/4. При ракурсах, отличных от нуля,
видимая величина крена другого самолета больше действительной
(например, при ракурсе 4/4 концы крыльев наблюдаемого само-
Рис. 4.18. Иллюзия недостаточного крена при раз-
вороте вблизи земли
лета будут расположены по вертикали, т. е. под 90° к горизонту).
Наблюдая картину, изображенную на рис. 4Л9, летчик невольно
начнет увеличивать крен, чтобы сделать его «таким же», как у
впереди летящего самолета, хотя крен здесь фактически у всех
самолетов одинаков.
Рис. 4.19. Иллюзия большого крена у наблюдаемого
под ракурсом самолета
Итак, при развороте на предельно малой высоте внимание сле-
дует переключать и на фактическую высоту (взгляд на землю, в
сторону разворота), и на крен (взгляд на горизонт вперед, на
авиагоризонт).
Следующей особенностью пилотирования на предельно малых
высотах является более интенсивное проявление различных осо-
бых случаев, связанных с устойчивостью и управляемостью само-
лета. Если на самолете возникает подхват при обратном переходе
через скорость звука, то на предельно малых высотах этот подхват
проявляется наиболее интенсивно. И обратная реакция по крену,
194
И валежка, и реверс элеронов, и другие аналогичные явления про-
являются с наибольшей интенсивностью обычно при полете у
эемли. Поэтому энергичного маневрирования с переходом через
Скорость звука здесь следует по возможности избегать.
Особенности пилотирования возникают и в связи с большими
предельными по тяге перегрузками. Например, самолет F-4c
в диапазоне чисел М от 0,75 до 0,98 имеет у земли nv =8, т. е.
упр
здесь самый энергичный разворот будет выполняться на постоян-
ной скорости или даже с ее увеличением. При маневрирова-
нии на подобном самолете у земли можно очень легко выскочить
за ограничение максимальной скорости. При выполнении разворота
или виража на предельно малой высоте приходится в некоторых
случаях уменьшать тягу, но в общем это нежелательно с энерге-
тической точки зрения. Если предельная потяге перегрузка больше
максимальной эксплуатационной, то избыточную тягу можно
использовать на набор высоты, выполняя вместо виража восходя-
щую спираль (разумеется, если это целесообразно с тактической
точки зрения).
7.	При анализе данных объективного контроля следует обра-
щать внимание:
—	на скорость и высоту ввода и вывода;
—	на продолжительность ввода в разворот или вираж;
—	на изменение высоты и скорости в процессе разворота или
виража;
—	на время маневра или величину нормальной перегрузки (пе-
регрузка должна быть достаточно большой и постоянной, т. е.
запись не должна иметь вид «пилы»);
—	на угол атаки (непосредственно по записям или пересчетом
по скорости и перегрузке).
Наиболее грубым отклонением следует считать выход само-
лета за летные ограничения по скорости, углу атаки или пере-
грузке, а также снижение при выполнении разворота на предельно
малой высоте. Допустимыми отклонениями можно считать неко-
торые колебания высоты и скорости. Общую оценку следует да-
вать по времени выполнения маневра или по средней интегральной
перегрузке (что автоматически учтет растягивание ввода и вы-
вода), но с учетом величины ранее упомянутых отклонений.
§ 2.	БОЧКА
1.	Бочка — фигура пилотажа, при выполнении которой самолет
поворачивается относительно продольной оси на 360° с сохране-
нием общего направления полета.
Бочки бывают:
—	одинарные, полуторные и многократные (сюда же можно
отнести и полубочки);
—	горизонтальные, восходящие и нисходящие;
—	быстрые и замедленные;
195
Рис. 4.20, Положение оси вра-
щения самолета на левой бочке
—	управляемые и неуправляемые;
— штопорные и элеронные.
Например, при полной характеристике этой фигуры можно ска-
зать, что «летчик выполнил одинарную, восходящую, замедлен-,
ную, управляемую, элеронную бочку».
Некоторые из приведенных названий требуют пояснения.
Управляемой бочкой называется такая, при выполнении кото-
рой между вводом и выводом (т. е. в процессе вращения) поло-
жение рулей меняется (например, если в положении вверх коле-
сами отдается ручка от себя или
меняется положение педалей).
Неуправляемой бочкой называет-
ся такая, при выполнении которой
от ввода до вывода положение ру-
лей не изменяется. Быстрая бочка
обычно выполняется как неуправ-
ляемая, замедленная — как управ-
ляемая.
Штопорной бочкой называется
такая, на которой вращение проис-
ходит за счет авторотации крыла
на закритических углах атаки. Ввод
в такую бочку осуществляется энер-
гичным взятием ручки на себя и да-
чей ноги до отказа в желаемую сто-
рону вращения. Штопорная бочка
является и быстрой и неуправляемой. На современных сверхзвуко-
вых самолетах выполнять такую бочку нецелесообразно и опасно,
так как слишком быстрое вращение самолета с движением носо-
вой и хвостовой частей фюзеляжа по большим окружностям может
привести к переходу в плоский штопор по типу инерционного вра-
щения.
Элеронной бочкой называется такая, на которой вращение
происходит за счет поперечного момента, создаваемого отклоне-
нием элеронов. Руль направления отклоняется при этом в сторону
бочки для устранения внутреннего скольжения. В некоторых слу-
чаях (например, при недостаточной эффективности элеронов)
можно еще несколько увеличить дачу ноги в сторону бочки, т. е.
создать уже внешнее скольжение, которое будет помогать элеро-
нам и способствовать вращению в нужную сторону.
При маневрировании бочка обычно выполняется в виде состав-
ного элемента других фигур: полубочки (первая половина бочки) в
начале переворота, полубочки (вторая половина бочки) в конце
полупетли Нестерова, полубочки (или части бочки с поворотом
на произвольный угол) при изменении направления движения на
вертикальных участках петель, полупетель и переворотов.
Но в некоторых случаях бочка может выполняться и как само-
стоятельная фигура пилотажа, например при уклонении от внезап-
ной атаки истребителя или ракеты, так как на бочке самолет опи-
196
сывает энергичную спираль с резким изменением курса, тангажа,
высоты и других параметров движения. Разумеется, этот маневр
должен быть предварительно просчитан и проверен в учебных
условиях.
2.	Теория бочки. Рассмотрим вначале вопрос о положении оси
вращения самолета, взяв для примера левую бочку (рис. 4.20).
Относительно продольной оси самолета вращение создается эле-
ронами (иногда с добавлением внешнего скольжения). Вектор
в соответствии с «правилом буравчика» на левой бочке направлен
назад, на правой — вперед. Величина (ох задается летчиком с по-
мощью того или иного отклонения рулей.
Вращение относительно поперечной оси самолета (поднятие или
опускание носа в связанных координатах) происходит вслед за
поворотом вектора скорости V под действием подъемной силы У
(действие силы веса G учтем несколько позднее). Для определе-
ния величины (Dz запишем уравнение движения
г А
g z
(центростремительная сила равна массе, умноженной на центро-
стремительное ускорение), откуда
(без учета действия силы веса).
Полагая s* 0, получим что на бочке самолет вращается с
суммарной скоростью (о — У	Положение вектора <о опре-
деляется углом ф, величину которого можно найти из соотношений
sin ф =-у====^====- или 1§ф = —- =	.	(4.12)
Благодаря смещению оси вращения на угол ф относительно
вектора скорости V движение самолета на бочке происходит по
сложной спиральной траектории (рис. 4.21). Траектория как бы
навернута на некое подобие цилиндра, ось которого изогнута вниз
в виде параболы под действием силы веса- G и отвернута влево
(на правой бочке вправо) на угол ф от исходного направления
движения. Вдоль оси цилиндра самолет продвигается со скоростью
УсОЭф, ПО ОКРУЖНОСТИ ВОКРУГ ЦИЛИНДра — СО СКОРОСТЬЮ УзШф.
Сложение этих двух скоростей и дает спираль.
Расчет параметров бочки. А. Рассчитаем радиус бочки Гб
(рис. 4.21,6), т. е. радиус цилиндра, на который навернута спи-
ральная траектория.
Уравнение движения (второй закон Ньютона)
v G
197
откуда
„ __ gny _	gny
Гб	«о2 ~	+ «2
X ~	2
(4ЛЗ)
Обычно При выполнении бочки O)x^>O)z (и (D^tox), поэтому
приближенно можно записать

(4.14)
Рис. 4.21. Траектория самолета на бочке (вид сбоку, по оси спирали сзади,
сверху)
Заметим, что в приведенных формулах w = -т~, где te— время
гб
выполнения одинарной бочки.
Пример. Пу — 2, ш=1 рад/с; тогда по формуле (4.14) находим,
что Гб=19,6 м, т. е. на этой бочке самолет описывает, если смо-
треть сзади (через прицел), окружность с радиусом около 20 м.
198
Б. Из рис. 4.21, в видно, что, выполнив полную одинарную
бочку, самолет возвращается на исходный курс, но линия пути при
этом смещается вбок на величину, равную отрезку 5—7 (обозна-
чим его Z5_7). Найдем это смещение, так как оно также может
представлять некоторый интерес с точки зрения боевого маневри-
рования. Без пояснений
Л-8 = (v cos ч>) /б;
£5_7 = Z.j-5 sin ср = V cos <р sin ср/б.
Заменив sin ср и cos ср через tg ср (по известным формулам три-
ч	+ gny
тонометрии) и вспомнив, что tg ср = -у— -, окончательно получим
_ gnyV*
Д5-7“(^)2 + (^Г-
Пример. V=200 м/с, пу = 2, <dx=1 рад/с, /б = 6,28 с; вычисляем
по формуле Ls_7 = 125 м.
Заметим, что при выполнении бочки без перегрузки (пу=0) бо-
ковое смещение Z5_7—0. Из формулы также видно, что и пришх->-0
и при <ох—*-оо получаем Z5_7-»0. Следовательно, при какой-то про-
межуточной величине <ох боковое смещение будет максимальным.
Проделав известную операцию дифференциального исчисления,
,	g"y
найдем, что Д5_7 = тах при ®х = у , что соответствует углу ф=
=45°. Но такая бочка уже и не похожа на бочку, а представляет
собой нечто вроде косой спиральной петли Нестерова.
Боковое смещение от исходной линии пути на обычной бочке,
т. е. при сравнительно малых перегрузках и больших скоростях
вращения, можно вычислить по упрощенной формуле
£5_7а;2*гб~2к-^-.	(4.16)
(О*
X
Кстати, применение этой формулы в последнем примере даст
тот же результат —125 м.
В. Следующим параметром бочки, представляющим интерес,
является отставание (А6_7 на рис. 4.21,в), т. е. сокращение прой-
денного расстояния по исходному курсу по сравнению с самоле-
том, не выполнявшим бочку (6). Из рисунка видно, что Л6__7 =
= L5-7 tg ср. С учетом выражений для Л5_7 и tg ср окончательно по-
лучим
£б“7 = ! ’ (4>17)
V gnv )
Пример. V=200 м/с, nJZ = 2, шх=1 рад/с, /б=6,28; вычисляем по
формуле 2-6-7=12,5 м.
199
Практически отставание будет несколько большим, так как на
бочке индуктивное сопротивление увеличивается в п2 раз по срав-
нению с горизонтальным полетом. Для увеличения отставания
нужно увеличивать перегрузку и уменьшать скорость вращения (ох,
увеличивая тем самым и время выполнения бочки /б.
Из последней формулы видно, что при пу = 0 отставания нет.
Наоборот, при уменьшении (wx-->0) и при увеличении пере-
грузки пу отставание Л6_7-^1//б = ^1-б, т. е. самолет выполняет не
бочку, а обычную петлю Нестерова, возвращаясь в точку 1 (точ-
ка 7 отодвигается назад вдоль линии 6—1). Однако методы рас-
чета бочки не применимы к расчету петли Нестерова, так как они
не учитывают изменения скорости.
Г. И, наконец, рассчитаем изменение угла наклона траектории
и высоты за время выполнения бочки (рис. 4.21, а). Так как на
бочке подъемная сила делает полный оборот на 360° и в среднем
на самолет не действует (относительно земли), то ось спирали
искривляется вниз только под влиянием силы веса и имеет поэтому
форму параболы.
Исходя из этих соображений, можно рассчитать, что за время
самолет относительно начальной точки 1 получит следующие
приращения параметров движения:
=	(4.18)
Д0--^ = -^;	(4.19)
Д/7 = V sin е^б -	.	(4.20)
Если требуется, чтобы выход из бочки произошел на высоте
ввода, то нужно создать предварительное кабрирование. При
Д# = 0 получим
sin Oi =
при этом выход из бочки произойдет со снижением, т. е,
Но
с углом 6s<0:
А . Й t Л А 	g*6  	g*6    А
°5 — °! +	----V---~	01 ’
Итак, при Н5=НХ (Д// = 0) получим на выходе 05 = —0! и
V = — V .
У.	У1
Если же требуется, чтобы при выходе из бочки самолет нахо-
дился в режиме горизонтального полета, то предварительное каб-
рирование должно быть больше. При 05 — 0 и Иу> = 0 получим
О1 = _Д0 = -^-,
200
Т. е. угол 9] должен быть в два раза больше, чем в первом случае.
Но бочка здесь будет выполнена с некоторым набором высоты:
ДЯ = 1/(-^)/б-^ = ^
Из сказанного ясно, что на неуправляемой бочке, выполняемой
с постоянными перегрузкой и скоростью вращения, получить од-
новременно Д/У=0 и 85=0 (Vy5 =0) невозможно.
Рис. 4.22. К примеру расчета параметров неуп-
равляемой бочки
Пример (рис. 4.22):
1)	V = 200 м/с, /б — 6 с, 0! = 0 и V =0; вычисляем по формулам
Д0 = 05 =— 0,3 (—17,2°), Д^ = Гь = -60 м/с, Д/7 = -180 м;
2)	при 0! = 4-0,1 (4-5,7°) получим 05 = —0,2(—11,4°), Иу,=
= —40 м/с и ДЛ/ = —60 м;
3)	при 0j = 4-0,15(4-8,6°) получим 05 =—0,15 (—8,6°),	=
= —30 м/с и Д/4 = 0;
4)	при 0j = 4-0,3(4-17,2°) получим 0S = O, Vys = 0 и Д/7 =
= 4-180 м.
3. Техника пилотирования при выполнении бочки основана на
изложенной выше теории. Стандартная (школьная) бочка выпол-
няется в горизонтальном полете на скорости не менее наивыгодней-
шей. Наиболее удобно выполнять бочку на скорости, примерно
в 1,5 раза больше наивыгоднейшей. Однако на больших высотах
эта скорость может соответствовать трансзвуковой области полета
(М = 0,9-т-1,1), в которой выполнять бочку и другие энергичные
маневры иногда не рекомендуется из-за различных явлений, свя-
занных с волновым кризисом (обратная реакция по крену, ва-
лежка, подхват и пр.); тогда скорость ввода в бочку следует
уменьшить или увеличить.
201
Обороты двигателей на бочке должны быть несколько больше,
чем это требуется для установившегося полета на скорости ввода,
так как лобовое сопротивление на бочке больше, чем в прямоли-
нейном полете. Ввод можно осуществлять прямо в режиме раз-
гона, но ни в коем случае не в режиме торможения (даже при на-
чале ввода на заданной скорости).
При выполнении бочки сначала следует плавным движением
ручки на себя создать угол кабрирования 10—15° и на мгновение
зафиксировать самолет в этом положении, слегка отдав ручку от
себя. Если выполнить бочку без предварительного кабрирования,
то выход из фигуры произойдет со снижением, с большой потерей
высоты.
Рис. 4.23. Выполнение управляемой бочки с выходом в горизонтальный
полет на исходной высоте
Затем летчик должен плавно отклонить ручку и педали в же-
лаемую сторону вращения так, чтобы скорость вращения равня-
лась 45—60° в секунду, т. е. чтобы бочка была выполнена за
6—8 с. Педали при этом отклоняются на такую величину, при ко-
торой шарик указателя скольжения остается в центре или уходит
во внешнюю сторону не более чем на один диаметр. При отклоне-
нии шарика во внутреннюю сторону вращение замедляется.
Уже установлено, что на неуправляемой бочке в принципе
нельзя осуществить вывод из фигуры одновременно и на исходной
высоте ввода, и в режиме горизонтального полета (без снижения).
В конце неуправляемой бочки можно оказаться на исходной вы-
соте, но в режиме снижения, или можно выйти в режим горизон-
тального полета, но на высоте, большей высоты ввода (рис. 4.22).
При выполнении быстрой бочки вдали от земли эти тонкости
обычно несущественны. Но они становятся решающим фактором
безопасности полета на предельно малых и малых высотах. Для
выхода в горизонтальный полет на высоте, равной высоте ввода,
бочку следует выполнять управляемой, уменьшая перегрузку от-
дачей ручки от себя в положении вверх колесами, вернее, при
углах крена, равных 90—270° (рис. 4.23). Чем замедленнее бочка,
тем больше здесь следует отдавать ручку, и при /б = 10—12 с пе-
регрузка на середине бочки обычно бывает уже отрицательной
(рис. 4.24).
202
Для вывода самолета из бочки летчик должен с некоторым уп-
реждением отклонить ручку и педали против вращения и при
остановке вращения поставить рули нейтрально. Затем при необ-
ходимости исправить остаточный угол крена и тангажа. Чем
быстрее бочка, тем больше должно быть упреждение для начала
вывода.
Смотреть на бочке следует на горизонт прямо перед собой.
Очень вредно в условиях хорошей визуальной видимости приучать-
ся выполнять бочку по авиагоризонту, хотя это сначала и
легче.
Переключение внимания: создание угла предварительного
кабрирования — создание углового ускорения — поддержание по-
стоянной угловой скорости — уменьшение перегрузки в положении
Рис. 4.24. Изменение перегрузки на бочке при ее
выполнении за время:
а — 4—6 с; б — 6—8 с; в — 10—12 с
вверх колесами — определение момента начала вывода из бочки —
создание отрицательного углового ускорения (остановка враще-
ния) — исправление остаточного угла крена и тангажа.
Основным отклонением самолета при выполнении бочки яв-
ляется потеря высоты на выводе. Ошибки летчика, приводящие к
этому отклонению, — недостаточный угол предварительного кабри-
рования на вводе или уменьшение скорости вращения после про-
хода крена 90°. Особенно распространена вторая ошибка, так как
при переворачивании вниз головой неопытный летчик крепче
сжимает ручку и при этом невольно ослабляет боковое усилие на
нее. При замедлении вращения посередине бочки подъемная сила
действует вниз больший отрезок времени, чем вверх, и, склады-
ваясь с силой веса, круто искривляет траекторию вниз.
Полностью исправить в полете это отклонение нельзя. Заме-
тив уменьшение скорости вращения или начавшееся уменьшение
высоты, летчик должен увеличить дачу рулей (ручки и педали) в
сторону бочки, а после прохода крена 270° — увеличить перегрузку,
подобрав ручку на себя.
Предупреждается эта ошибка хорошей теоретической подготов-
кой и ясным представлением физики выполнения фигуры, неодно-
кратным продумыванием на земле порядка переключения внима-
ния на бочке и соответствующей психологической подготовкой,
а также правильным показом в воздухе обучающим и самостоя-
тельной тренировкой.
203
ЛЕТЧИК! НЕ ЗАМЕДЛЯЙ СКОРОСТИ ВРАЩЕНИЯ
НА БОЧКЕ!
4. Движение самолета на бочке может происходить не только
по вытянутой спирали, но и точно по горизонтальной прямой или,
наоборот, по очень крутой спирали.
1
Рис. 4.25. Нормаль-
ная и боковая пе-
регрузки на управ-
ляемой замедлен-
ной бочке, выпол-
няемой по прямо-
линейной траекто-
рии
Для выполнения горизонтальной бочки
по прямолинейной траектории летчик дол-
жен так изменять угол атаки (ручкой) и
угол скольжения (педалями), чтобы от на-
начала и до конца бочки сохранялись равен-
ства (рис. 4.25):
I) в горизонтальной плоскости (с учетом
знаков)
Y sin у + Z cos у == О
или пу sin у + пг cos у = 0;
2) в вертикальной плоскости (с учетом
знаков)
Ycos у — Z sin у = О
или «у cos т — «..sin т = I.
Так как	(боковая сила при одинаковых углах зна-
чительно меньше подъемной силы), то для создания необходимой
боковой силы Z (боковой перегрузки пг) требуется угол скольже-
ния р, значительно больший, чем угол атаки а, примерно в десять
раз.
Рис. 4.26. Техника пилотирования для выполнения управляемой замедленной
бочки по прямолинейной траектории
Техника пилотирования для выполнения прямолинейной бочки
должна быть такой (рис. 4.26, левая бочка):
I.	В горизонтальном полете летчик отклонением ручки создает
вращение шх- По мере увеличения крена ручка постепенно отдается
от себя, а педали отклоняются против бочки (в нашем примере
при крене от 0 до 180° опускание носа самолета предотвращается
отклонением правой педали вперед).
2.	При крене 90° ручка должна быть отдана настолько, чтобы
нормальная перегрузка пу — 0; после этого ручку продолжают
204
отдавать от себя и дальше. Правая педаль должна быть подана
вперед настолько, чтобы боковая перегрузка и2= + 1 (летчик при-
жат к левому борту с силой собственного веса); после этого пра-
вая педаль начинает убираться.
3.	При крене 180° ручка должна быть отдана до пу =— 1 (лет-
чик висит на ремнях), а затем начинает подбираться на себя. Пра-
вая педаль убрана полностью, и после этого момента начинает
выдвигаться вперед левая педаль.
Рис. 4.27. Изменение формы траектории на бочке при увеличении нор-
мальной перегрузки и уменьшении скорости вращения вокруг продольной
оси самолета (вид сверху)
4.	При крене 270° положение ручки должно соответствовать
нормальной перегрузке ny = 0; затем ручка должна и дальше под-
бираться на себя. Левая педаль отклонена вперед до п2 =— 1, и
после этого педали начинают убираться к нейтральному поло-
жению.
5.	Педали нейтрально и п2 = 0; ручка в положении горизонталь-
ного полета и пу= + 1.
Такая бочка с точки зрения боевого маневрирования интереса
не представляет и может выполняться только в спортивных целях
или для тренировки в пилотаже.
Практический интерес может представлять бочка, выполняе-
мая по крутой спирали с большим радиусом. Из теории бочки нам
уже известно, что радиус Гб (радиус цилиндра, на который «намо-
тана» спиральная траектория) и угол ср (угол между вектором
скорости и осью цилиндра) увеличиваются при увеличении нор-
мальной перегрузки и уменьшении скорости вращения. На
рис. 4.27 изображена серия бочек с постепенным возрастанием пу
и уменьшением шх. Нетрудно сообразить, что при большой нор-
205
мальной перегрузке (пу=5-?-6) и о>х = 0 бочка вырождается в обыч-
ную петлю Нестерова.
Пример. V=200 м/с, ny = 3, (ох = 0,5 рад/с (£б = 12,5 с); по при-
веденным ранее формулам находим Гб==120 м, tg‘cp = 0,3 и <р=17°
(это еще бочка, хотя и довольно крутая).
Если же и?/ = 5 и (ох = 0,1 рад/с, то получим, воспользовавшись
не приближенными, а точными формулами, (oz = 0,25 рад/с, w =
= 0,27 рад/с, /б = 23 с, Гб = 690 м, tg ср = 2,5, ср = 65° (это уже не бочка,
а что-то вроде спиральной косой петли).
Техника пилотирования при выполнении крутой бочки следую-
щая. Летчик должен на достаточной скорости (не менее 1,5 от
наивыгоднейшей) плавным, но энергичным движением ручки на
себя создавать угол предварительного кабрирования 25—30° и,
продолжая увеличивать нормальную перегрузку до дву-трех еди-
ниц, ввести самолет элеронами и педалью в координированное
вращение (шарик в центре) с такой угловой скоростью, чтобы
бочка была выполнена за 10—12 с. Самолет при этом начнет опи-
сывать крутую спираль. На такой бочке еще более важно не за-
медлять вращение посередине фигуры, так как большая подъем-
ная сила, направленная вниз, сразу искривит в ту же сторону
ось спирали. Лучше всего при крене около 180° несколько умень-
шить перегрузку и увеличить элеронами скорость вращения, чтобы
иметь полную гарантию от потери высоты на выводе. Вывод из
бочки обычным методом — остановить вращение, уменьшить пере-
грузку до единицы, устранить остаточный крен и тангаж.
Летчик-истребитель должен уметь выполнять не только клас-
сическую бочку (школьную), но и весь ряд бочек — от прямоли-
нейной до крутой, приближающейся к петле, причем, одинаково в
левую и правую стороны.
При обучении следует учитывать, что сложность техники пи-
лотирования и переключения внимания возрастает при увеличении
крутизны бочки (при увеличении перегрузки и уменьшении ско-
рости вращения); усугубляются и последствия ошибок летчика,
т. е. уменьшается безопасность полета при прочих равных усло-
виях. Поэтому, учитывая тип самолета, класс летчиков и другие
факторы, следует разумно остановиться на достаточно крутых, но
еще простых и безопасных бочках.
5. Бочка может выполняться в довольно широком диапазоне
высот и скоростей полета — от предельно малых и малых высот
до потолка и от наивыгоднейшей скорости до максимальной. На
некоторых самолетах не рекомендуется выполнять бочки на транс-
звуковых скоростях, а иногда и на сверхзвуковых. Возможные при-
чины запрета: обратная реакция по крену на дачу ноги, валежка,
подхват, падение эффективности или реверс элеронов, уменьшение
путевой устойчивости и др.
Если сохранять неизменной индикаторную (приборную) ско-
рость ввода, то при увеличении высоты полета бочка выполняется
легче, так как уменьшается препятствующий вращению демпфи-
рующий момент. На высотах, близких к дозвуковому потолку,
206
выполнять бочку также можно, но вращение будет вялым (вследст-
вие малой индикаторной скорости); здесь при создании угла пред-
варительного кабрирования и на самой бочке скорость будет па-
дать (вследствие отсутствия запаса тяги); вывод из бочки произой-
дет со снижением и потерей высоты. На сверхзвуковом статиче-
ском потолке бочка на некоторых самолетах выполняется доста-
точно хорошо, так как индикаторная скорость и запас механиче-
ской энергии велики.
На предельно малых и малых высотах поперечное демпфирова-
ние возрастает и бочку следует выполнять на повышенной скорости,
чтобы увеличить управляющие моменты рулей, которые при-
мерно пропорциональны квадрату индикаторной скорости. На этих
высотах нельзя выполнять крутые бочки с увеличенной перегруз-
кой и уменьшенной скоростью вращения, так как возможные
ошибки летчика в пилотировании приводят к более серьезным
последствиям вследствие значительного увеличения потери вы-
соты на выводе. Здесь можно выполнять бочки, близкие к школь-
ным, причем, будет неплохо, если угол предварительного кабри-
рования сделать побольше — некоторый набор высоты на бочке
не повредит.
Выполнение восходящих бочек по технике пилотирования ничем
це отличается от обычных горизонтальных бочек, но скорость
ввода должна быть тем больше, чем больше средний угол на-
бора 6. Избыточная скорость расходуется на набор высоты (дуга
ввода в горку, собственно восходящая бочка, дуга вывода в го-
ризонтальный полет) и на преодоление индуктивного сопротивле-
ния при вводе в горку. При больших углах набора выгоднее вы-
полнять бочку с поворотом на 540°(Р/г оборота) с выходом из
горки в перевернутом полете с положительной перегрузкой и с
последующей полубочкой.
Диапазон высот и скоростей возможного выполнения восходя-
щей бочки уменьшается как со стороны потолка, так и со стороны
меньшей скорости, т. е. высота ввода в такую бочку должна быть
меньше, а скорость больше.
Восходящие бочки обычно выполняются быстро и на умень-
шенных перегрузках (пу = +0,5-^ + 1,0). Увеличивать перегрузку и
радиус спирали здесь нецелесообразно со всех точек зрения: те-
ряется скорость, траектория отклоняется в сторону, затрудняется
пространственная ориентировка летчика. По этим же причинам
следует на уменьшенных перегрузках и быстро выполнять нисхо-
дящие бочки и полубочки.
От параметров самолета в наибольшей степени зависит такая
характеристика бочки, как скорость вращения о>х (и время выпол-
нения бочки /б). Другая характеристика — перегрузка пу— обычно
равна 1—2 единицам, что может быть получено на любом само-
лете.
Чем больше самолет, тем больше его момент инерции Jx (при-
мерно пропорциональный весу самолета и квадрату размаха
крыла), больше демпфирующий момент крыла Мх (замедляющий
207
вращение) и относительно меньше эффективность поперечного
управления. Все это приводит к значительному уменьшению ско-
рости вращения (увеличению /б), что в свою очередь вызывает
возрастание абсолютных значений прироста угла наклона траек-
тории— Д0, вертикальной скорости — SVy и высоты — SH. По-
этому на тяжелых самолетах бочки выполняются только при
достаточно большом угле предварительного кабрирования 01 и,
следовательно, на большой скорости. Например, эффектно вы-
полнялась полувосходящая бочка на английском тяжелом бом-
бардировщике «Вулкан». Разумеется, практическая целесообраз-
ность такого маневрирования сомнительна.
Итак, запомним, что легкий и маленький самолет всегда вы-
полняет бочку (полубочку) быстрее по сравнению с тяжелым и
большим самолетом, хотя по другим маневренным характеристи-
кам преимущество легкого самолета необязательно.
6. При оценке техники пилотирования по записям приборов
объективного контроля следует обратить внимание на соответст-
вие скорости и высоты ввода в бочку заданию, а также на отсут-
ствие потери высоты и скорости на выводе. Если отклонения
имеют место, то нужно найти ошибку летчика. Потеря высоты
может произойти из-за ввода на малой скорости, малого угла
предварительного кабрирования, уменьшения скорости вращения
(увеличения /б) или увеличения нормальной перегрузки посере-
дине бочки. Потеря скорости может быть из-за ввода с увеличен-
ным углом предварительного кабрирования на малой скорости,
медленного вращения при больших нормальных перегрузках, не-
достаточных оборотов двигателя.
Безопасность полета при выполнении бочки обеспечивается
скоростью и высотой ввода, углом предварительного кабрирования
и недопущением замедления вращения.
§ 3. РАЗГОН И ТОРМОЖЕНИЕ
1. Способность самолета быстро набирать необходимую ско-
рость или быстро тормозиться — одна из важнейших его летно-
тактических характеристик.
Разгон может применяться при догоне и перехвате противника
или, наоборот, при отрыве от него и выходе из боя, а также в ка-
честве предварительного этапа перед выполнением какого-либо
маневра или действия, для которого нужна большая скорость.
Необходимость в быстром торможении может возникнуть, на-
пример, при атаке нескоростной цели, при аварийном покидании
самолета и в других случаях.
Если ограничиться полетом только по горизонтальной прямоли-
нейной траектории, то дело выглядит весьма просто: для быстрей-
шего разгона нужно включить полный форсаж, а для быстрейшего
торможения— убрать тягу и выпустить тормозные щитки.
Время и путь разгона (или торможения) рассчитываются при
этом элементарно, суммированием отдельных St и AL, получен-
208
них для каждого участка разгона (торможения) от Vi до Уг- Фор-
мулы для расчета
= ДА = УС0Дг.
£«*00	р
Если диапазон разгона (торможения) не очень велик, то за-
дачу можно решить в один ход —по средней скорости и средней
продольной перегрузке.
2. Прямолинейный горизонтальный разгон не является наи-
быстрейшим. Гораздо лучший результат можно получить, если вы-
полнять разгон «по волне вверх» или «по волне вниз». К анализу
Рис. 4.28. Линия быстрейшего ската — брахисто-
хрона
этих маневров и приступим, хотя они, строго говоря, уже не отно-
сятся к маневрам в горизонтальной плоскости.
Если не ограничивать себя горизонтальной плоскостью, то воз-
никает принципиальное различие между задачами о быстрейшем
догоне и о быстрейшем разгоне. Пройти заданное расстояние в
минимальное время или набрать заданную скорость в минималь-
ное время — это не одно и то же.
Задача о быстрейшем догоне формулируется так: самолет А
находится позади самолета Б на дистанции D (и на одной вы-
соте с ним); требуется найти траекторию полета для самолета Л,
чтобы дистанция D была сокращена до нуля в минимальное время,
не принимая во внимание конечную скорость самолета Л в послед-
ний момент сближения (считается, что догоняемый самолет Б ле-
тит по горизонтальной прямой с постоянной скоростью).
Эта задача равносильна задаче о прохождении заданного рас-
стояния с максимальной средней скоростью. Впервые аналогичная
задача (разумеется, речь шла не о самолетах) была сформулирована
И. Бернулли еще в 1696 г. Ученого заинтересовал вопрос о линии
быстрейшего ската из точки 1 в точку 2 тяжелого шарика, дви-
жущегося без трения и сопротивления только под действием силы
тяжести (рис. 4.28). Решение было найдено самим И. Бернулли,
а также Ньютоном, Эйлером и другими математиками. Оказа-
209
лось, что искомая линия (брахистохрона) —вовсе не прямая 1—2>
а сильно прогнутая вниз кривая, являющаяся частью циклоиды.
При движении по этой кривой шарик вначале быстро набирает
скорость, а затем с большой скоростью продолжает движение к
конечной точке; хотя брахистохрона длиннее прямой, но время
получается меньше за счет более высокой средней скорости.
Эта и подобные задачи могут решаться только специальными
математическими методами вариационного исчисления, приняв-
шими стройную математическую форму после фундаментальных
работ в этой области действительного члена Петербургской ака-
демии наук Л. Эйлера. Но даже решение простейшей вариацион-
Рис. 4.29. Маневр «волна вниз» для быстрейшего догона
ной задачи о траектории быстрейшего ската шарика связано с оп-
ределенными математическими трудностями, не говоря уже о
вариационных задачах динамики полета, решение которых под
силу только высококвалифицированным специалистам.
Но вернемся к задаче о быстрейшем догоне. Если принять, что
в течение всего маневра P=Q, то скорость может изменяться
только за счет высоты и догоняющий самолет А должен лететь по
брахистохроне — циклоиде (рис. 4.29), т. е. «по волне вниз». При
РФ Q траектория «волны вниз» отличается от брахистохроны:
при P<Q нижняя точка волны смещается вперед, при P>Q —
назад.
Заметим, что догон «по волне вниз» может быть осуществлен
даже в том случае, если перед этим оба самолета летели на рав-
ных максимальных скоростях при Pp = Qr.n. (Естественно, что
если при этом догоняемый самолет Б также перейдет на снижение,
то дистанция D не сократится). Но даже при наличии заметного
преимущества самолета А над самолетом Б по располагаемой про-
дольной перегрузке пх^ когда догон можно произвести и в гори-
зонтальном полете, «волна вниз» значительно сокращает время
догона.
Таковы общие положения теории. Но при выполнении маневра
догона на конкретном самолете в конкретных условиях полета
210
иногда приходится поступать как раз наоборот. Пусть, например,
самолеты А и Б летят горизонтально на высоте 5 км с индикатор-
ной скоростью 1200 км/ч, являющейся для них границей по проч-
ности (истинная воздушная скорость при этом будет равна
1550 км/ч, двигатели задросселированы). Ясно, что выполнять
«волну вниз» здесь нельзя, так как снижение с постоянной индика-
торной скоростью 1200 км/ч (превышать которую нельзя) приве-
дет к уменьшению истинной воздушной скорости и к отставанию.
Летчик самолета А должен для догона увеличить тягу и перейти
к набору высоты при Vt = const = 1200 км/ч, что приведет к увели-
чению истинной воздушной скорости (например, на высоте 6 км
Vi = 1200
V -1550
Vi »1200
у <=1610
V 1=1200
V = /550
Рис. 4.30. Маневр «волна вверх» для быстрейшего догона
в условиях ограничения индикаторной скорости
Vi = 1200
V = 15$0
получим V=1640 км/ч, т. е. на 90 км/ч больше, чем у самолета Б).
Произведя догон, можно атаковать противника со снижением, вы-
держивая опять-таки V,= 1200 км/ч, для чего потребуется умень-
шить Тягу или выпустить тормозные щитки (рис. 4.30).
Оба рассмотренных выше случая относятся к маневру догона,
выполняемому при сравнительно небольшой исходной дистанции
(в пределах прямой визуальной или радиолокационной види-
мости). Но предположим, что догоняемый самолет Б, летящий на
высоте 5 км с индикаторной скоростью 1200 км/ч (V=1550 км/ч),
находится впереди самолета А на исходной дистанции D =
= 50-г>100 км. В этом случае осуществлять догон на высоте 5—6 км
бессмысленно. Летчик самолета А должен здесь по всем правилам
набрать высоту 11—13 км и на максимальной скорости, ограничен-
ной числом М. (например, на У=2170км/ч приМ = 2,05), произвести
на этой высоте догон, а затем с торможением снизиться и атако-
вать противника, не выходя при этом за ограничения по числу М
и по скоростному напору (по индикаторной скорости).
Задача о быстрейшем догоне, как уже отмечалось, является
вариационной, и оптимальный закон управления самолетом может
быть получен только в результате сложных и длительных расче-
тов. Приближенно эту задачу можно решить следующим образом:
выбрать на глазок несколько траекторий, которые исходя из здра-
вого смысла могли бы дать быстрый догон противника; методами
численного интегрирования (по элементам) просчитать времена
догона при полете по каждой траектории; выбрать одну траекто-
рию с наименьшим временем догона. Недостатком такого метода
211
является большая вероятность того, что можно пропустить траек-
торию, которая могла бы дать самое малое время догона.
Естественно, что в полете летчик никаких таких расчетов вы-
полнить не может. Просто следует иметь в виду три основных ва-
рианта догона, рассмотренных выше:
1)	противник близко, ограничения скорости нет — выполняй
«волну вниз»;
2)	противник близко, но полет происходит уже при ограниче-
нии скорости — выполняй «волну вверх» вдоль ограничения;
3)	противник далеко — набери высоту, произведи догон на мак-
симальной скорости, произведи снижение вдоль ограничений ско-
рости.
900
1200
Рис. 4.31. к пояснению различия между зада-
чами о быстрейшем разгоне и быстрейшем догоне
Полет может быть осуществлен по оптимальной траектории
в минимальное время.
3.	Задача о быстрейшем разгоне формулируется так: требуется
найти траекторию полета самолета, чтобы разгон от Vi до У2 был
осуществлен в минимальное время (или чтобы в заданное время
была достигнута наибольшая конечная скорость У2), не принимая
во внимание пройденное при этом расстояние, но имея условием
Эта задача принципиально отличается от рассмотренной выше
задачи о быстрейшем догоне, что хорошо видно из рис. 4.31, на
котором изображен возможный путь самолета за 30 с (пример).
При полете «по волне вниз» самолет проходит за 30 с наиболь-
шее расстояние (вследствие большой средней скорости), но его
конечные скорость и энергия сравнительно малы (вследствие
большого лобового сопротивления).
При полете «по волне вверх» самолет проходит за 30 с наи-
меньшее расстояние (вследствие малой средней скорости), но зато
его конечные скорость и энергия получаются наибольшими (вслед-
ствие набора энергии на оптимальной скорости 900 км/ч при наи-
большей избыточной мощности ДРУ).
Задача о быстрейшем разгоне по своей сути примыкает к уже
известной нам задаче о быстрейшем наборе энергии (гл. 1, § 4,
рис. 1.20). Действительно, набрав необходимую энергию в мини-
мальное время (или максимальную энергию в заданное время),
затем можно легко превратить избыточную высоту в скорость или
избыточную скорость в высоту.
212
Быстрейший набор энергии производится по закону, изобра-
женному на рис. 4.32 сплошной линией (пример), которая назы-
вается кривой Остославского — Лебедева. Перемещаясь вдоль
этой кривой, будем проходить каждую энергетическую высоту
с^тах—максимальной скоростью прироста энергии (с макси-
мальной энергетической скороподъемностью). Поэтому переход из
начальной точки (Н{ и Vi) в конечную (Н2 и Vs) должен произ-
водиться или вдоль этой кривой или с возможным приближением
к ней. Некоторые варианты маневров быстрейшего разгона изобра-
Рис. 4.32. Примеры выполнения быстрейшего разгона
жены на рис. 4.32 пунктирными стрелками. Общие правила здесь
таковы:
—	если разгон начинается и заканчивается левее — выше кри-
вой Остославского — Лебедева, то маневр следует выполнять «по
волне вниз»;
—	если разгон начинается и заканчивается правее — ниже
этой кривой, то маневр следует выполнять «по волне вверх»;
—	если разгон начинается левее — выше, а заканчивается пра-
вее— ниже кривой, то маневр должен состоять из снижения на
оптимальную кривую, продвижения вдоль этой кривой и спуска
в заданную точку.
Заметим, что программа набора высоты и скорости, рекомен-
дуемая инструкцией летчику, и есть оптимальная кривая Остослав-
ского— Лебедева, но несколько упрощенная по форме в целях
облегчения запоминания и выполнения.
Практические трудности при выполнении быстрейшего разгона
по оптимальным траекториям связаны с тем, что летчик должен
на глазок определять такие параметры маневра как, например,
глубина «волны вниз» или высота «волны вверх», углы набора и
213
снижения на восходящих и нисходящих участках маневра, момент
«перелома» траектории (изменения знака угла 9). Рекомендации
летчику здесь могут быть такими:
—	углы набора и снижения при выполнении «волны» следует
создавать не более 15—30°;
—	менять знак угла 0 следует примерно посередине разгона
или при выходе на кривую Остославского — Лебедева и при сходе
с нее;
—	сход с кривой Остославского — Лебедева производить с не-
которым упреждением, так как неблагоприятным случаем будет
выход на заданную высоту Н2 с избыточной скоростью (если V2
строго задана);
—	при непопадании в конечную точку (на заданные Н2 и V2)
следует сначала выйти на заданную высоту, а затем произвести
доразгон в горизонтальном полете.
При анализе рис. 4.32 следует обратить внимание на то, что
стрелки 1—2 изображают не траектории самолета, а только
функции H(V). Однако эти функции при необходимости всегда
можно перестроить в траектории H(L).
Задача о быстрейшем разгоне также является вариационной и
может быть точно решена только специальными математическими
методами с применением быстродействующих ЭВМ. Приближен-
ное и ненадежное решение можно получить просчетом нескольких
траекторий, проведенных на глаз на основании здравого смысла,
и сравнением полученных времен разгона.
4.	Торможение. Если по условию торможение должно быть
произведено в горизонтальном прямолинейном полете, то быстрей-
шее уменьшение скорости от Vi до V2 получится при выключении
тяги и выпуске тормозных щитков.
Если высотой не связаны, то перевод самолета в набор сокра-
щает время торможения до заданной скорости V2, что также оче-
видно.
Но как поступить, если в конце торможения (при V2) самолет
по условию должен снова оказаться на исходной высоте (//2 = #1)?
Оказывается, что в этом случае торможение выгоднее производить
«по волне вниз».
Действительно, считая Р = 0, получим
= nxV = - Яг V = - .
dt х	Q	К
Таким образом, энергия самолета теряется наиболее быстро при
наименьшем аэродинамическом качестве К, т. е. при возможно
большем и длительном удалении от наивыгоднейшей скорости, на
которой /< = Kmax.
Например, пусть требуется быстро погасить скорость от
Wi = 1000 до 1/2 = 450 км/ч. При торможении в горизонтальном пря-
молинейном полете по мере приближения к наивыгоднейшей ско-
214
пости аэродинамическое качество будет быстро возрастать (при-
мерно так: 1Л = 1000 —/(=3,1; V=800 —/(=4,6; V=600 —/(=6,9;
lz=450— К—8), а темп торможения — уменьшаться. Весь маневр
здесь займет около 90 с.
Но можно низкое начальное аэродинамическое качество сохра-
нить дольше —путем крутого снижения на постоянной скорости
1000 км/ч (при этом 0 = —18° и Vy-=— 90 м/с). Потеряв таким
путем за 30 с около 2700 м высоты, можно затем за 20 с выполнить
горку до исходной высоты (0г = +40°) с торможением от 1000 до
9Ос Уг=450
V~1OOO
Рис. 4,33. Сокращение времени торможения при манев-
ре «волна вниз»
450 км/ч. Итак, весь маневр «по волне вниз» займет около 50 с, т.е.
на 40 с меньше, чем при торможении в горизонтальном полете
(рис. 4.33). Кстати, заметим, что если стоит противоположная за-
дача (при полете без тяги медленнее терять энергию и планиро-
вать как можно дальше), то сначала нужно выполнить пологую
горку до наивыгоднейшей скорости, а затем снижаться на этой
скорости до предпосадочного маневра.
Торможение можно выполнить еще быстрее, чем «по волне
вниз». Если мы не связаны направлением полета, то наиболее
быстрое торможение можно получить при создании перегрузки,
так как индуктивное сопротивление увеличивается пропорцио-
нально Лу. Например, при выполнении горизонтального разворота
без тяги с наибольшей располагаемой перегрузкой уменьшение
скорости от 1000 до 450 км/ч можно получить примерно за 15—20 с.
Быстрое торможение с использованием перегрузки можно осу-
ществить не только на развороте (горизонтальном и восходящем),
но и на крутой бочке, о чем было подробнее сказано в предыдущем
параграфе.
5.	Техника пилотирования и порядок переключения внимания
при выполнении разгона и торможения весьма просты и особых
пояснений не требуют. Некоторые особенности устойчивости и уп-
равляемости, требующие от летчика специальных действий, могут
возникнуть только при переходе через скорость звука (прямом или
обратном), но об этом уже подробно говорилось в гл. 2. Основные
затруднения для летчика здесь связаны не с самим пилотирова-
нием, а с выбором параметров «волны вверх», «волны вниз» или
другого подходящего маневра.
215
Меры безопасности заключаются в недопущении превышения
ограничений максимальной скорости самолета, за чем особенно
внимательно нужно следить на предельно малых, малых и средних
высотах, на которых разгон современного самолета-истребителя
происходит очень быстро.
Глава 5
ПИЛОТИРОВАНИЕ ПРИ МАНЕВРИРОВАНИИ
В ВЕРТИКАЛЬНОЙ ПЛОСКОСТИ
Из маневров, выполняемых в вертикальной плоскости, рассмот-
рим переворот, полупетлю и петлю Нестерова, горку и пикиро-
вание.
Однако, как и в предыдущей главе, не будем буквально (в ма-
тематическом смысле) придерживаться понятия «плоскость». Так,
например, полупетля и переворот, строго говоря, выполняются не
в одной плоскости, а ввод в пикирование и вывод из горки вообще
могут выполняться с разворотом.
Необходимость маневрирования в вертикальной (или близкой
к ней) плоскости может быть вызвана как чисто тактическими
соображениями, так и маневренными свойствами самолетов. Ниже
при анализе отдельных вертикальных маневров будет указано на
возможность использования каждого маневра в боевой обстановке.
§ 1. ПЕРЕВОРОТ
1. Переворот — фигура пилотажа, при выполнении которой са-
молет поворачивается относительно продольной оси на 180° с по-
следующим движением по нисходящей траектории в вертикальной
плоскости и выводом в горизонтальный полет в направлении, об-
ратном вводу.
В отличие, например, от полупетли Нестерова, которая выпол-
няется на любых самолетах в узком диапазоне высот и скоростей
и при стандартной технике пилотирования, переворот может вы-
полняться в самых различных условиях и самыми различными
способами: при работе двигателя на малом газе, максимале или
форсаже; с выпущенными или убранными тормозными щитками;
на средних, больших или стратосферных высотах; на эволютив-
ной или сверхзвуковой скорости; со сравнительно небольшой или,
наоборот, максимальной располагаемой или эксплуатационной пе-
регрузкой и т. д.
Таким образом, переворот предоставляет летчику большие
возможности для творческого выбора манеры пилотирования; но
217
Ц
Рис. 5.1. Схема сил, действующих на
самолет при перевороте
чтобы эти возможности превратить в действительность, нужно
иметь соответствующие знания, так как неправильное выполнение
переворота может привести к серьезным последствиям.
Перечислим основные случаи возможного применения пере-
ворота при боевом маневрировании:
—	атака с переворота наземной цели;
—	атака с переворота воздушного противника, летящего с при-
нижением на встречном курсе;
—	уход переворотом от атаки истребителя противника; на сред-
них высотах (// = 2-4-3 км) этот маневр эффективен при наличии
преимущества по располагаемой перегрузке пу , когда противник,
также выполнив последовательно
переворот, провалится затем на
меньшую высоту с вероятным
столкновением с землей; на боль-
ших высотах для отрыва от про-
тивника переворот можно выпол-
нить как при наличии преимуще-
ства по пу$ (противник при по-
следовательном выполнении пере-
ворота провалится и окажется
ниже и впереди нас), так и при
наличии преимущества по пх или
по (по тяге); в последнем
случае быстрее наберем ско-
рость, оторвемся от противника и
окажемся далеко впереди и ниже
его; если же противник не выпол-
няет за нами последовательного
переворота, а становится, напри-
мер, в разворот на исходной вы-
соте, то можно до середины переворота сделать полубочку и за-
кончить фигуру в противоположном направлении, разойдясь с про-
тивником контркурсами;
— уход переворотом от ЗУР (или от других зенитных средств);
следует, однако, заметить, что здесь импровизация недопустима;
любой противозенитный маневр, в том числе и переворот, должен
быть заранее просчитан и прорепетирован; выполняется такой ма-
невр только в соответствии с рекомендациями; при маневрирова-
нии опытный летчик удовлетворительно оценивает изменение отно-
сительного положения своего самолета и самолета противника и
принимает в основном правильные решения; но оценить быстрое
относительное перемещение ракеты (резко отличающейся по своим
характеристикам от самолета) и выработать правильное решение
летчик не в состоянии; он должен иметь уже готовый набор стан-
дартных противозенитных маневров на случай встречи с основ-
ными видами зенитного оружия противника.
218
2. Теория переворота. Переворот начинается с выполнения
первой половины бочки. Но так как эта фигура уже была проана-
лизирована в предыдущей главе, то рассмотрим только ту часть
переворота, которая следует за полубочкой. На рис. 5.1 изобра-
жена схема сил, действующих на самолет в некоторых точках
траектории переворота. Уравнения движения центра тяжести са-
молета будут выглядеть следующим образом:
1. т = Q — GsinO или —- = g(nx — sin 6);
2. mV	= Y — О cos 9 или И = g(ny — cos 6).
Заметим, что в процессе переворота угол наклона траектории
изменяется от 180 до 360°; поэтому sin© изменяется от 0 (при
180°) до —1 (при 270°) и снова до 0 (при 360°); следовательно,
последний член входит в первое уравнение со знаком « + » (сила
тяжести все время действует в сторону увеличения скорости).
Функция cos 6 изменяется от —1 (при 180°) до 0 (при 270°) и
до +1 (при 360°); следовательно, последний член входит во вто-
рое уравнение сначала со знаком « + » (сила тяжести помогает
подъемной силе искривлять траекторию), а затем со знаком «—»
(сила тяжести препятствует искривлению траектории).
Кроме искомых неизвестных V и 0 в уравнения входят еще
пу и пх. Нормальная перегрузка пу зависит от манеры пилотиро-
вания, т. е. этой перегрузкой нужно задаться в виде функций
ny(t) или пу(Ъ) (в каждый момент времени t или при каждом
угле 0 нужно подставлять в уравнения заданную перегрузку пу).
Продольную перегрузку пх вычисляем по формуле
где Q — лобовое сопротивление при заданной перегрузке пу;
Р — тяга при заданном режиме работы двигателя (из кривых
Жуковского Р и Q брать нельзя, та.к как там обычно
даются максимальная и форсажная тяги и лобовое сопро-
тивление в горизонтальном полете).
Лобовое сопротивление вычисляется по формуле
Q = Qo + Qh = схр(1 Н •
если поляра — квадратичная парабола; или по обычной формуле
Q = cxSq,
где сх—коэффициент, который снимают с поляры произвольного
вида, предварительно вычислив су по заданной пере-
грузке.
219
Более сравнительно точный расчет переворота можно выпол-
нить методами численного интегрирования уравнений движения,
для чего их следует записать в виде
1.	ДИ = g (пх — sin 6) Д/;
2.	Д9 =-£-(ny — cos 0) At
Теперь, задавшись малыми отрезками времени Л/ (1—2 с),
можно последовательно, шаг за шагом рассчитать весь переворот.
Для расчета сил и исследования формы траектории необходимы
дополнительные уравнения:
3.	l/y = Ksin9 или Д/f = V sin 9 Д£
4.	-	= И cos 6 или ДАгор = V cos 6 Д/;
5.	/?_______v> „
А g (пу — cos в)
(в последней формуле важно правильно учесть знак cos 9).
Весьма приближенный расчет переворота можно выполнить по
средним значениям скорости, перегрузки и угла наклона траекто-
рии. Средний радиус траектории переворота
Потерю высоты на перевороте при таких упрощениях можно
вычислить по очевидной формуле
2V2
Время выполнения переворота
i=^.	(И)
v ср
Несколько сложнее обстоит дело с расчетом конечной скорости.
Здесь удобно применить энергетический метод (гл. 1, § 4). Если
в процессе переворота тяга примерно равна лобовому сопротивле-
нию самолета, т. е. ^хср=0, то прирост энергетической высоты
самолета Д//э=0, откуда следует
у2 = / У2-2^ДЯ,	(5.4)
где изменение высоты АН берется со своим знаком (т. е. на пере-
вороте знак «—» в формуле (5.4) превратится в « + »).
Если же в процессе переворота Р ф Q и пх ¥= 0, то прирост
ср
энергетической высоты будет равен произведению средней про-
дольной перегрузки на пройденный путь:
Д//э = /1Жсп W?Cp у	(5.5)
220
а скорость в конце переворота определяется формулой
r2=/V2 + 2g(Atf,-Atf).
(6.6)
Если эта вычисленная скорость К2 будет сильно отличаться от
предварительно взятой наугад конечной скорости (что требова-
лось для нахождения VCp), то расчет следует повторить снова.
Но приближенный метод расчета лучше всего продемонстрировать
на конкретном примере.
Пример. Требуется рассчитать параметры переворота самолета
F-4c. Условия выполнения: Нх = 5000 м, V. =500 км/ч (откуда
Vi = 645 км/ч = 180 м/с), п =4, тормозные щитки убраны, тяга
'Vcp
максимальная (без форсажа); даны также следующие параметры
самолета: 0=17 600 кг, 5=49,2 м2, Л = 0,16, сх* =0,017 и высотно-
скоростные характеристики двигателя Р (А4, //).
Решение:
— предполагаем, что самолет к концу переворота монотонно
наберет скорость У2=1000 км/ч (278 м/с), откуда VCp =
= 0,5(180 + 278) =229 м/с;
2292
— средний радиус /?ср == 1340 м (формула 5.1);
— потеря высоты ДЯ = 2-1340=(—) 2680 м (формула 5.2);
— время переворота t = '^log340 = 18,4 с (формула 5.3);
— средняя высота //Ср = 5000— 1340=3660 м, на этой высоте
давление р = 6550 кгс/м2 и скорость звука п = 325 м/с, откуда
Мср = 229: 325=0,705;
— по высотно-скоростным характеристикам для //ср и Мср
находим среднюю тягу РСр = 8000 кгс (двух двигателей);
— средний скоростной напор qcv = 0,7 • 6550 • 0,7052 = 2280 кгс/м2;
— среднее лобовое сопротивление QCp = 0,017 • 49,2 • 2280 +
0,16:176002-4а
49.2-2280
= 8980 кгс;
— средняя продольная перегрузка пх =
8000 — 8980
17600
= -0,056;
— прирост энергетической высоты на перевороте Д/7Э =
= — 0,056 • 3,14 • 1340= — 236 м (формула 5.5);____________
— конечная скорость V2 = Г" 180'- + 2-9,8(—236 + 2680) =
= 284 м/с (формула 5.6) или 1020 км/ч; на высоте вывода Н2 =
= 5000 — 2680 = 2320 м это будет соответствовать индикаторной
(приборной) скорости =910 км/ч.
В результате решения задачи видим, что конечная скорость V2
угадана почти правильно (в начале решения взята V2=1000 км/ч,
а получена расчетом 1020 км/ч). Но при желании можно вычислить
новую среднюю скорость VCp = 0,5 • (180 + 284) =232 м/с и проде-
лать вторично все остальные вычисления.
221
2. Теперь перейдем к рассмотрению диапазона высот и ско-
ростей безопасного ввода самолета в переворот. Определяющим
фактором здесь является безопасная высота ввода, которая дол-
жна включать в себя собственно потерю высоты на перевороте А//
и некоторый запас высоты на выводе Н2, равный примерно 600—
1000 м. Проанализируем формулу (5.2):

2V2
к ср
gfty
лср
На первый взгляд может показаться, что с увеличением сред-
ней скорости (и скорости ввода KJ потеря высоты на перевороте
должна резко возрастать. Но это не совсем так. Дело в том, что
Рис. 5.2. Зависимость безопасной высоты ввода в переворот от скорости
ввода (справа аналогичный график, но построенный по индикаторной
скорости)
и сама перегрузка, которую можно создать на переворотеа пропори
циональна квадрату скорости:
п
__ сГ$РсрКер
У ср 2G	9
с учетом чего потеря высоты на перевороте
= . 40-------------------------------
SSCyPcp'
Таким образом, пока величина перегрузки пу не ограничена
прочностью самолета, потеря высоты на перевороте и безопасная
высота ввода не зависят от скорости (а — б на рис. 5.2), а зави-
сят от удельной нагрузки на крыло и коэффициента подъемной
силы данного самолета (от этого зависит и рСр).
Пример. Самолет МиГ-21, G/S — 350 кгс/м2 (при весе 8000 кгс),
Си=0,9 (при а=20°), рср=0,109 кгс-с2/м4 (при Яср = 1400 м). В этих
222
условиях и без ограничения перегрузки получим АТ/ =
= 1450 м (откуда при //Ср=1400 м получим /71 = 2125 м и Н2 =
= 675 м).
Но такие параметры переворота условно достижимы только на
режиме сильной тряски вблизи границы сваливания. Однако при
наличии указателя углов атаки можно сравнительно безопасно пи-
лотировать и на этих, и на еще больших углах. Наоборот, если само-
лет обладает таким неприятным свойством, как неустойчивостью
по перегрузке на больших углах атаки (подхватом), то безопасный
допустимый Су сравнительно мал и потеря высоты на перевороте
возрастает.
Из сказанного ясно, что сравнивать два самолета по наимень-
шей потере высоты на перевороте можно по величине или
по располагаемой перегрузке. Чем больше , тем меньше рас-
полагаемая перегрузка п и тем больше потеря высоты на пере-
вороте. Разумеется, здесь речь идет о наиболее энергичных пере-
воротах. На любом самолете переворот в принципе можно рас-
тянуть по высоте как угодно.
Итак, при увеличении начальной и средней скоростей увеличи-
вается и перегрузка, а потеря высоты Д/7 остается постоянной.
Но при какой-то скорости ввода (точка б на рис. 5.2) перегрузка
достигает предела по прочности самолета	).Эта скорость
равна
V
Scy$
(истинная воздушная);
1 / Gny
Vt = 4 |/ —gc - (индикаторная).
При дальнейшем увеличении скорости ввода получим«у = nv =
л уэ
=const и потеря высоты будет увеличиваться пропорционально
V2 (линия б — в на рис. 5.2):
2V2
gny3
Следовательно, в этом диапазоне скоростей ввода меньшую
потерю высоты на перевороте будет иметь тот самолет, у которого
больше эксплуатационная перегрузка.
При еще большем увеличении скорости ввода в переворот и
переходе на сверхзвук (за точку в) продольная устойчивость са-
молета по перегрузке возрастает, и эксплуатационная перегрузка
уже не достигается даже при полном взятии ручки на себя. Безо-
пасная высота ввода в переворот начинает при этом быстро возра-
стать (линия в — г), и функция Hi(Vi) приближается к верти-
223
кали, т. е. это практически означает, что начиная с некоторой ско-
рости (соответствующей точке г) вводить самолет в переворот уже
нельзя ни на какой высоте. Это объясняется лавинообразным на-
растанием взаимного влияния высоты и располагаемой перегрузки:
растет Vi — растет Hi—падает пу —еще больше растет Hi —
еще больше падает п и т. д.
у р
Кроме того, на увеличение Н\ здесь может влиять и близость
границы по 9доп, которую пересекать нельзя.
На сверхзвуковых скоро-
стях преимущество того или
иного самолета при выпол-
нении переворота снова за-
висит от величины распола-
гаемой перегрузки, но здесь
никакой пропорционально-
сти между \Н и nv не
наблюдается. При неболь-
шом преимуществе в п
ур
можно получить абсолютное
к о гт	преимущество в возможно-
Рис. 5.3. Пример сравнения двух самоле- r J
тов по возможностям безопасного ввода сти выполнения переворота.
в переворот	На рис. 5.3 показаны гра-
ницы ввода в переворот
двух самолетов, у которых эксплуатационные перегрузки оди-
наковы, но располагаемая перегрузка у самолета А на 20%
больше, чем у самолета Б. Видно, что самолет А может, например
при числе Mi = 1,6, безопасно начать переворот на высоте Нх =8 км,
в то время как самолет 5 при этом числе Afi вводить в переворот
нельзя (ввод при Ali = 1,6 на любой высоте приведет к столкнове-
нию с землей или выходу за границу по прочности самолета Б).
Но это были общие теоретические рассуждения, которые про-
вели применительно к перевороту, выполняемому с малой тягой
и убранными тормозными щитками. Предполагалось также, что
известна не только скорость ввода но и средняя скорость КСр.
Диапазон высот и скоростей безопасного ввода самолета в пе-
реворот, т. е. положение границы //i(Vi), в очень большой степени
зависит от средней скорости и, следовательно, от конечной ско-
рости V2. Величина последней зависит от темпа нарастания или
убывания скорости на перевороте, т. е. от соотношения между уско-
ряющей силой Р+ G| sin 61 и тормозящей силой Q.
На рис. 5.4 в качестве примера дано безволновое лобовое
сопротивление самолета Q при различных перегрузках пу и углах
атаки а (при убранных тормозных щитках), а также средняя уско-
ряющая сила при Р=0 и при работе двигателя на максимале и
форсаже. Заметим, что на перевороте G | sin 6|^ = G—0,640.
Проанализируем этот график.
224
При выполнении переворота без тяги на любой скорости свыше
450 км/ч тормозящую силу Q можно сделать больше ускоряющей
силы 0,64 G, если создать перегрузку п^Зч-5 (и более). Следо-
вательно, такой переворот при достаточной перегрузке можно вы-
полнять не только с постоянной скоростью (y2 = Vi), но и с интен-
сивным торможением (Уг<Г1). Границы	или Нг
пройдут при этом примерно, как на рис. 5.2.
Рис. 5.4. Лобовое сопротивление самолета при различных
перегрузках и углах атаки (сплошные линии) и ускоряющая
сила (пунктир)
При выполнении переворота с работающим на максимале дви-
гателем тормозящая сила Q может быть больше ускоряющей
силы Лпах+0,64 G только в диапазоне скоростей 550—850 км/ч
при перегрузке nv=5-r-7 (в данном примере); и только в этом
диапазоне можно удержать самолет от быстрого нарастания ско-
рости и произвести вывод из переворота на скорости, примерно
равной скорости ввода (Vz = Vi).
Если переворот начать на У <550 км/ч, то скорость на траек-
тории сначала будет возрастать; но, достигнув указанного выше
диапазона, можно создать большую перегрузку и предотвратить
дальнейшее нарастание скорости. Таким образом, ввод в перево-
рот на сравнительно малой скорости (в нашем примере до
850 км/ч) с работающим на максимале двигателем не сказывается
на величине безопасной высоты ввода, если сравнить с переворотом,
выполняемым без тяги.
Если же начать переворот на У>850 км/ч, то скорость на
траектории будет интенсивно возрастать при любой перегрузке —
вплоть до п =7, так как Ртах+0,64 G>Q. Это сразу приводит
225
к сокращению безопасного диапазона высот и скоростей ввода
в переворот (по сравнению с переворотом, выполняемым без тяги)
за счет смещения границы /Л(1Л) влево, т. е. на меньшие скорости
(рис. 5.5). Заметим, что фактические границы имеют округлую
форму (как на рис. 5.2), но для облегчения запоминания их заме-
няют некоторыми линиями, совпадающими с M = const, V=const
или Vi = const.
Рис. 5.5. Области безопасного ввода в переворот при работе двига-
теля на максимале (косая штриховка), на форсаже (заштриховано
в клеточку) и на малом газе (а—б—в—г)
При выполнении переворота с форсажной тягой тормозящая
сила Q может быть немного больше ускоряющей силы Рф + 0,64С
только на скорости около 650 км/ч и при пу=1. Поэтому ввод в
переворот с форсажной тягой возможен только на У1<650 км/ч
(в нашем примере). Но так как здесь нет гарантии, что летчик
выдержит перегрузку иу = 64-7 и не уменьшит ее, то на всякий
случай безопасную высоту ввода в переворот несколько увеличи-
вают (рис. 5.5), хотя теоретически при соответствующей пере-
грузке прироста Д/7 и Нх не должно быть.
При вводе в переворот с форсажной тягой на Vi>650 км/ч
скорость самолета возрастает исключительно быстро (до +40 км/ч
за 1 с), что приводит к катастрофическому увеличению потери
высоты, пропорциональной в лучшем случае квадрату скорости.
Если же скорость возрастет до сверхзвуковой, то создается впе-
чатление, что самолет снижается почти вертикально.
Итак, ввод в переворот с форсажем возможен только в весьма
ограниченном диапазоне высот и скоростей. Выполнение такого
переворота можно разрешить наиболее опытным летчикам, освоив-
шим пилотаж на больших перегрузках, близких к эксплуатаци-
онным.
Выпуск тормозных щитков влияет на параметры переворота
и на диапазон безопасного ввода только в районе больших скоро-
стей, так как щитки существенно увеличивают (примерно в два
раза) только безындуктивную часть сопротивления самолета.
226
Например, по рис. 5.4 при V=1250 км/ч и пу = 5 имеем Q =
Qo +Фи = 3750+1750 = 5500 кгс; с выпущенными тормозными щит-
ками получим Q = 2• 3750+1750 = 9250 кгс, т. е. на 68% больше,
чем без щитков.
При V=550 км/ч и пу = 5 по рис. 5.4 имеем Q = 700 + 8300 =
= 9000 кгс; с выпущенными тормозными щитками получим Q =
= 2*700+8300 = 9700 кгс, т. е. больше всего на 7,8%. Поэтому при
выполнении переворота на максимале или форсаже (с вводом
в разрешенном диапазоне Hi и 1Л) выпуск тормозных щитков на
параметрах фигуры почти не сказывается. Наоборот, при вводе
в переворот на сверхзвуковых скоростях (естественно, с тягой
малого газа) тормозные щитки существенно уменьшают среднюю
скорость на траектории VCp и потерю высоты Д//, особенно при
неумении летчика пилотировать на располагаемых перегрузках.
Для некоторых летчиков не совсем ясны причины, по которым
диапазон безопасного ввода в переворот ограничен сверху. Чтобы
этот вопрос сразу стал ясным, возьмем крайний случай — ввод
на очень большой динамической высоте (пример теоретический,
практически невыполнимый). Итак, например, /Л = 30 км и =
= 450 км/ч; на такой высоте указанной индикаторной скорости
будет соответствовать истинная воздушная скорость V=3740 км/ч
(1040 м/с); но начальная перегрузка, определяемая по индикатор-
ной скорости (которая мала) и по числу М (которое велико), бу-
дет небольшой, примерно ^=2, откуда начальный радиус пере-
ворота будет равен /? = 9 8	36000 м 36 км; и хотя в
дальнейшем при снижении в более плотные слои атмосферы пере-
грузку можно увеличить (п >2), а радиус несколько сократить
k уср
(7?ср<36 км), «вывод» из переворота все равно произойдет на вы-
соте Н2<0 (вспомним, что ДН = 27?ср).
Таким образом, на средних высотах увеличение высоты ввода
в переворот приводит почти к соответствующему увеличению и
высоты вывода (например, если /71=3 км, то Н2=1 км; /Л = 4 км,
Н2 = 1,9 км и т. д.).
На больших высотах увеличение Н2 все больше отстает от уве-
личения Нх (например, #1=8 км, Н2 = 5 км; Hi = 12 км, Н2 = 7 км
и т. д.). Причина заключается в уменьшении плотности, увеличе-
нии истинной скорости, падении располагаемой перегрузки и чрез-
вычайно быстром росте радиуса фигуры, который начинает обго-
нять рост высоты ввода.
И, наконец, на стратосферных высотах увеличение Hi не
только не способствует увеличению Н2, но даже может привести
к уменьшению высоты вывода их переворота (например, Н{ =
= 15 км, Н2 = 8 км; /Л = 20 км, Н2 = 8,5 км; /71 = 25 км, Н2 = 5 км).
Приведенные выше цифры произвольные и не относятся ни к
какому конкретному самолету, а также не связаны с ограничениехМ
скорости по допустимому напору. Практически на большинстве
самолетов ввод в переворот на высоте более 20 км обычно приво-
8*	227
дит к превышению допустимого напора (допустимой индикаторной
скорости) в конце фигуры.
Целесообразность выполнения переворота на стратосферных
высотах весьма сомнительна. При необходимости быстро сни-
зиться с изменением направления на 180° здесь удобнее и безо-
паснее выполнить или полупереворот, или разворот со снижением
и последующим вводом в пикирование.
Однако как здесь, так и в других случаях следует придержи-
ваться рекомендаций Инструкции по технике пилотирования, даже
если эти рекомендации по тем или иным особым причинам не-
сколько расходятся с излагаемой в данной книге общей теорией
вопроса.
В заключение теоретического обзора переворота рассмотрим
часто дискутируемый вопрос о влиянии веса самолета на потерю
высоты на этой фигуре при заданной скорости ввода (имеется в
виду один и тот же самолет, но, например G2>Gi).
Если и при Gi, и при G2 переворот выполняется с одним и тем
же углом атаки (a2=ai) и, следовательно, с одной и той же
подъемной силой (У2 = У1), то перегрузка пу == при увеличении
веса самолета будет уменьшаться, а при меньшей перегрузке бу-
дет больше радиус переворота и потеря высоты. Итак, при а2 = сц
увеличение веса самолета приводит к увеличению потери высоты
на перевороте.
Если же и при Gj, и при G2 выполнять переворот с одной и той
же перегрузкой (я = /zyJ, то радиус и потеря высоты будут про-
порциональны квадрату скорости, нарастание или убывание ко-
торой определяется формулой
“ЗГ — S (пх — sln 0)-
Ускорение зависит от веса самолета только через продольную
перегрузку пх, так как слагаемое sin 0 влияет на ускорение оди-
наково при любом весе.
Раскроем содержание продольной перегрузки:
„ P-Q . P-Qo Q«__P-Qo А°3п*
х G G G (j SqG ’
При выполнении переворота возможны следующие варианты:
1)	P>Q0; в этом случае увеличение веса G приводит к умень-
шению пх (например, пх уменьшается от +0,20 до +0,15 или от
— 0,05 до —0,10), средней скорости, радиуса и потери высоты на
перевороте;
2)	Qo>P; Qo — P<Qn, и в этом случае увеличение веса G при-
водит к уменьшению отрицательного пх (например, от —0,15 до
— 0,25), средней скорости, радиуса и потери высоты на перево-
роте;
228
3)	Qo>P, Qo — P>Qn, в этом случае увеличение веса G при-
водит к увеличению отрицательного пх (например, от —0,30 до
— 0,25), средней скорости, радиуса и потери высоты на перево-
роте;
4)	при Р—0 увеличение веса G приводит к уменьшению ра-
диуса и потери высоты при Qo<Qa (см. вариант 2), т. е. при вы-
полнении переворота на углах атаки больше наивыгоднейшего;
5)	при Р*=0 увеличение веса G приводит к увеличению ра-
диуса и потери высоты при Qo>Qh (см. вариант 3), т. е. при вы-
полнении переворота на углах атаки меньше наивыгоднейшего.
Но на практике случаев уменьшения потери высоты при уве-
личении веса самолета не наблюдается, так как летчик пилотирует
на перевороте обычно у границы тряски, т. е. выбирает ручку на
себя по углу атаки, а не по перегрузке.
Разумнее и безопаснее предполагать, что при увеличении веса
самолета потеря высоты на перевороте увеличивается.
4. Техника пилотирования. Чтобы не повторяться, будем счи-
тать, что летчик уже проделал все необходимые действия, пред-
шествующие непосредственному выполнению фигуры (осмотрел
воздушное пространство, проверил скорость, высоту и т. д.).
Ввод в переворот начинается с выполнения полубочки. Из пре-
дыдущей главы уже известно, что бочку (и полубочку) можно вы-
полнить разнообразными способами и с различными перегруз-
ками пу и скоростями вращения шх. Величина перегрузки пу регу-
лируется соответствующим отклонением ручки на себя, а скорость
вращения — соответствующим отклонением элеронов и педалей.
Вращение создается в основном элеронами, а педали отклоняются
в сторону полубочки только для парирования тенденции самолета
к внутреннему скольжению. Однако при недостаточной эффектив-
ности элеронов, что может быть вызвано или свойствами самолета,
или режимом полета, можно отклонить педали в сторону полу-
бочки побольше, т. е. создать внешнее скольжение, заметно спо-
собствующее вращению, особенно на самолетах с треугольным или
стреловидным крылом.
Из рис. 4.21,в видно, что к концу полубочки самолет откло-
няется от исходного направления полета на угол, равный 2<р, где
tg?= (формула 4.12). Например, при выполнении полубочки
на истинной воздушной скорости V=540 км/ч (150 м/с) за время
t=4 с (откуда юх=45° в секунду=0,8 рад/с) с перегрузкой пу=2
получим tgср=9,8 • 2/150 • 0,8=0,163; откуда <р=9,25° и 2<р=18,5°.
Именно на такой угол в данных условиях самолет должен откло-
ниться в сторону полубочки к моменту фиксирования крена 180°;
на этот же угол плоскость переворота и направление вывода
должны не совпадать с линией пути перед вводом. Обращаем вни-
мание, что все это бывает при абсолютно правильном и координи-
рованном выполнении фигуры.
229
Молодые летчики этой особенности переворота или вообще не
замечают, или считают ее следствием своих ошибок и в процессе
вывода из пикирования педалями и элеронами «незаметно» подво-
рачивают самолет в требуемом направлении.
Опытные летчики уже замечают, что здесь происходит что-то
непонятное: переворот выполнен по всем правилам, а направление
вывода не совпадает с направлением, обратным вводу. Теперь уже
известно, что все дело в обязательном угле 2ср, физическое про-
исхождение которого заключается в действии подъемной силы на
полубочке только в одну сторону.
Если выполняется классический (школьный) переворот, то по
условию требуется, чтобы направление вывода совпадало с направ-
лением, обратным вводу. Теоретически этого можно добиться
только при выполнении полубочки с нулевой перегрузкой. Практи-
чески это достигается выполнением полубочки с перегрузкой,
уменьшенной до /^ = 0,54-0,7; тогда угол увода получается незна-
чительным (2ср = 34-5°).
На полубочке ось самолета отклоняется не только в сторону,
но и вниз. Во-первых, под действием силы тяжести сам вектор
скорости отклоняется вниз на угол A9=g//7 и, во-вторых, относи-
тельно вектора скорости продольная ось самолета отклонена на
угол атаки а сначала вверх, а затем вниз (рис. 5.6). Итак, к концу
полубочки угол тангажа самолета уменьшается на величину Д& =
=» Д0 + 2а.
Например, при / = 4 с, 7 = 540 км/ч (150 м/с), а = 6° (0,1 рад)
получим Д8 = 9,8 • 4/150 + 2 • 0,1 =0,46 рад (26°).
В результате при вводе в полубочку с горизонтального полета
крен 180° будет достигаться при значительных отрицательных уг-
лах тангажа; линия естественного горизонта при этом впереди не
просматривается, и летчику трудно без АГД зафиксировать само-
лет в перевернутом положении и начать собственно переворот без
крена и вращения вокруг продольной оси самолета. Чтобы
упростить пилотирование, перед вводом в полубочку рекомен-
дуется предварительно создать угол кабрирования 15—20°.
В этом случае к концу полубочки нос самолета как раз ложится
на горизонт, и летчик легко определяет положение самолета в
пространстве перед началом второй части фигуры.
230
Однако при боевом маневрировании начинать переворот такой
полубочкой ни в коем случае нельзя, так как при этом создаются
самые благоприятные условия для противника, если он находится
в задней полусфере (рис. 5.7, а). В такой обстановке полубочку
следует начинать без предварительного кабрирования энергичным
отклонением ручки и педалей в сторону полубочки и с энергич-
ным увеличением перегрузки после прохода крена 45°. К моменту
окончания полубочки перегрузка должна быть такой, какая тре-
Рис. 5.7. Вид сзади на самолет, выполняющий полубочку в начале
переворота:
а-—с предварительным кабрированием; б — без предварительного кабриро-
вания и с увеличением перегрузки
буется в начале движения по нисходящей траектории при данных
скорости и высоте ввода. При выполнении классического перево-
рота перегрузка создается только после окончания полубочки и
некоторой фиксации самолета в перевернутом положении.
Манера пилотирования после полубочки примерно одинаковая
и при классическом, и при боевом перевороте. Однако учебный
переворот часто выполняется с уменьшением оборотов, вплоть до
оборотов малого газа, что является гарантией от чрезмерного уве-
личения скорости при неумелом пилотировании.
В боевой обстановке весь переворот рекомендуется выполнять
на максимальной тяге (без форсажа). Потеря высоты на фигуре
при этом не увеличивается, но конечная скорость будет значи-
тельно больше, что позволяет при необходимости сразу же пе-
рейти к энергичному восходящему маневру.
Форсаж на перевороте в большинстве случаев полезно выклю-
чить. При выполнении переворота на форсаже прирост скорости
по сравнению с предыдущим случаем получается уже незначи-
тельным, но пилотирование будет затруднено, так как летчик для
предотвращения чрезмерного разгона скорости и потери высоты
вынужден будет создавать очень большую перегрузку, близкую к
п . Таким образом, форсажная тяга парируется увеличением ин-
ур
231
лива, на котором можно
Vnp-400 км/ч
Vn^~700KM^
Рис. 5.8. Зависимость траектории
переворота от начальной перегрузки
дуктивного сопротивления, и никакого ощутимого выигрыша не
получается. Кроме того, ведя бой на малых и средних высотах,
следует помнить и о расходе топлива, который на форсаже в че-
тыре— шесть раз больше, чем на максимале. Только на одном
перевороте, выключив форсаж, можно сэкономить 60—80 кг топ-
ь еще одну фигуру или проле-
теть по прямой 40—60 км.
Характер и параметры фи-
гуры после полубочки полно-
стью зависят от закона измене-
ния перегрузки по углу накло-
на траектории, т. е. от пу(в).
Если требуется потерять
как можно меньше высоты,
то по всей траектории следует
выдерживать располагаемую
перегрузку п , т. е. пилотиро-
ур
вать на предельном по углу
атаки режиме, руководствуясь
показаниями широкой стрел-
ки КУС и акселерометра, а
также собственными ощуще-
ниями. При наличии указателя
углов атаки пилотирование на
предельных режимах чрезвы-
чайно облегчается: устанавли-
вается заданный угол атаки
и выдерживается в процессе
переворота вплоть до момента достижения эксплуатационной пере-
грузки.
При этом, как уже отмечалось, величина тяги (если не вклю-
чать форсаж) и положение тормозных щитков на величину потери
высоты почти не влияют.
Переворот в минимальное время выполняется так же, как и
переворот с минимальной потерей высоты, т. е. на предельном по
углу атаки режиме. Но увеличение тяги и уборка тормозных щит-
ков приводят здесь к заметному сокращению времени выполнения
переворота вследствие роста средней скорости на траектории,
форма и длина которой при этом почти не изменяются.
Но во всех случаях после выполнения полубочки следует без
большой паузы сразу же создавать необходимую перегрузку. Это,
можно сказать, самый решающий момент при выполнении данной
фигуры. При запаздывании с созданием перегрузки самолет при
малом лобовом сопротивлении начнет быстро набирать скорость,
что приведет к возрастанию радиуса траектории, что в свою оче-
редь приведет к дальнейшему росту скорости и т. д. Таким обра-
зом, происходит лавинообразное нарастание взаимно влияющих
друг на друга скорости и радиуса.
232
На рис. 5.8 приведен пример различной манеры выполнения
переворота на самолете с треугольным крылом при вводе на вы-
соте 8 км и приборной скорости 400 км/ч (обороты 85%), Видно,
что если сразу после полубочки создать перегрузку иу=2,5 (угол
атаки при этом составляет примерно 3/4 критического), то перево-
рот можно закончить на высоте 6 км при достаточно легких усло-
виях пилотирования на выводе из пикирования пу = 2,64-2,0),
но при этом теряется около 2700 м и энергетической высоты, так
как скорость на выводе получается даже меньше начальной.
При условии если после полубочки немного пройти с пере-
грузкой пу =1,5, то в дальнейшем даже значительное увеличение
перегрузки на выводе из пикирования (до п2/=4,5-ь5) не может
исправить положение, и вывод из переворота произойдет на вы-
соте 4,5 км; при этом скорость на выводе будет равна 880 км/ч
(700 км/ч по прибору), а потеря энергетической высоты составит
1950 м.
К еще более поразительным результатам приводит опоздание
с созданием перегрузки при выполнении переворота на максимале
или форсаже или при вводе на повышенной (но разрешенной)
скорости. В этом случае нарастание скорости и радиуса происхо-
дит столь стремительно, что возникает реальная угроза столкнове-
ния с землей или выхода за границу по прочности самолета. Лет-
чик должен здесь немедленно задросселировать двигатель, выпу-
стить тормозные щитки и продолжать вывод из пикирования с
наибольшей возможной перегрузкой (по углу атаки или по проч-
ности самолета), не допуская перетягивания ручки и сваливания в
штопор.
При правильном выполнении фигуры, т. е. при своевременном
создании достаточной перегрузки и дальнейшем энергичном вы-
полнении переворота, скорость по высоте изменяется примерно
так, как это показано на рис. 5.9.
Здесь интересно отметить следующие особенности:
—	при вводе в переворот на М<1 скорость ввода на потерю
высоты влияет мало; при вводе на М>1 увеличение скорости
ввода приводит к увеличению потери высоты;
—	при вводе в переворот на М<1 величина тяги на потерю
высоты влияет мало и только увеличивает или уменьшает ско-
рость на выводе; при вводе на М>1 увеличение тяги приводит к
возрастанию потери высоты и к выходу за границу по допусти-
мому скоростному напору; теоретически переворот можно выпол-
нить на максимале и на сверхзвуке, если от начала до конца
ручку управления держать полностью взятой на себя, но практи-
чески это почти невыполнимо;
—	на средних высотах возможно выполнение переворота даже
с уменьшением приборной скорости; на больших и стратосфер-
ных высотах приборная скорость на перевороте увеличивается,
хотя истинная воздушная скорость остается примерно постоянной;
увеличение тяги до максимала на сверхзвуке приводит к тому,
что истинная воздушная скорость на перевороте увеличивается,
233
а приборная выходит за допустимую границу; напомним, что рас-
суждения ведутся относительно «нормального» переворота; если
весь переворот выполнять на предельном режиме (на с или на
п ) или, наоборот, сильно растянуть, то картина может быть со-
УЭ'
вершенно иной;
— при вводе в переворот на стратосферных высотах увеличе-
ние высоты ввода не приводит к увеличению высоты вывода;
вывод из переворота невозможно осуществить выше 8—9 км даже
при вводе на любой как угодно большой высоте.
Рис. 5.9. Примерный характер изменения скорости по высоте
на переворотах, выполняемых на максимале (сплошные стрел-
ки) и при частичном дросселировании двигателя (пунктирные
стрелки)
Переключение внимания летчика на учебном перевороте: место
в зоне, ориентир для вывода, скорость, высота, режим работы
двигателя, осмотр воздушного пространства; решение на начало
переворота в заданную сторону, создание предварительного каб-
рирования 15—20° небольшим отклонением ручки на себя, умень-
шение перегрузки до 0,5—0,7 небольшим отклонением ручки от
себя и ввод в полубочку координированным отклонением элеро-
нов и педалей, поддержание угловой скорости вращения 45—60°
в секунду (для выполнения полубочки за 3—4 с), фиксация са-
молета в перевернутом положении и немедленное создание задан-
ной перегрузки; уменьшение тяги в заданный момент, отсутствие
крена, скольжения и вращения вокруг продольной оси, поддер-
жание заданной перегрузки (в соответствии с приборной скоро-
стью) или заданного угла атаки (при наличии соответствующего
прибора), в заданный момент увеличить тягу и набрать к моменту
вывода заданную скорость. Главные моменты при переключении
234
внимания —не опаздывать с созданием перегрузки после полу-
бочки, не допускать вращения самолета вокруг продольной оси,
не перетягивать ручку на выводе из пикирования.
При использовании авиагоризонта следует учитывать, что при
выполнении начальной полубочки силуэтик переворачивается
вверх ногами, а шкала прибора начинает перемещаться снизу
вверх (хотя в переднем стекле фонаря натуральная земля пере-
мещается сверху вниз); при проходе вертикали силуэтик перево-
рачивается на 180° в нормальное положение, а шкала начинает
перемещаться сверху вниз. Вследствие этих обстоятельств, не го-
воря уже об отвлечении внимания от воздушного пространства,
чрезмерное использование авиагоризонта при выполнении пере-
ворота (и других фигур) не рекомендуется. На первоначальной
стадии освоения фигуры допустимо проверять по авиагоризонту
отсутствие крена после полубочки (вернее, наличие крена 180°);
остальное визуально, по положению самолета относительно земли,
неба и линии естественного горизонта.
Переключение внимания на перевороте, выполняемом в бое-
вых условиях: относительное положение противника (или другой
цели), оценка скорости и высоты относительно местности, реше-
ние на начало переворота (избегать выполнения переворота и
других фигур только в левую сторону); координированным, но
энергичным отклонением элеронов и педалей (или с некоторым
избыточным отклонением педалей и внешним скольжением) вве-
сти самолет в полубочку со скоростью вращения 60—80° в се-
кунду (здесь следует избегать предварительного кабрирования и
некоторого накренения самолета в сторону предполагаемой полу-
бочки; сама фигура и ее направление должны быть неожидан-
ными для противника); одновременно с этим следует увеличивать
перегрузку, подтягивая ручку на себя особенно энергично после
прохода крена 45—60°, но не перетягивая ее; в положении вверх
колесами зафиксировать крен, не ослабляя перегрузки; если дви-
гатель работал на форсаже, то на полубочке или в ее конце фор-
саж можно выключить; в дальнейшем переключение внимания
такое же, как и на учебном перевороте, за исключением того, что
добавляется наблюдение за противником.
Если выполняется переворот (когда противник находится
сзади), то в начале нисходящей части фигуры (через 2—3 с после
полубочки) следует проверить, что делает противник, и принимать
решение на продолжение прямого или косого переворота или на
выход из фигуры второй полубочкой — в зависимости от того, сле-
дует ли противник по прямой или выполняет последовательный
переворот. Если противник также выполняет переворот, то сле-
дует сразу вспомнить соотношение между располагаемыми пере-
грузками двух самолетов и попытаться пропустить против-
ника к концу переворота вперед вниз.
В отличие от учебного переворота на боевой фигуре не играет
роли наличие или отсутствие крена и скольжения, но вращение
235
5. Характерные ошибки
рота возможны следующие
ДН
Лу-5-
лу=0
Рис. 5.10. Влияние вращения
самолета вокруг продольной
оси на расход высоты при вы-
воде из пикирования
вокруг продольной оси самолета недопустимо в любом случае.
При постоянном крене у (но без вращения wx) получается косой
переворот, а вот наличие самого малого вращения wx сразу увели-
чивает потерю высоты.
и отклонения. При выполнении перево-
характерные ошибки летчика и откло-
нения самолета.
А. Отклонение — выход из фигуры
не в заданном направлении. Ошиб-
ка — выполнение полубочки с большой
перегрузкой, или за время более 3—4 с,
или выполнение фигуры после полу-
бочки с креном, или с вращением во-
круг продольной оси самолета. При-
чины— слабая теоретическая подго-
товка, недоученность, неправильное
переключение внимания ит. д. Исправ-
ление отклонения в полете — исправ-
лять не надо; следует просто убрать
крен и выводить из фигуры в том на-
правлении, которое получится. Преду-
преждение ошибки — теоретические за-
нятия, провозные полеты и т. д. Ниже
отклонения разбираться будут кратко,
но командир при разборе полетов
должен рассматривать вопрос полно-
стью.
Б. Отклонение — выход из перево-
рота с большой потерей высоты, чрез-
и перегрузки. Ошибка — опаздывание
с созданием перегрузки после полубочки, или недостаточная вели-
чина перегрузки в первой половине переворота, или вращение во-
круг продольной оси самолета.
При недостаточной перегрузке в начале переворота самолет
быстро набирает скорость, и в дальнейшем положение можно ча-
стично спасти только созданием на выводе из пикирования пере-
грузки, равной 7—8.
Самое незначительное вращение вокруг продольной оси в сто-
рону увеличения крена (именно вращение, а не крен) приводит к
тому, что самолет выводится из пикирования как бы в разных на-
правлениях, и траектория вывода приобретает некоторую спираль-
ность. Возьмите в руки модель самолета, поставьте ее вертикально
носом вниз; теперь поверните ее вокруг поперечной оси Z\ на 10°,
поверните вокруг продольной оси на 10°, вокруг поперечной
оси на 10° и т. д. Убеждаемся, что при таком сложении <oz и <ох
модель из пикирования «не выходит». Практически даже при
^0,3wz вывод из пикирования заметно задерживается, хотя спи-
ральность траектории при этом почти незаметна (рис. 5.10). По-
ложение усугубляется еще и тем, что у неопытного летчика соз-
236
дается полная иллюзия нормального выхода из пикирования, так
как перегрузка велика, земля в переднем стекле фонаря «нор-
мально» набегает сверху вниз и кажется, что вот-вот появится
линия горизонта (АГД при углах пикирования, близких к —90°,
крен и вращение не показывает). Но стоит летчику чуть-чуть под-
нять голову, как сразу становится видно, что самолет из пикирова-
ния не выходит, а его нос описывает круг по земной поверхности.
Это еще раз показывает, как опасно пилотировать только по авиа-
горизонту или смотреть только вперед через лобовое стекло фо-
наря.
Для старых самолетов проблемы затягивания в спираль при
выводе из пикирования не существовало по двум причинам. Во-
первых, была велика угловая скорость вывода из пикирования
(dz (до 20—25° в секунду) и не заметить соответствующую боль-
шую о)х было просто невозможно, а малая (ох на вывод из пики-
рования не влияла. Во-вторых, вывод из пикирования занимал по
высоте несколько сотен метров и увеличение этой цифры даже,
например, в полтора раза непоправимым отклонением не
было.
Для современных самолетов <dz на выводе из пикирования мала
(до 10° в секунду), и поэтому соответственно малая	(3—5° в
секунду) уже приводит к растягиванию вывода по высоте и вре-
мени. Кроме того, увеличение диаметра переворота, например с 3
до 4,5 км, не равнозначно увеличению того же диаметра для ста-
рых самолетов с 0,5 до 0,75 км. Здесь вмешивается энергетическое
превращение лишней высоты в скорость, скорости в радиус и т. д.
Однако ничего страшного в этом явлении нет. Попасть в нис-
ходящую спираль можно только при полной теоретической без-
грамотности и при полном отсутствии какого-либо переключения
внимания на выводе из пикирования при перевороте.
В. Отклонение — выход на очень большие углы атаки, сопро-
вождаемый покачиванием самолета с крыла на крыло или свали-
ванием в штопор. Ошибка — перетягивание ручки, т. е. создание
перегрузки, не соответствующей приборной скорости полета. При-
чина— при отсутствии указателя углов атаки летчик не умеет по
внешним признакам определять момент выхода самолета на пре-
дельные режимы, не знает элементарного соответствия между до-
пустимой перегрузкой и приборной скоростью, не учитывает воз-
можного явления подхвата при обратном переходе через скорость
звука. Причиной выхода на недопустимо большие углы атаки может
быть отказ в системе управления, например переход АРУ на боль-
шое плечо (АРЗ на ЛЕГКО) при большой приборной скорости.
Перетягивание ручки особенно опасно на малой высоте, а
именно в этом случае неопытный летчик и стремится перетянуть
ручку, «чтобы не столкнуться с землей». Если уж летчик решился
выполнять какую-то фигуру, заканчивающуюся выводом из пики-
рования на предельно малой высоте, то нужно спокойно создать
перегрузку, близкую к располагаемой, и ждать выхода самолета
из пикирования, не делая попыток добавочно увеличить угол
237
атаки. В подобной критической ситуации причиной летного проис-
шествия гораздо чаще является не недостаток высоты для вывода
из пикирования, а сваливание в штопор из-за слабой выдержки
летчика.
В том случае, если самолет имеет склонность к подхвату на
больших углах атаки (что особенно характерно для самолета со
стреловидным крылом большого сужения), то нисходящую фигуру
следует выполнять с предполагаемым выводом на достаточной вы-
соте, чтобы вывод из пикирования не был напряженным по пере-
грузке и углу атаки. При пилотировании у границы подхвата
всегда имеется вероятность превысить эту границу вследствие ес-
тественного разброса параметров полета относительно центра рас-
сеивания. На восходящих фигурах можно пилотировать у самой
границы начала подхвата, так как здесь его последствия не так
опасны и, кроме того, начавшийся подхват можно парировать
отдачей ручки от себя. При выводе из пикирования на предельно
малой высоте и ручку от себя отдавать нежелательно, и послед-
ствия подхвата опасны; поэтому лучше всего не создавать условий
для напряженного пилотирования.
Некоторые самолеты имеют более выраженную склонность к
подхвату при обратном переходе скорости звука. На этих самоле-
тах обычно не рекомендуется начинать переворот на числах М>1,
так как момент создания наибольшей перегрузки летчиком (при
выводе из пикирования) может совпасть с моментом обратного пе-
рехода через скорость звука и с естественным для данного са-
молета резким увеличением перегрузки. При таком совпадении
даже опытный летчик не успевает среагировать, и самолет обычно
выходит или на закритические углы атаки, или на перегрузки,
превышающие эксплуатационную.
Самолет с треугольным крылом обычно не имеет ярко выра-
женного и опасного подхвата ни на больших углах атаки, ни при
обратном переходе скорости звука и позволяет поэтому выполнять
переворот в более широком диапазоне высот и скоростей.
6. Меры безопасности при выполнении переворота состоят в
выдерживании разрешенных условий ввода по скорости, высоте и
режиму работы двигателя. Особенно важно учесть превышение
рельефа местности, над которой выполняется маневрирование, по
сравнению с аэродромом вылета.
При выполнении переворота не допускать чрезмерного увели-
чения скорости в начале фигуры, вращения самолета вокруг
продольной оси, перетягивания ручки при выводе из пикиро-
вания.
Анализ переворота по данным приборов объективного контроля
должен включать проверку соответствия скорости и высоты ввода
заданию или безопасной области, определение скорости и высоты
вывода, проверку отсутствия превышения допустимых значений
перегрузки, угла атаки или приборной скорости. Если переворот
выполнен с отклонением, то следует установить ошибку летчика,
которая привела к отклонениям.
238
§ 2.	ПОЛУПЕТЛЯ И ПЕТЛЯ НЕСТЕРОВА
1.	Петля Нестерова — фигура пилотажа, при выполнении ко-
торой самолет описывает в вертикальной плоскости замкнутую
кривую, расположенную выше точки ввода.
Полупетля — фигура пилотажа, при выполнении которой само-
лет описывает восходящую часть петли Нестерова с последующим
поворотом относительно продольной оси на 180° и выводом в гори-
зонтальный полет в направлении, обратном вводу.
Эти фигуры могут выполняться в различных вариантах и со-
четаниях, наиболее известными из которых являются косая петля
и полупетля, полуторная петля, двойная полупетля, отрицательная
петля и полупетля (выполняемая в перевернутом полете на отри-
цательных перегрузках) и т. д. Однако все эти фигуры, за исклю-
чением косой петли и полупетли, являются фигурами высшего пи-
лотажа и выполняются только в спортивных целях.
В данном параграфе рассмотрим обычную полупетлю и петлю
Нестерова. Косые петли будут проанализированы в следующей
главе, посвященной пространственным маневрам.
Петля, или «мертвая петля», как ее вначале называли, была
впервые выполнена в 1913 г. русским летчиком П. Н. Нестеровым.
Это событие имело принципиальное значение и положило начало
фигурному летанию вообще.
Во время первой мировой войны в воздушных боях сразу же
начали применяться как глубокие виражи, введенные в практику
полетов также Нестеровым, так и «мертвая петля». Замысел при
этом был вначале весьма простым: имея противника за хвостом,
летчик выполнял петлю и оказывался уже позади противника. Ус-
пеху такой «тактики» воздушного боя способствовало то обстоя-
тельство, что многие летчики умели летать только по прямой и де-
лать плоские развороты («блинчиком»).
В воздушном бою современных сверхзвуковых истребителей
или истребителей-бомбардировщиков петля в чистом виде почти
не встречается. Зато полупетли и косые петли являются одними из
самых распространенных маневров.
Полупетля может применяться в следующих случаях:
—	при атаке воздушного противника, идущего с превышением
на встречном курсе;
—	при выходе из-под атаки воздушного противника при на-
личии преимущества в скорости или в маневренности (в распо-
лагаемой или предельной перегрузке);
—	при атаке наземной цели с предельно малых высот;
—	в других случаях, диктуемых тактическими или иными со-
ображениями.
2.	Теория петли и полупетли. Вторая половина петли Несте-
рова и с точки зрения теории, и с точки зрения практического вы-
полнения напоминает переворот после полубочки. Поэтому здесь
основное внимание будет уделено первой половице петли и полу-
петле.
239
На рис. 5.11 изображена схема сил, действующих на самолет
в некоторых точках траектории на полупетле. Движение центра
тяжести самолета описывается при этом уже известными урав-
нениями
1.	т ~ = Р — Q — С? sin 0 или —- = g (tix — sin О);
2.	mV —	Y — Geos 6 или У-^- — g(ny — cos 0);
3.	-^ = ysin6.
at
Заметим, что на полупетле угол наклона траектории б изме-
няется от 0 до +180° (до полубочки), и поэтому sin6 изменяется
от 0 (при 0°) до +1 (при +90°) и снова до 0 (при +180°); сле-
Рис. 5.11. Схема сил, действующих
на самолет на полупетле
довательно, последний член
входит в первое уравнение
со знаком «—» (сила тя-
жести все время действует
в сторону уменьшения ско-
рости). Значение cos 6 из-
меняется при этом от +1
(при 0°) до 0 (при +90°)
и до —1 (при +180°);
следовательно, последний
член входит во второе урав-
нение сначала со знаком
«—» (сила тяжести мешает
подъемной силе искривлять
траекторию), а затем со
знаком « + » (сила тяжести
действует в сторону искрив-
ления траектории).
Кроме искомых неизвест-
ных V и 0 в уравнения вхо-
дят пу и пх. Нормальная
перегрузка пу является функцией времени t или угла б и зави-
сит от манеры пилотирования, т. е. этой перегрузкой нужно за-
даться, прежде чем начать решать приведенные выше уравнения.
Продольная перегрузка пх находится по текущим значениям
тяги Р и сопротивления Q в соответствии со скоростью, высотой
и углом атаки.
Сравнительно точный расчет полупетли и петли можно выпол-
нить методами численного интегрирования уравнений движения
самолета, задаваясь малыми интервалами времени Д/ и находя
соответствующие приращения ДУ и Дб, а также, если это необ-
ходимо, ДЯ и ДЬ. Более подробно об этом говорилось при изло-
жении теории переворота.
Теоретический расчет полупетли (петли) или практическое вы-
полнение этой фигуры в воздухе возможны только в том случае,
240
если задана или известна манера пилотирования, т. е. закон изме-
нения перегрузки пу по времени t или по углу 0.
Нахождение оптимальных функций ny(t) или ^(0) является
задачами вариационного исчисления, которые могут формулиро-
ваться следующим образом:
—	при заданных начальных условиях ввода найти закон изме-
нения пу, обеспечивающий минимальную потерю скорости (или ин-
дикаторной скорости, или полной энергии) на полупетле;
Рис. 5.12. Пример оптимального закона изменения перегрузки
на полупетле
—	найти закон изменения пу, который обеспечивал бы выход
в верхнюю точку полупетли на заданной скорости (индикаторной
скорости), но при наименьшей скорости (при наименьшей инди-
каторной скорости) ввода;
—	найти закон изменения nyi обеспечивающий при заданных
условиях на вводе выполнение полупетли в минимальное время.
Заметим, что решение указанных задач осложняется многочис-
ленными ограничениями как со стороны устойчивости, управляе-
мости и прочности конкретного самолета, так и со стороны соблю-
дения формы фигуры.
Найдено, что для выполнения полупетли в минимальное
время следует в процессе всей фигуры держать максимально
возможную для каждого момента времени перегрузку, т. е. пи-
лотировать на пределе самолета по прочности или по углу атаки
[пу ИЛИ адоп).
Решение для других условий экстремальности получается бо-
лее сложным. Для примера на рис. 5.12 изображен оптимальный
закон изменения перегрузки пи по углу 9, обеспечивающий выход
в верхнюю точку полупетли с наибольшей скоростью при задан-
ных условиях ввода (начальная индикаторная скорость на вводе
1000 км/ч, начальная высота на вводе 3 и 7 км). Пример рассчи-
тан для гипотетического самолета с треугольным крылом.
241
Из графика видно, что при вводе в полупетлю на высоте 3 км
(на максимале) летчик должен быстро увеличить перегрузку до
пу = 6 к моменту достижения угла 30—45°, а затем постепенно
снижать ее. С точки зрения увеличения скорости в верхней точке
выгодно при углах 160—180° уменьшить перегрузку до нуля, но
выигрыш в скорости получается от этого не очень значительный,
а время выполнения фигуры заметно растягивается. Поэтому
практически к верхней точке следует подходить с перегрузкой,
равной 1 —1,5.
При выполнении петли на форсаже перегрузку следует созда-
вать несколько медленнее, чтобы она достигала своего наиболь-
шего значения при угле 45—50°. В дальнейшем перегрузку не-
обходимо держать на одну — полторы единицы больше, чем при
выполнении петли на максимале.
Если летчик будет выдерживать перегрузку по указанному
закону, то рассматриваемый самолет выйдет в верхнюю точку
петли на высоте 6,6 км при индикаторной скорости 440 км/ч (на
максимале) или на высоте 7,7 км при индикаторной скорости
600 км/ч (на форсаже).
При увеличении высоты ввода в полупетлю, например, до
7 км перегрузку нужно создавать раньше, чтобы линию горизонта
уже проходить с перегрузкой ^ = 5 (на максимале) или иу = 3,5
(на форсаже), что возможно при разгоне со снижением. Сама наи-
большая перегрузка на максимале должна быть увеличена до
пу — 7 при угле 25—30°, а на форсаже — до ^ = 6,5 при угле 35—
40°; после угла 50—60° оптимальный закон изменения перегрузки
не зависит от высоты.
Если поставить задачу выйти в верхнюю точку петли с наи-
большей индикаторной (приборной) скоростью, то оптимальный
закон Пу(в) до углов 6= 130ч-140° почти совпадает с законом,
изображенным на рис. 5.12; но на углах 9=130-4-180° перегрузку
следует уменьшать медленнее, чтобы к верхней точке подойти
при яу=1,5ч-2 на максимале и при иу = 2ч-3 на форсаже. Само-
лет при этом окажется на меньшей высоте и на меньшей истинной
скорости (за счет увеличения индуктивного сопротивления), но
увеличение плотности воздуха в верхней точке петли приведет
здесь к некоторому увеличению индикаторной скорости.
Для правильного выполнения полупетли нужна достаточная
скорость в верхней точке, что полностью зависит от закона из-
менения перегрузки. В соответствующих инструкциях и методиче-
ских указаниях этому вопросу уделяется недостаточное внимание
Указания обычно ограничиваются тем, что, например, «...следует
перевести самолет в режим подъема с таким темпом, чтобы при
угле тангажа 30—40° перегрузка была 4,5—5,5». Иногда даются
и более подробные разъяснения, но относящиеся к началу фигуры.
Для современного самолета с крылом малого удлинения наи-
более важное значение для выхода в верхнюю точку с достаточ-
ной скоростью имеет перегрузка не в начале полупетли, а на уг-
лах 60—140°. На рис. 5.13 изображена примерная зависимость
242
темпа уменьшения скорости от перегрузки на полупетле (тот же
самолет с Д-крылом, высота ввода 3 км, индикаторная скорость
ввода 1000 км/ч, максимал). Из графика видно, что в начале по-
лупетли перегрузку можно без особого ущерба менять в довольно
широких пределах. Например, при 6=15° оптимальной перегруз-
кой будет пу = 5, но в диапазоне пу от 4 до 8 падение скорости на
единицу угла поворота траектории остается почти неизменным.
Поэтому если ввод осуществляется при пу = 4, то это уже хорошо
и обеспечивается почти идеальное выполнение начала полупетли.
Рис. 5.13. Зависимость темпа уменьшения скоро-
сти от перегрузки на полупетле
Теперь обратимся к величине перегрузки при 0=120°. Опти-
мальной перегрузкой в этой точке петли будет иу = 2,2, но отступ-
ление от этой цифры в большую или меньшую сторону уже при-
водит к заметному увеличению темпа падения скорости. Поэтому
именно здесь важно с наибольшей точностью выдерживать опти-
мальное значение перегрузки. Для пилотирования достаточно на-
метить три-четыре контрольные точки, например: угол 45° — пере-
грузка 6, угол 90° — перегрузка 3 (на форсаже 4,5), угол 135° —
перегрузка 1,5 (на форсаже 2,5). Отступление от этого закона
приводит к заметному уменьшению скорости в верхней точке по-
лупетли (петли), а иногда к невыполнению фигуры и сваливанию
(напоминаем, что все приводимые цифры для конкретного само-
лета могут быть иными).
На дозвуковых самолетах с прямым крылом сравнительно
большого удлинения при выполнении полупетли (петли) допуска-
ются более значительные отклонения от оптимального закона из-
менения перегрузки, несмотря на меньшую тяговооруженность.
Для примера на рис. 5.14 изображен диапазон перегрузок, в кото-
ром еще возможно правильное выполнение полупетли на сверхзву-
ковом самолете с Д-крылом и на самолете Л-29 при начальных
условиях, рекомендуемых инструкциями.
243
На самолете Л-29 полупетля получается в любом случае, если
летчик просто достаточно энергично тянет ручку. На самолете с
Д-крылом требуется пройти вторую треть полупетли в достаточно
узком диапазоне перегрузок (не меньше, но и не больше), так
как в противном случае скорость в верхней точке получится
меньше эволютивной.
Рис. 5.14. Диапазон перегрузок, в котором еще
возможно выполнение полупетли
Изложенное имеет очень большое значение для маневрирова-
ния в воздушном бою. Если на старых самолетах величина пере-
грузки при вертикальном маневре почти не влияла на выигрыш
или проигрыш в скорости
или энергии, то при выпол-
нении аналогичного манев-
ра на современном сверх-
звуковом самолете выдер-
живание оптимальной пере-
грузки сразу дает большое
преимущество в скорости,
высоте или энергии в конце
фигуры.
Наличие на самолете
указателя углов атаки сни-
мает почти все вопросы, так
как оптимальному закону
Рис. 5.15. Сравнение оптимальных законов
изменения перегрузки и угла атаки на полу-
петле
изменения перегрузки соот-
ветствует примерно постоянный угол атаки (рис. 5.15): для
достижения в верхней точке наибольшей истинной скорости сле-
дует создать и выдержать 124-15° (как на рисунке), для наи-
большей индикаторной скорости — на 5—6° больше. Все приведен-
ные примеры относятся к теоретическому самолету с Д-крылом.
Для конкретного самолета оптимальные законы или а (9),
имея примерно аналогичную форму, могут отличаться величиной
ординат (Пу или а).
244
Безопасный диапазон высот и скоростей ввода в полупетлю
(петлю) определяется из условия выхода в верхнюю точку на за-
данной скорости и имеет вид, примерно изображенный^ на
рис. 5.16. Ограничение диапазона слева особых разъяснений не
требует. Ограничение справа вызвано тем обстоятельством, что
при чрезмерно большой скорости на вводе радиус фигуры полу-
чается настолько большим, что в верхней точке самолет попадает
Рис. 5.16. Безопасный диапазон ввода в полупетлю и
петлю Нестерова (пример). Характер изменения ско-
рости по высоте на полупетле, выполняемой с форсажем
(сплошные стрелки) и на максимале (пунктирные
стрелки)
в разреженные слои атмосферы, и индикаторная скорость полу-
чается малой. По рис. 5.16 ввод в полупетлю на высоте 9 км и
скорости 1620 км/ч (что соответствует индикаторной скорости
1000 км/ч) приведет к выходу в верхнюю точку на высоте 19 км
и скорости 860 км/ч, соответствующей индикаторной скорости
250 км/ч, что явно меньше безопасной эволютивной скорости. В
данном примере максимальная безопасная скорость ввода в полу-
петлю ограничена числом М=1,35. Исходя из этого, у земли
можно было бы осуществлять ввод на скорости до 1650 км/ч, но
здесь область скоростей ограничена максимальной индикаторной
скоростью по допустимому скоростному напору. Сокращение бе-
зопасного диапазона высот и скоростей ввода в полупетлю при вы-
полнении фигуры не на форсаже, а на максимале особых поясне-
ний также не требует. На рисунке хорошо видно, что получается,
если ввод в полупетлю осуществить не в разрешенном диапазоне
(такие запрещенные варианты отмечены знаком «?»).
Теперь рассмотрим влияние различных факторов на параметры
полупетли. Включение форсажа, как уже отмечалось, значительно
расширяет диапазон безопасного ввода в полупетлю. Но даже в
245
диапазоне, где возможен ввод на максимале, включение форса-
жа облегчает пилотирование, так как ошибка в выдерживании пе-
регрузки или угла атаки не приводит обычно к падению скорости
до верхней точки ниже допустимого предела. Поэтому неопытным
летчикам полупетлю (или первую половину петли Нестерова) ре-
комендуется вначале выполнить только на форсаже, так как на
максимале для выхода самолета в верхнюю точку на эволютивной
скорости требуется большая точность пилотирования — в смысле
выдерживания оптимального закона изменения перегрузки пу по
углу 6. При прочих равных условиях включение форсажа приводит
к увеличению индикаторной скорости в верхней точке на 150—
200 км/ч, средней скорости на полупетле, средней перегрузки
(на 1 —1,5 единицы), диаметра фигуры и высоты в верхней точке.
При выполнении полупетли (петли) на максимале траектория вы-
тянута по вертикали, на форсаже траектория приближается к ок-
ружности. При выполнении петли на максимале верхнюю точку
целесообразно проходить с перегрузкой 1,5—2, на форсаже — с пе-
регрузкой 2—2,5 (в некоторых случаях до 3—3,5). Но это только
при нормальной скорости; при недостаточной скорости в верхней
точке перегрузку следует уменьшать.
Перегрузка на полупетле должна быть оптимальной. Отход от
оптимума в любую сторону приводит к уменьшению скорости в
верхней точке. Причем влияние перегрузки на индикаторную ско-
рость несколько своеобразно. Уменьшение перегрузки по сравне-
нию с оптимальной приводит к значительному уменьшению инди-
каторной скорости в верхней точке фигуры (более значительно-
му, чем уменьшение истинной скорости). Наоборот, любое увели-
чение перегрузки по сравнению с оптимальной почти не влияет
на индикаторную скорость в верхней точке, хотя истинная ско-
рость при этом уменьшается. Здесь уменьшение истинной скорости
компенсируется уменьшением высоты в верхней точке фигуры, т. е.
увеличением плотности воздуха.
Пример. При выдерживании оптимальной по V перегрузки са-
молет выходит в верхнюю точку полупетли на высоте 5 км и ско-
рости 650 км/ч (индикаторной скорости 500 км/ч); при выдержи-
вании перегрузки меньше оптимальной по V самолет выходит в
верхнюю точку на высоте 6 км и скорости 450 км/ч (индикатор-
ной скорости 330 км/ч); при выдерживании перегрузки, оптималь-
ной по Vi, самолет выходит в верхнюю точку на высоте 4 км и
скорости 625 км/ч (индикаторной скорости 510 км/ч). В послед-
нем случае индикаторная скорость получилась почти такой же,
что и при пилотировании, оптимальном по V, но удельная меха-
ническая энергия самолета здесь меньше на 950 м, а именно пре-
имущество в энергии и есть основное преимущество в воздушном
бою.
Скорость ввода в полупетлю влияет на параметры фигуры сле-
дующим образом. Увеличение скорости ввода на постоянной вы-
соте приводит к увеличению скорости и высоты в верхней точке,
средней скорости и перегрузки на траектории (имеется в виду
246
обычное выполнение фигуры; в принципе, например, на меньшей
скорости можно сделать фигуру большего радиуса, чем на повы-
шенной скорости). Однако увеличение скорости ввода не приво-
дит во всех случаях к увеличению индикаторной скорости в верх-
ней точке. Наибольшая индикаторная скорость в верхней точке по-
лучается при вводе в полупетлю на средней скорости безопасного
диапазона, так как ввод на чрезмерной скорости (как и на малой
скорости) также приводит к попаданию в верхнюю точку на ма-
лых скоростных напорах.
Пример. По рис. 5.16 ввод в полупетлю с форсажем на высоте
0,3 км и скорости 750 км/ч заканчивается выводом на высоте
3,5 км и скорости 500 км/ч (индикаторной скорости 420 км/ч);
ввод с форсажем на высоте 0,3 км и скорости 1000 км/ч заканчи-
вается выводом на высоте 4,4 км и скорости 850 км/ч (индика-
торной скорости 680 км/ч); ввод с форсажем на высоте 0,3 км и
скорости 1700 км/ч (этот теоретический случай на рисунке не на-
несен) закончился бы выводом на высоте 13 км и скорости
900 км/ч (индикаторной скорости 420 км/ч).
Увеличение высоты ввода в полупетлю при постоянной индика-
торной скорости ввода приводит к прогрессивному увеличению вы-
соты в верхней точке (т. е. увеличению диаметра фигуры по вер-
тикали), к уменьшению приборной скорости в верхней точке при
почти постоянной истинной скорости.
Пример. По рис. 5.16 ввод в полупетлю с форсажем на высоте
0,3 км и скорости 1000 км/ч заканчивается выводом на высоте
4,4 км и скорости 850 км/ч (индикаторной скорости 680 км/ч);
ввод с форсажем на высоте 6,8 км и скорости 1450 км/ч заканчи-
вается на высоте 13 км и скорости 880 км/ч (индикаторной скоро-
сти 410 км/ч); ввод с форсажем на высоте 9 км и скорости
1650 км/ч закончился бы выводом на высоте 18,5 км и скорости
850 км/ч (индикаторной скорости 255 км/ч), что недопустимо с
точки зрения безопасности полета.
Внешние подвески, если они небольшие (две — четыре ракеты
«воздух — воздух» и т. д.), на параметры полупетли заметного
влияния не оказывают. Большие подвески (баки, бомбы и др.)
влияют на фигуру через увеличение и веса, и лобового сопротив-
ления: средняя перегрузка на траектории уменьшается, радиус в
каждой точке фигуры и высота в верхней точке увеличиваются (но
в меньшей степени, чем при «внутреннем» увеличении веса), ско-
рость и индикаторная скорость в верхней точке уменьшаются. И
внешние подвески, и «внутреннее» увеличение веса приводят к су-
жению диапазона безопасного ввода в полупетлю, изображенного
на рис. 5.16. В некоторых случаях большие подвески делают не-
возможным выполнение полупетли (петли Нестерова) на макси-
мале, а иногда и на форсаже.
3. Расчет полупетли и петли Нестерова. Наиболее точный рас-
чет можно произвести методом численного интегрирования урав-
нений движения самолета, взяв достаточно малый промежуток А/
или А0. Этот метод особенно хорош при использовании цифровых
247
или аналоговых ЭВМ. Расчет одной полупетли вручную (с помо-
щью логарифмической линейки) занимает несколько часов даже
при достаточном навыке в выполнении такой работы.
Более простой, но менее точный метод расчета — по средним
величинам. Этот метод подробно изложен в предыдущем пара-
графе (см. формулы 5.1—6.1 и пример расчета).
Существуют и другие методы расчета петли (полупетли), по
точности и сложности занимающие промежуточное положение
между численным интегрированием уравнений движения и расче-
том по средним величинам. Приводим один из таких методов.
Принимаются следующие допущения (при любом методе не-
избежны те или иные допущения, от чего и зависит точность рас-
чета) :
— петля выполняется с постоянной угловой скоростью пово-
рота траектории;
— скорость и высота на вводе в петлю Нестерова и на выводе
из нее примерно одинаковы; следовательно, одинаковы и энер-
гетические высоты в начале и в конце маневра, а средняя про-
дольная перегрузка может быть принята равной нулю.
При таких допущениях скорость V в любой точке траектории
восходящей части можно оценить с помощью формулы (выкладки,
приводящие к этой формуле, опускаем)
V =	(5.8)
где Vi — скорость на вводе;
п— наибольшая перегрузка на вводе (та самая, которую
летчик должен создать за 3—4 с); заметим, что здесь и
ниже все скорости истинные.
Скорость в верхней точке (cos 6 « —1)
(5.9)
С помощью последней формулы можно определить минималь-
ную скорость ввода в петлю, имея в виду, что в верхней точке
скорость не должна быть меньше эволютивной (истинной):
У>т>п = ^^Т-	(5Л0)
‘ШШ	— о
Например, при начальной перегрузке = 6 скорость на вводе
Vi должна быть больше 1,67 Уэв; при я =5 необходимо иметь
Vi>2V3B; при ^,, = 4 У)>ЗУэв, а начальная перегрузка /г? ==3
уже не обеспечивает выполнение маневра (Уэв— истинная ско-
рость в верхней точке; Vi— истинная скорость на вводе).
При взятых допущениях закон изменения перегрузки в про-
цессе выполнения петли должен быть следующим:
пу = пу — 2 + 2 cos 0.	(5.11)
248
Минимальное значение перегрузки соответствует верхней точке
петли. Чтобы перегрузка в этой точке осталась положительной,
начальная перегрузка должна быть пу >4.
До верхней точки петли самолет набирает высоту
дя=
2£
(5.12)
что также следует из принятого допущения пх=0.
Вся петля (S ДО = 2-тс) будет выполнена за время
8 ' «У1-1 *
(5ЛЗ)
движения
На практике чаще используется переменный закон
самолета на петле: первая и последняя четверти выполняются при
постоянных перегрузках пу, а вторая и третья — при постоянной уг-
ловой скорости поворота траектории. В этом случае для расчета
скорости в первой и последней четвертях (при nv=const) приме-
няется формула
.. IZ ПУ cos ®нач
1 Пу — cos О
(5.14)
Пример. Определить скорость и высоту в верхних точках двух
петель, выполняемых различным способом. Начальные скорости
Vi= 1000 км/ч (278 м/с), начальные перегрузки п =6.
А.	Петля выполняется при ш2=const:
И,- 1000 2=| =600 км/ч(167 м/с);
Д7/ =	2520 М-
Б. Петля выполняется при пу = nyi == const;
у2= 1000 1=1 = 715 км/ч(198 м/с);
ЬН = g|--y.= 1935 M.
В.	Первая четверть петли выполняется при пу — nyi = const,
вторая четверть — при <oz — const:
I/2 == Vr {1 Y = 1000 f -^-Y = 700 км/ч
4 ny> J V 6 /	1
или 195 м/с (вывод формулы опускаем);
ДЯ = 278*T*952- = 2000 м.
А • У ) О
249
Неточность изложенного метода расчета, взятого из [14], воз-
никает вследствие принятого допущения //9 = const (пх = 0). Прак-
тически при выполнении полупетли и петли на максимале удель-
ная механическая энергия самолета обычно падает (пх<0), а на
форсаже возрастает (пх>0).
4. Техника пилотирования. Выполнив все предварительные дей-
ствия, летчик плавным движением ручки на себя создает требуе-
мую перегрузку (обычно начальная перегрузка ^ = 5-—6). Тео-
ретически эта наибольшая перегрузка должна быть создана к мо-
менту достижения угла 0 = 304-50° (в зависимости от условий
ввода), что с учетом угла атаки соответствует по авиагоризонту
углу тангажа 8=40-4-60°. Практически наибольшую перегрузку
следует создавать за 3—4 с, что и будет примерно соответствовать
теоретически оптимальному закону. Замедленное создание пере-
грузки (за 5—6 с и более) приведет к заметному отклонению ог
оптимума, к растянутости фигуры по вертикали, к уменьшению
скорости и индикаторной скорости в верхней точке. Ускоренное
создание перегрузки (за 1,5—2,5 с) хотя и не приводит к умень-
шению скорости в верхней точке, но является уже нерегулируемым
действием и может вызвать заброс перегрузки за допустимую по
прочности самолета величину.
По достижении наибольшей перегрузки ее следует согласно
теории постепенно уменьшать по оптимальному закону, но практи-
чески наибольшую перегрузку nyt можно несколько подержать до
угла тангажа (по АГД) 8 = 704-80° на максимале, до угла
8=1004-110° на форсаже. Последняя рекомендация приводит к не-
которому увеличению перегрузки по сравнению с оптимумом, но
это, как уже отмечалось, существенно не уменьшает индикатор-
ную скорость самолета в верхней точке фигуры.
В процессе ввода в петлю (полупетлю) особенно важно не
создавать скольжения, крена и вращения самолета вокруг про-
дольной оси. Ниже покажем, что устранить крен после ввода уже
практически невозможно и фигура обязательно превращается в
косую полупетлю или петлю. Основным здесь является отсутствие
скольжения, так как самолет находится на больших углах атаки,
на которых стреловидное или треугольное крыло имеет чрезмер-
ную поперечную устойчивость, т. е. реагирует резким накренением
на малейшее скольжение.
Итак, после прохода соответствующего угла 8 (по АГД) лет-
чик начинает уменьшать перегрузку таким образом, чтобы в верх-
ней точке фигуры получить пу^ =1,54-2,0 на максимале или пу* =
= 2,04-3,5 на форсаже. Уменьшение перегрузки ниже указанных
цифр (вплоть до нуля) приводит к некоторому увеличению скоро-
сти в верхней точке, но сильно растягивает фигуру по времени.
Следить за положением самолета в пространстве на восходя-
щей части петли (на полупетле) можно по АГД, но летчик-истре-
битель не должен особенно привязываться к этому прибору, тем
более что на углах 8 = 804-100° авиагоризонт «опрокидывается», а
250
шкала начинает перемещаться в противоположном направлении,
что в некоторых случаях может привести к временной потере про-
странственной ориентировки. В то же время пространственное
положение самолета на вос-
ходящей части петли пре-
красно видно, если на вер-
тикальном участке траекто-
рии (когда перегрузка спа-
дет), слегка повернув голову
и скосив глаза, посмотреть
влево и вправо на горизонт
(рис. 5.17).
Особенно важно при под-
ходе к верхней точке не пе-
ретягивать ручку и не допу-
скать скольжения. Совре-
менный самолет, вообще го-
воря, допускает на малых и
средних углах атаки более
некоординированное пило-
тирование по сравнению со
Рис. 5.17. Вид горизонта в левом боковом
стекле фонаря на восходящем участке пет-
ли (угол тангажа около 110°)
старыми самолетами типа
И-16 или Ла-5. Поэтому некоторые летчики, допуская откло-
нения шарика (указателя скольжения), почему-то удивляются,
Рис. 5.18. К объяснению принципа действия маят-
никового указателя скольжения
что самолет у них «не хочет» делать петлю и выворачивается
в верхней точке на полупетлю или, что еще хуже и опаснее,
еще на восходящей части петли. Причина «самостоятельного»
251
выполнения самолетом полубочки заключается в повышенной реак-
ции креном на скольжение при больших углах атаки (в излиш-
ней поперечной устойчивости). Дополнительным фактором, усу-
губляющим положение, здесь является то обстоятельство, что при
больших перегрузках (при больших углах атаки) указатель сколь-
жения теряет свою чувствительность и скольжения почти не по-
казывает.
Указатель скольжения (шарик) работает по принципу маят-
ника (рис. 5.18), который, будучи подвешенным в кабине само-
лета, занимал бы положение, обратное суммарному вектору внеш-
Рис. 5.19. Зависимость отклонения шарика от соотношения между подъ-
емной и боковой аэродинамическими силами
них сил, действующих на самолет (к внешним силам относят силу
тяги Р и полную аэродинамическую силу /?, раскладываемую
обычно на три силы У, Q, Z; сила тяжести сама по себе не дает
перегрузки и на положение маятника не влияет). Если рассматри-
вать отклонение маятника в плоскости yOz, перпендикулярной к
вектору скорости самолета, то маятник занимает положение, об-
ратное суммарному вектору аэродинамических сил У и Z, что и
отображено на рис. 5.18.
Шарик указателя скольжения представляет собой как бы ма-
ятник, подвешенный в точке О, являющийся центром окружности
изгиба трубки, в которой перемещается шарик (рис. 5.19). Следо-
вательно, шарик всегда располагается на линии, проходящей че-
рез точку О и параллельной равнодействующей сил У и Z. По
рис. 5.19 можно определить угол отклонения шарика:
R ~А- 2k.— fJUjl-
Рш = Y ~ пу~\с*) а •
252
Таким образом, при неизменном угле скольжения £ (при неиз-
менной боковой перегрузке nz) увеличение угла атаки а (увеличе-
ние нормальной перегрузки пу) приводит к уменьшению угла от-
клонения шарика рш.
Наоборот, при неизменном положении шарика (при (Зш = const)
увеличение угла атаки а (увеличение нормальной перегрузки пу)
будет сопровождаться соответствующим увеличением угла сколь-
жения р (увеличением боковой перегрузки nz).
Пусть, например, перед вводом в петлю Нестерова (при пу=1)
шарик указателя скольжения был отклонен вправо на два диа-
метра (это очень большое скольжение), а летчик, не устранив
скольжения, ввел самолет в фигуру и создал нормальную пере-
грузку пу = 6. В этом случае при увеличении перегрузки шарик
пойдет к центру и остановится в положении 7з диаметра вправо
от центра. Сочетание большого угла скольжения (хотя шарик на-
ходится почти в центре) и большого угла атаки даст мощный по-
перечный момент MXi и самолет наверняка вывернется из фигуры,
выполняя бочку влево. Поэтому скольжение следует тщательно
устранять перед вводом самолета в фигуру, т. е. еще на малых пе-
регрузках.
Если летчик не знает и не учитывает того факта, что указатель
скольжения почти не показывает скольжения на больших а и пу,
то это может приводить к выворачиванию самолета бочкой из
любой фигуры в той точке, где создается большой угол атаки или
большая перегрузка (на вводе в петлю и полупетлю, вблизи верх-
ней точки петли и полупетли, на форсированном развороте, на
выводе из пикирования и т. д.). Особенно опасна непроизвольная
и неожиданная бочка на малой высоте, поэтому за координацией
отклонения рулей при пилотировании здесь нужно следить особо
тщательно.
Однако вернемся к рассматриваемой фигуре. При выполнении
петли верхнюю точку следует проходить без зависания, т. е. без
уменьшения угловой скорости поворота траектории и без пере-
хода на отрицательные перегрузки, но и без перетягивания ручки,
т. е. без увеличения перегрузки свыше допустимой величины для
данной индикаторной скорости. Если самолет проходит верхнюю
точку на индикаторной скорости 400—450 км/ч, то перегрузку
можно держать в пределах 1,5—2,5 (перегрузка сваливания при
такой скорости равна примерно 3—4); при индикаторной скорости
600—700 км/ч перегрузку можно увеличить до 3,5 (сваливание
на этой скорости происходит при перегрузке 6,5—9), но не больше,
так как перегрузка 5—6 невыгодна с энергетической точки зре-
ния, уменьшает высоту в верхней точке и затрудняет выполнение
нисходящей части петли, если фигура начата от земли.
Следует помнить, что сваливание происходит не от уменьше-
ния скорости, а от увеличения угла атаки до критической вели-
чины. Поэтому верхнюю точку петли, например, на самолете
МиГ-21, можно спокойно пройти и на индикаторной скорости
200 км/ч, если уменьшить перегрузку до 0,3—0,5 (при этой инди-
253
каторной скорости критический угол атаки достигается примерно
при перегрузке 0,7—0,8).
При проходе верхней точки следует исправить образовавшийся
на восходящей части петли крен, который убирается координиро-
ванно элеронами и рулем направления, т. е. без скольжения;
ориентироваться следует по линии естественного горизонта., хотя
по АГД это действие выполняется, на первый взгляд, проще. Сле-
дует иметь в виду, что частый перенос взгляда с окружающего
Рис. 5.20. Что видит летчик при подходе к верх-
ней точке петли с правым креном
пространства на АГД и обратно может запутать летчика в опре-
делении пространственного положения самолета, так как АГД
обычной схемы отражает это положение достаточно своеобразно.
Для примера на рис. 5.20 изображены видимое положение есте-
ственного горизонта при подходе к верхней точке петли с «пра-
вым» креном и соответствующее отражение этого положения на
АГД. Сразу сообразить, что и куда накренилось, трудно. Поэтому
летчик не должен разбрасываться, а должен отдавать предпочте-
ние при пилотировании или положению самолета относительно
земли (что желательно в обычных условиях), или показаниям
АГД (что предпочтительнее в сложных метеоусловиях). Заметим,
кстати, что изображенный на рис. 5.20 «правый» крен (исправ-
лять который следует отклонением ручки влево) является, по су-
ществу, левым креном, который образовался в результате левого
крена на вводе в петлю (возьмите модель самолета в руки и про-
анализируйте этот вопрос). Фактически в верхней точке петли лет-
чик не убирает до нуля этот левый крен, равный примерно 160°
(по рис. 5.20), а увеличивает его до 180°.
После прохода верхней точки дальнейшее выполнение петли
соответствует перевороту. Теория переворота, техника пилотиро-
вания, переключение внимания, меры безопасности на перевороте
и пр. относятся к нисходящей части петли Нестерова,
254
Как и переворот, нисходящую часть петли можно выполнять
на малом газе, на максимале и на форсаже. Наиболее целесооб-
разно выполнять вторую половину петли на максимале, что не
увеличивает потерю высоты, но сохраняет высокий уровень ско-
рости. Форсаж здесь не приводит к существенному увеличению
скорости на выводе из петли, но увеличивает расход топлива и
затрудняет пилотирование. Момент выключения форсажа следует
сообразовывать с величиной индикаторной скорости на вершине
петли.
При выполнении первой
половины петли на форса-
же, а второй на максимале
или на малом газе высота
на выводе из фигуры может
превышать высоту ввода
более чем на половину
вертикального диаметра
(рис. 5.21). При выполнении
всей фигуры на максимале
или на форсаже высота на
выводе может быть немного
больше высоты ввода. Есте-
ственно, что нисходящую
часть петли всегда можно
растянуть так, что высота
на выводе будет меньше вы-
соты ввода на любую вели-
чину.
Рис. 5.21. Одна из возможных форм петли
Нестерова
Теперь перейдем к рассмотрению особенностей пилотирования
на полупетле. Полубочку в верхней точке полупетли можно начи-
нать только при достаточной индикаторной скорости, рекомендуе-
мой инструкцией (обычно эта индикаторная скорость не менее
400—450 км/ч; имеется в виду типичный сверхзвуковой самолет).
А чтобы скорость в верхней точке была побольше, летчик на полу-
петле должен более тщательно выдерживать оптимальную пере-
грузку и, если отклоняться от нее, то только в большую сторону.
Полубочку следует начинать, когда нос самолета ляжет на
горизонт (или линия горизонта на АГД совместится с силуэтиком).
В процессе полубочки продольная ось самолета поднимется вверх
относительно вектора скорости на два угла атаки (без учета ки-
нематического взаимодействия), но сам вектор скорости опу-
стится вниз на угол ДО, в результате самолет окажется примерно
в режиме горизонтального полета (рис. 5.22). При недостаточной
скорости в верхней точке полубочку можно выполнить несколько
позже, когда самолет наберет необходимую скорость. При бое-
вом маневрировании вообще нежелательно классическое выполне-
ние полупетли (если не иметь в виду бомбометание с кабрирова-
ния), особенно, если противник находится сзади. В этом случае
фигуру целесообразно немного накренить в ту или иную сторону
255
(т. е. выполнить косую полупетлю) и заключительную полубочку
сделать не точно в верхней точке, а несколько раньше или позже.
Как уже говорилось, самолет к верхней точке полупетли под-
ходит с перегрузкой пу= 1,5ч-3,5. Перед выполнением полубочки
ручку следует слегка отпустить и уменьшить перегрузку пример-
Рис. 5.22. Изменение продольного положения самолета на полу-
бочке, завершающей полупетлю
но до пу=*\. На полубочке в полном соответствии с теорией са-
молет теряет направление, т. е. отклоняется вправо или влево от
плоскости полупетли на угол, равный 2<р (формула 4.12). При вы-
8ид сверху
Рис. 5.23. Изменение путевого положения самолета на левой полубочке,
завершающей полупетлю
полнении полубочки с большой перегрузкой самолет может откло-
ниться в сторону на 20—30°. Интересно, что на левой полубочке
самолет отклоняется вправо (рис. о.23), а на правой—влево. При
выполнении полупетли в боевой обстановке такое отклонение
значения не имеет и даже может оказаться полезным. Однако в
учебно-тренировочном полете требуется, чтобы направление вы-
вода было обратным направлению ввода (т. е. чтобы вся фигура
уложилась в одну вертикальную плоскость), и поэтому перегрузку
перед полубочкой приходится уменьшать.
256
Переключение внимания летчика. Перед вводом в полупетлю:
соответствие скорости и высоты безопасному диапазону ввода,
отсутствие облачности в предполагаемой верхней точке фи-
гуры, включение форсажа, принятие решения на начало фигуры.
На вводе: создание необходимой начальной перегрузки за
3—4 с, отсутствие скольжения и крена.
На восходящей части фигуры: поддержание и уменьшение пе-
регрузки в соответствии с углом тангажа; отсутствие скольжения
и вращения самолета относительно продольной оси; пространст-
венное положение самолета; действия воздушного противника,
принятие решения на продолжение фигуры или на поворот плоско-
сти траектории полупетли (за скоростью, высотой, вертикальной
скоростью, креном здесь следить не надо, так как эти величины не
могут быть использованы летчиком для каких-то конкретных дей-
ствий).
При подходе к вершине полупетли: индикаторная скорость,
уменьшение перегрузки в соответствии с индикаторной скоростью;
отсутствие скольжения и исправление крена (последнее делается
только в учебно-тренировочном полете); принятие решения на вы-
полнение полубочки или полной петли Нестерова.
В верхней точке: уменьшение перегрузки до (в учебно-
тренировочном полете), ввод в полубочку координированным от-
клонением элеронов и педалей (или с небольшим внешним сколь-
жением); скорость вращения должна обеспечить выполнение по-
лубочки за 3 с; остановка вращения; исправление остаточного кре-
на, скольжения и тангажа; скорость, высота, курс (и прочее);
положение противника.
В верхней точке петли Нестерова: тщательное исправление
скольжения и крена; перевод самолета без паузы на нисходящую
часть петли созданием перегрузки, соответствующей индикаторной
скорости в верхней точке; выключение форсажа; далее, как на
перевороте.
Характерные ошибки и отклонения. При выполнении петли Не-
стерова и полупетли возможны следующие отклонения самолета и
ошибки летчика:
А. Отклонение — петля получается косой. Ошибка — летчик
вводит самолет в фигуру с постепенным увеличением крена, так
как не устраняет перед вводом скольжения или не парирует ру-
лями действия гироскопического момента ротора двигателя (на-
пример, при левом вращении ротора, если смотреть по полету,
самолет на вводе в петлю стремится отвернуть нос и накрениться
влево); некоторые летчики при большой нагрузке на ручке уп-
равления тянут ее на себя по кратчайшей линии — от кисти к
плечу — и создают тем самым накренение самолета вправо. При-
чина— слабая теоретическая подготовка, слабая физическая под-
готовка (именно физически слабые летчики тянут ручку наиско-
сок), не научен, неправильно переключает внимание на вводе
(не следит за отсутствием скольжения и крена). Предупреждение
*/й9 В. Н. Медников	257
ошибки — дать летчику теоретические разъяснения, улучшить фи*
зическую подготовку, научить на земле и в воздухе и т. д.
Исправление отклонения в полете — если крен замечен на
вводе, то его следует убрать и выполнять в дальнейшем правиль-
ную петлю Нестерова. Если крен замечен на восходящей части
петли при больших углах тангажа, то его убирать не следует;
нужно прекратить вращение самолета вокруг продольной оси, т. е.
Рис. 5.24. К вопросу о невозможности исправления
последствий ввода с креном (левым) на вертикальном
участке петли

предотвратить дальнейшее увеличение крена, и продолжать вы-
полнять косую петлю с имеющимся креном. При необходимости
крен можно убрать в верхней точке петли.
Убрать крен при больших углах тангажа практически невоз-
можно. Представим себе, что в результате ввода в петлю с левым
креном самолет при угле тангажа +80° занял в пространстве по-
ложение, изображенное на рис. 5.24. Как в этом случае выпря-
мить петлю? Дать правую ногу? Но самолет будет продолжать
движение в прежнем направлении, со скольжением и стремлением
«вывернуться» из фигуры правой бочкой. Отклонить ручку вправо
и немного повернуть самолет вокруг продольной оси? Но петля
останется косой, только повернется ее плоскость. Чтобы в изобра-
женном на рисунке случае выпрямить петлю, нужно повернуть
самолет элеронами вправо вокруг продольной оси на 90° и про-
должать выполнение петли (выпрямленной) в плоскости, перпен-
дикулярной к плоскости ввода. Но вряд ли такое действие можно
рассматривать как «исправление отклонения».
258
Исправление крена на восходящей части петли затрудняется
еще и тем обстоятельством, что при проходе вертикали меняется
знак крена и соответственно меняется сторона, в которую следует
отклонять ручку для исправления этого крена. Например, если на
вводе замечен левый крен, то
для его исправления ручку, есте-
ственно, следует отклонить впра-
во. Но если этот левый крен
не исправлен, то после прохода
вертикали его уже следует ис-
правлять отклонением ручки вле-
во (рис. 5.25).
ЛЕТЧИК! НА ВОСХОДЯ-
ЩЕЙ ЧАСТИ ПЕТЛИ
ПРИ БОЛЬШИХ УГЛАХ
ТАНГАЖА
КРЕН НЕ ИСПРАВЛЯЙ,
А ПРОДОЛЖАЙ ВЫПОЛ-
НЯТЬ ФИГУРУ
В ВИДЕ КОСОЙ ПЕТЛИ
ИЛИ ПОЛУПЕТЛИ.
Попытки летчика как-то ис-
править положение на участке
петли, близком к вертикали, мо-
гут привести к потере простран-
ственной ориентировки и к свали-
ванию самолета в штопор, кото-
рому обычно предшествует беспо-
Летит
на нас”
» от нас”
Рис. 5.25. Исправление крена на
петле Нестерова
рядочное падение.
Б. Отклонение — подход к верхней
менее эволютивной. Ошибка — летчик
точке петли на скорости
не придерживается опти-
мального закона изменения перегрузки по углу тангажа, или до-
пускает незначительное вращение самолета вокруг продольной
оси, или производит ввод в фигуру за пределами разрешенного
диапазона высот и скоростей. Причины — летчик вообще не знает
оптимального закона пу(Ъ) для своего самолета, не пользуется
указателем перегрузок (ориентируется на субъективное ощущение
перегрузки), не умеет быстро переключать внимание с авиагори-
зонта на акселерометр и считывать их показания, не включает в
порядок переключения внимания проверку отсутствия вращения
вокруг продольной оси (не крена, а именно вращения).
Остановимся на последнем. То обстоятельство, что даже незна-
чительное вращение самолета вокруг продольной оси (а)х) при-
водит к задержке выхода из пикирования вследствие некоторой
спиральности траектории, уже усвоено всеми летчиками. В дан-
739*
259
ной книге подробные объяснения по этому вопросу даны в пре-
дыдущем параграфе (рис. 5.10 и соответствующий текст). Но и на
восходящих фигурах (горка, петля, полупетля) вращение (ох также
приводит к спиральности траектории и растягиванию фигуры по
высоте. Переверните рис. 5.10 вверх ногами, и сразу станет ясно,
в чем тут дело. Но если задержка с выходом из пикирования при-
водит к чрезмерному увеличению скорости с соответствующими
последствиями, то задержка с выходом в верхнюю точку петли
или полупетли приводит к падению скорости ниже эволютивной
с возможностью сваливания.
Исправление отклонения в полете — при подходе к верхней
точке с пониженной скоростью следует уменьшить перегрузку
(но не до нуля, так как может заглохнуть двигатель), тщательно
парируя педалями возникающие скольжения, задержать момент
выключения форсажа или уменьшения оборотов, выключить фор-
саж или убрать обороты на нисходящей части петли по достиже-
нии достаточной скорости, продолжать выполнение нормальной
петли.
Если необходимо выполнить обязательно полупетлю, то, не сни-
жая тяги, пройти верхнюю точку, набрать необходимую скорость
и выполнить полубочку со снижением.
В. Отклонение — выход в верхнюю точку фигуры по траекто-
рии растянутой восходящей полубочки. Это несколько необычное
и редкое отклонение развивается примерно следующим образом
(рис. 5.26).
После вывода из переворота или после разгона по прямой лет-
чик на высоте 1 км (пример) вводит самолет в петлю Нестерова
на индикаторной скорости 1000 км/ч с включенным форсажем.
Но перед вводом летчик совершил «мелкую» ошибку — не убрал
незначительного скольжения на правое крыло (пример), что при
последующем увеличении перегрузки и угла атаки приводит к
резкому возрастанию кренящего момента влево. Если летчик не
заметит вращения самолета вокруг продольной оси (<dx^10—15°
в секунду) и не уравновесит кренящий момент отклонением педа-
лей или элеронов, то самолет вместо петли начнет описывать ле-
вую восходящую замедленную бочку (рис. 4.27, третья траек-
тория).
Итак, самолет пошел по спиральной траектории 1—2—3, но
летчик отклонения не замечает и думает, что самолет идет по
обычной траектории 1—2'—3'. Естественно, на участке 2—3 метка
авиагоризонта начнет опрокидываться, но летчик знает, что на
вертикальном участке петли «так и должно быть», и поэтому ни
о чем не беспокоится.
Наконец, выполнив восходящую замедленную полубочку, само-
лет выходит в точку 4 на высоте 2—2,5 км и на индикаторной ско-
рости 800—900 км/ч (скорость до этой точки остается большой
вследствие сравнительно малого набора высоты на траектории
1—2—3—4). При этом (обратите особое внимание) в переднем
стекле фонаря земля подходит к капоту сверху вниз при нулевом
260
крене, как и на правильной петле; АГД в этот момент также пока-
зывает «правильный» выход самолета в верхнюю точку петли, т. е.
метка перевернута и стоит горизонтально, а черта горизонта под-
ходит к метке снизу вверх.
Вполне логично, что неопытный летчик опять ни о чем не
беспокоится, находясь в полной уверенности, что самолет нахо-
дится в точке 4', т. е. где-то на высоте 4,5—5,5 км. На высотомер,

Рис. 5.26. Опасное отклонение на петле, вызываемое враще-
нием самолета вокруг продольной оси
стрелки которого быстро перемещаются, никто в верхней точке
петли обычно не смотрит, а на необычно высокую скорость вни-
мание также можно не обратить (обычно внимание задерживается,
если скорость меньше нормальной). В точке 4 летчик по горизонту
и АГД автоматически устраняет вращение (ох и переходит к выпол-
нению нисходящей половины петли Нестерова, выключив в «за-
данном месте» форсаж и оставив обороты 100%.
Итак, по мнению летчика, все идет нормально.
После прохода точки 4 даже при выключенном форсаже скорость
начнет быстро нарастать (рис. 5.4, 7>850 км/ч). Летчик может
обратить, а может и не обратить внимание на это обстоятельство;
Ю в. Н Медников	261
но в лучшем случае, если обратит внимание на необычное нара-
стание скорости, он слегка приберет обороты, опять-таки ничего
не подозревая об истинном положении самолета.
И, наконец, только в точке 5 при отвесном пикировании, когда
перед глазами вырастает земля, у летчика наступает шоковое
состояние: высота в этой точке петли должна быть 3—4 км, а
тут — земля рядом! И скорость подошла к предельной! Ничего не
понятно! В такой ситуации ничего не остается, как, полностью
задросселировав двигатель и выпустив тормозные щитки, сверх-
энергично выводить самолет из пикирования, нарушая все огра-
ничения по скоростному напору и по прочности самолета.
Опасность описанного отклонения состоит не в характере са-
мого отклонения (которое легко исправить, выполнив полубочку
в точке 4), а в том, что до точки 5 летчик считает положение нор-
мальным и возникающая здесь перед его глазами картина является
неожиданной и совершенно непонятной. Причем это относится не-
только к разобранному примеру. Во всех случаях полета опасно
то отклонение самолета, которое не замечается летчиком (вспом-
ним, например, как происходит потеря ориентировки при полете
по маршруту; если летчик видит, что летит неправильно, то он
восстанавливает ориентировку сравнительно просто; но если лет-
чик летит в ошибочном направлении, а считает, что все идет нор-
мально, и даже «узнает» местность, то в конце концов наступит
полная растерянность и необратимая потеря ориентировки, когда
летчик не верит даже командам с земли).
Вернувшись к рассматриваемому отклонению, напомним, что
при контроле пространственного положения самолета на участке
2—3 (2'—3') ничего опасного произойти не может, летчик подтя-
гивает самолет к горизонту и выполняет полупетлю.
Итак, вращение сох на восходящей части петли может приво-
дить или к растягиванию фигуры по высоте и к выходу в верхнюю
точку на пониженной скорости или, наоборот, к уменьшению на-
бора высоты и к выходу в верхнюю точку на повышенной ско-
рости. Все зависит от скорости вращения и от точки, в которой
начинается это вращение.
Г. Отклонение — превышение эксплуатационной перегрузки
при вводе в петлю или полупетлю. Ошибка летчика — несоразмер-
ное отклонение ручки на себя, несвоевременное отклонение ручки
от себя. Причины — при вводе в петлю или полупетлю на сверх-
звуковой скорости (что обычно соответствует высоте ввода бо-
лее 3—4 км, если индикаторная скорость равна 1000 км/ч) момент
энергичного взятия ручки на себя для создания наибольшей пе-
регрузки за 3—4 с совпадает по времени с моментом обратного
перехода через скорость звука, когда продольная устойчивость са-
молета по перегрузке уменьшается. Летчик или не знает этого
вообще, или упустил из виду в данном полете.
На самолетах, у которых трансзвуковой подхват выражен
очень ярко (обычно это самолеты со стреловидным крылом), ввод
в петлю и полупетлю на сверхзвуковой скорости часто запрещается,
262
хотя энергетически выполнение этих фигур и возможно. Но
и на самолетах, у которых транзвуковой подхват выражен
слабо (обычно это самолеты с треугольным крылом), ввод в петлю
или полупетлю на сверхзвуковой скорости нужно производить
осторожно, т. е. создавать перегрузку несколько медленнее, чем
обычно (не за 3—4 с, а за 5—6 с), и быть готовым отдать ручку
при непроизвольном увеличении перегрузки, сигнализирующем
о начале подхвата. Даже на самых благоприятных в этом отно-
шении самолетах обратный переход скорости звука сопровож-
дается увеличением перегрузки примерно в 1,5 раза при не-
подвижной ручке.
Превышение эксплуатационной перегрузки возможно и при
вводе в петлю или полупетлю на дозвуковой скорости, если само-
лет (обычно со стреловидным крылом) склонен к подхвату на
больших углах атаки. В этом случае исходной ошибкой летчика
является очень быстрое и резкое создание начальной перегрузки
на вводе, что приводит к забросу регулируемого параметра (угла
атаки и перегрузки) за разрешаемую величину и к дальнейшему
непроизвольному увеличению угла атаки и перегрузки вследствие
начала явления подхвата. Особенно опасным является случай,
когда трансзвуковой подхват, начинающийся на любом угле атаки,
переходит в подхват на больших углах, атаки, что может привести
к деформации или разрушению самолета.
На самолетах, не склонных к подхвату, энергичное увеличение
перегрузки хотя и сопровождается некоторым ее забросом, но
не приводит к превышению эксплуатационных ограничений по
прочности самолета.
Исправление отклонения в полете — немедленно отпустить
ручку от себя. При незначительном подхвате и своевременном его
парировании продолжать выполнение фигуры. При несвоевремен-
ном парировании подхвата и превышения эксплуатационной пере-
грузки уменьшить перегрузку допу = 1 и выйти из фигуры двумя
полубочками (см. ниже способы вывода самолета из горки).
Предупреждение ошибки на земле — перед полетом на новом
типе самолета тщательно изучить его моментные и балансировоч-
ные диаграммы, обратив внимание на величину угла атаки и су>
при которых начинается «ложка» (на моментной диаграмме), и на
число М, при котором балансировочная диаграмма имеет отрица-
тельный наклон.
Д. Отклонение — вывод из петли Нестерова на недопустимой
высоте и на пределе по перегрузке или по углу атаки. Ошибка лет-
чика — создание недостаточной перегрузки на третьей четверти
петли, что иногда вызвано желанием выполнить петлю Нестерова
«красиво».
Обычно такая ошибка возникает при показательном пилотаже
на предельно малых высотах. Вообще говоря, чем меньше высота,
тем легче выполнить петлю, если рассматривать вопрос только с
энергетической точки зрения. Например, при вводе в петлю от
земли самолета типа МиГ-21 на скорости 1000 км/ч при дальней-
10*	263
шем оптимальном пилотировании можно в верхней точке получить
индикаторную скорость свыше 500 км/ч на максимале или свыше
700 км/ч на форсаже. В этом случае только самые грубейшие
ошибки в технике пилотирования могут привести к потере ско-
рости и срыву в штопор.
Но с учетом психологического фактора пилотаж на предельно
малой высоте выполнять сложнее, так как менее вероятные ошиб-
ки могут приводить к более опасным последствиям.
Первая половина петли выполняется на предельно малой вы-
соте обычным порядком (рис. 5.27, линия 1—2—3). После прохода
верхней точки форсаж следует обязательно выключить (полезно
Рис. 5.27. к особенностям выполнения петли Нестерова
на предельно малых высотах
и снизить обороты), чтобы обеспечить выход из петли на высоте
ввода без чрезмерного увеличения перегрузки на последней чет-
верти фигуры. Если по условию требуется осуществить вывод из
петли на высоте ввода, то вторая половина все равно должна вы-
полняться с расчетом на некоторое превышение точки вывода.
И только в самом конце фигуры, когда станет совершенно ясно,
что имеется достаточный резерв высоты, можно, уменьшив пере-
грузку, слегка растянуть конечный участок вывода и закончить
петлю на заданной предельно малой высоте (линия 4—5).
Наиболее серьезное отклонение при выполнении петли Несте-
рова на предельно малых высотах возникает по следующей при-
чине. Как видно, из рис. 5.27, обычная петля имеет вытянутую
по вертикали форму (линия 1—2—3—4—5), в результате чего
точка вывода 5 оказывается впереди точки ввода 1 на полтора-два
километра, что при показе пилотажа на предельно малых высо-
тах выглядит «некрасиво». При пилотировании на предельно ма-
лых высотах над каким-либо ориентиром (например, над ВПП)
летчику хочется начать и закончить петлю на одном месте, а
иногда это и требуется по заданию. Выполнив обычным способом
половину петли (линия 1—2—3), летчик видит, что вершина фи-
264
гуры 3 значительно сдвинулась относительно точки ввода /, и на-
чинает растягивать третью четверть петли по направлению к этой
точке (по линии 3—4'). Однако дотянуть до нужного места не
удается и приходится заканчивать петлю на предельной перегрузке
и с нулевым резервом высоты. Упорное желание вывести самолет
из точки 3 в точку 1 может привести и к более тяжелым последст-
виям.
Чтобы выполнить петлю над заданным ориентиром (пунктир-
ная окружность на рис. 5.27), летчик должен пилотировать сле-
дующим образом. Ввод нужно осуществить более энергично, чем
обычно, т. е. перегрузку 5,5—6,5 создавать не при угле кабриро-
вания 40—60°, а несколько раньше. При этом не следует забывать
о возможности заброса перегрузки и подхвата, т. е. быть готовым
в любой момент парировать эти явления. Будет достаточно, если
наибольшая перегрузка достигается на 3 с. Затем всю первую чет-
верть петли следует пройти при повышенной перегрузке, т. е. не
снижая достигнутой на вводе перегрузки до угла тангажа 100—
110° (что примерно соответствует углу 0 = 90°).
На второй четверти петли перегрузку нужно быстро уменьшать,
чтобы к верхней точке она была не более чем пу 1 (на обычной
петле верхняя точка проходится с перегрузкой до 4,5). Такая ма-
нера пилотирования приближает траекторию первой половины
петли к окружности, и вершина фигуры оказывается над точкой
ввода. Если летчик хорошо ориентируется в обстановке при поло-
жении самолета вверх колесами, то место верхней точки можно
корректировать по ходу фигуры, уменьшая или увеличивая пере-
грузку вблизи вершины петли. Для выполнения нисходящей части
петли также по окружности следовало бы в третьей четверти фи-
гуры перегрузку уменьшить, а в последней четверти увеличить.
Однако это связано с некоторым риском, так как чрезмерное рас-
тягивание третьей четверти петли может привести к затруднениям
на последней четверти, к необходимости выводить самолет в гори-
зонтальный полет у земли на предельных перегрузках. Поэтому
целесообразнее, уменьшив еще больше перегрузку вблизи вершины
петли (в конце второй ее четверти), сместить верхнюю точку за
точку ввода (по рис. 4.27 точку 3" сместить еще левее), а третью и
последнюю четверти петли выполнять обычным способом. В этом
случае вывод произойдет точно над местом ввода, причем у лет-
чика будет иметься на заключительнохм участке вывода резерв
высоты и перегрузки, позволяющий «красиво» закончить петлю
над самой землей. Некоторое отличие формы петли от окружности
практического значения здесь не имеет и на глаз незаметно.
При выполнении на предельно малых высотах петля Несте-
рова становится одной из сложнейших фигур пилотажа, выполне-
ние которой под силу только опытнейшим и грамотным летчикам.
Попытки неосведомленных летчиков копировать образцы чемпио-
нов пилотажа, не разбираясь во всех тонкостях вопроса, часто
приводят к весьма печальным последствиям (вспомним хотя бы
случай во время международного показа авиатехники на аэро-
265
дроме ле-Бурже, когда итальянский летчик на выводе из петли
врезался в толпу зрителей).
5. Меры безопасности при выполнении петли Нестерова состоят
в выдерживании разрешенных условий ввода по скорости, высоте
и режиму работы двигателя. При вводе следует учесть метеоусло-
вия, чтобы в верхней точке не войти в облачность. При непроиз-
вольном попадании в облачность главное — не дергать ручку и
педали, а держать их в том положении, как перед входом в об-
лачность, спокойно перенести взгляд на авиагоризонт, сориентиро-
ваться и продолжать по авиагоризонту выполнять петлю (если
облачность редкая и высокая) или выполнить полупетлю (если об-
лачность плотная и низкая). Ничего особенного здесь нет, и ма-
невр со входом в облачность может применяться в воздушном бою
намеренно. Неприятности возникают, когда неопытный летчик при
неожиданном входе в облако начинает беспорядочно отклонять
все рули, «чтобы побыстрее завернуть самолет обратно».
К мерам безопасности относится выполнение правил пилоти-
рования, обеспечивающих выход в верхнюю точку на скорости не
менее эволютивной, а также выполнение третьей четверти петли
без промедления и растягивания. Следует обращать внимание на
отсутствие вращения на восходящей и особенно на нисходящей
части петли.
Анализ петли Нестерова (и полупетли) по данньш объектив-
ного контроля должен включать соответствие скорости и высоты
ввода заданию или безопасной области, определение скорости и вы-
соты в верхней точке фигуры и на выводе, отсутствие превышения
летных ограничений самолета по углу атаки, перегрузке, прибор-
ной скорости и числу М. Если петля (полупетля) выполнена с
отклонением, то анализ следует углубить для установления
ошибки летчика, которая привела к данным отклонениям, прове-
рить характер изменения перегрузки (близость к оптимальному за-
кону), наличие (или отсутствие) вращения а)х, плавное или пило-
образное изменение перегрузки и т. д.
§ 3. ПИКИРОВАНИЕ
1. Пикирование — фигура пилотажа, при выполнении которой
самолет снижается с постоянным углом наклона траектории.
Пикирование с углом наклона траектории до 30° называется
пологим, с углом более 30° — крутым и с углом, близким к 90°,—
отвесным.
Пикирование применяется в основном при атаке наземных це-
лей, а также при необходимости быстро потерять высоту полета.
Иногда пикирование может быть применено и в воздушном бою,
например при атаке противника, находящегося впереди и ниже
атакующего самолета, или, наоборот, для отрыва от противника.
В некоторых случаях пикирование применяется как противозе-
нитный маневр,
266
2. Теория пикирования. Пикирование состоит обычно из трех
элементов: ввода, прямолинейного участка и вывода. В некоторых
случаях прямолинейный участок пикирования отсутствует. На
рис 5.28 даны схема обычного пикирования и принятые обозначе-
ния, которые особых пояснений не требуют.
Рис. 5.28. Схема пикирования и принятые обозначения-
Ввод в пикирование может производиться по прямой, с разво-
ротом или двумя полубочками (рис. 5.29). В любом случае для
ввода требуется израсходовать запас высоты
ЛТД =(1 — cos 0п).	15.15)
Рис. 5.29. Основные способы ввода в пикирование
Следовательно, расход высоты на ввод в пикирование возра-
стает при увеличении вертикального радиуса кривизны траекто-
рии /?в и заданного угла пикирования. Из второго уравнения си-
стемы (1.21) (гл. 1) можно получить, что вертикальный радиус
(его правильнее будет назвать радиусом кривизны траектории
самолета при развертке на вертикальную плоскость) равен
V2
g (пу cos 7 — cos 0)'	(5.16)
Следовательно, расход высоты на ввод в пикирование возра-
стает при увеличении скорости и уменьшении перегрузки и крена.
267
Наибольшая потеря высоты при прочих равных условиях будет
при вводе по прямой без крена, наименьшая — при вводе по пря-
мой с креном 180° (в перевернутом полете с выполнением двух
полубочек).
При использовании последней формулы следует внимательно
учитывать знаки и иметь в виду, что знак «—» при /?в говорит об
искривлении траектории вниз (что и требуется на вводе в пикиро-
вание).
Примеры:
а)	7 = 540 км/ч (150 м/с); у = 0 (cosy = +1); Оо = 0; пу = +0,5;
по формуле (5.16) получим /?в = —4600 м;
б)	при тех же условиях, но при пу =— 1 получим /?в =—1150 м;
в)	при тех же условиях, но при y = 60o(cos у=+0,5) и пу =
= +0,5 получим /?в = —3070 м;
г)	при тех же условиях, но при у=180° (cosy =— 1) и /^=+4
получим /?в =—460 м.
Для вычисления не мгновенного радиуса в какой-то одной точке
ввода, а среднего радиуса всей траектории ввода следует в фор-
мулу (5.16) подставить средние значения перегрузки, крена,
угла 6 и скорости. Величины перегрузки и крена можно брать
постоянными. Средний угол 0 равен половине угла пикирования.
Сложнее обстоит дело со средней скоростью, которая в процессе
ввода в пикирование значительно возрастает до неизвестной зара-
нее величины.
Здесь уместно применить энергетический метод, согласно кото-
рому скорость в конце маневра
IZ2 = /yf + 2g(A^- ДЯ),	(5.17)
где Д//э—приращение удельной механической энергии, вычисляе-
мое как произведение продольной перегрузки на прой-
денный путь (подробнее см. § 1 этой главы);
Д/7—приращение высоты на вводе (взятое со знаком «—»).
Пример. Начальная скорость перед вводом 71 = 540 км/ч
(150 м/с), /?Вср =2000 м, 6П = 60° (1,05 рад), пЛср = +0,2, ДЯ =
=— 1000 м; по этим данным находим АЯЭ = +0,2• 2000• 1,05 =
= +420 м; У2 = рЛ1502 + 2-9,8-(420 + 1000") = 224 м/с (807 км/ч),
средняя скорость 7ср = 0,5• (150 + 224) = 187 м/с (673 км/ч).
Но и здесь имеется затруднение: для вычисления средней ско-
рости нужно знать средний радиус, а для вычисления среднего
радиуса — среднюю скорость. Выход — в последовательных при-
ближениях: намечаем на глаз среднюю скорость, вычисляем сред-
ний радиус, уточняем конечную и среднюю скорости и т. д.
Для уменьшения потери высоты на вводе в пикирование сле-
дует уменьшать среднюю скорость, т. е. производить ввод с умень-
шением тяги и выпуском тормозных щитков.
При выполнении пикирования с большой высоты ввод, без-
условно, выгоднее выполнить в перевернутом полете (с двумя по-
268
лубочками), так как в противном случае только на вводе теряется
много высоты.
Например, если требуется с высоты 10 км ввести самолет в
пикирование до угла 45° на приборной скорости 600 км/ч (около
1000 км/ч по тонкой стрелке), то при вводе по прямой без крена
с перегрузкой /гу=+0,2 самолет потеряет около 4 км высоты.
Уменьшить расход высоты здесь можно созданием отрицательной
перегрузки, что на практике нежелательно.
При вводе в перевернутом полете (т. е. с креном 180°) можно
создать любую положительную перегрузку (в пределах ограниче-
ний), и, например, при пу = +4 потеря высоты на вводе с теми
же начальными условиями составит только 0,5 км.
При выполнении пикирования со средних высот ввод в пере-
вернутом полете также дает наименьшую потерю высоты. Но если
маневр выполняется для атаки наземной цели, то летчик должен
иметь большие навыки в пространственной ориентировке, отыска-
нии цели и слежении за ней в положении самолета вверх колесами.
Поэтому на средних высотах ввод в пикирование чаще всего осу-
ществляется с разворотом, но при этом возникает своя проблема,
связанная с правильным сочетанием угловых скоростей опускания
носа самолета и горизонтального разворота, чтобы разворот был
закончен как раз по достижении заданного угла пикирования. Эта
задача сводится к правильному сочетанию перегрузки и угла
крена.
Разделив второе уравнение на третье из системы (1.21) , полу-
чим
dft Пу cos 7 — cos О
cos 0 rftp	пу sin 7	’
или в конечных величинах (считая n2/ = const, 7 = const и 6Ср = -увп)
0п (пу cos 7 — cos 0ср) cos 0ср
ср	Пу sin 7	‘	( •	/
На рис. 5.30 зависимость отношения от перегрузки и крена
показана графически. Так как угол пикирования 6П практически
находится в пределах 40—60°, то средний угол на вводе SCp =
= 204-30° и cos 9Ср = 0,94н-0,87; поэтому при расчете кривых на
рис. 5.30 принято cos9Cp = 0,9. Что означают эти кривые?
Пусть, например, требуется с разворотом на 90° ввести само-
лет в пикирование до угла 45°; следовательно, ~ = 0,5 и маневр
ввода можно выполнить одним из следующих способов: пу=1 и
у = 63°; 1,5 и 84°; 2 и 94°; 4 и 105°; 8 и 119° (разумеется, возможны
и промежуточные сочетания пу и у, соответствующие формуле 5.18).
При вводе в пикирование с разворотом на 50° и до угла 50° по-
лучим — 1 и следующие возможные варианты ввода: —0,75 и
7=13°; 0,75 и 77°; 1 и 96°; 2 и 111°; 4 и 127°; 8 и 135°'.
269
При вводе в пикирование по прямой имеем ^=0 и -у- = °°, что
по графику соответствует перегрузке меньше единицы при нуле-
вом крене или любой положительной перегрузке при крене 180°
(если быть точным, то ввод при нулевом крене может быть осу-
ществлен при ПуСсоэвп, а с креном 180° — при пу>—cos9n).
Выбор одного из возможных вариантов ввода в пикирование
является уже штурманской задачей и зависит от высоты и ско-
рости полета и расположения цели относительно линии пути.
Рис. 5.30. Сочетание перегрузки и крена, обеспе-
чивающее ввод в пикирование с разворотом
Прямолинейный участок пикирования при атаке наземной цели
занимает по времени не менее 5—8 с; при этом теряется высота
AH2==I/cpsin6nZ,	(5.19)
где Vcp — средняя скорость (м/с) на участке прямолинейного пи-
кирования, для нахождения которой предварительно вычисляется
конечная скорость по формуле (5.17).
Нормальная перегрузка на этом участке n^ = cos6n, т. е. она
меньше единицы. Это приводит к уменьшению лобового сопро-
тивления, увеличению продольной перегрузки пх, нарастанию энер-
гии Нэ и чрезмерно быстрому росту скорости (приборная скорость
растет еще быстрее, так как при снижении возрастает плотность
воздуха). Поэтому на прямолинейном участке пикировать следует
с уменьшением тяги и с выпуском тормозных щитков. Если пики-
рование не включает прямолинейного участка, а состоит из ввода,
непосредственно переходящего в вывод, то весь маневр можно про-
вести на максимале, выключив форсаж.
Вывод из пикирования — наиболее ответственный участок этого
маневра. На выходе из пикирования самолет теряет высоту &Н3
(рис. 5.28), которую можно вычислить по формуле (5.15) с учетом
270
среднего радиуса 7? и угла пикирования 0п. Радиус траектории
вывода вычисляется по формуле (5.16), в которую подставляются
средняя скорость на участке вывода VCp и средний угол 0Ср = О,5 0п.
Средняя скорость определяется с учетом конечной скорости вы-
вода, определяемой по формуле (5.17). Так как вывод из пики-
рования производится с большой перегрузкой и при большом ло-
бовом сопротивлении, то скорость на выводе обычно изменяется
мало, и в приближенных расчетах за среднюю скорость можно
принимать скорость начала вывода.
Заметим, что при выводе из пикирования траектория искрив-
ляется вверх, что с точки зрения теории соответствует положитель-
ному значению радиуса /?в. Рассматривая формулы (5.15) и (5.16),
приходим к выводу, что наименьшая потеря высоты получится
при наименьшем положительном радиусе /?в, наибольшей положи-
тельной перегрузке пу и cosy=l, т. е. при крене у=0.
Пример. Вывод из пикирования начинается на скорости
Vi = 1080 км/ч (300 м/с), 0П=6О°, «« = 5; требуется рассчитать по-
терю высоты на выводе; считаем у=0 и VCp = Vi = 300 м/с; cos0n=
= cos 60° = 0,5; cos0сР = cos30° = 0,87; /?Bj =3002/9,8-(5 — 0,87) =
= 2220 м; ДЯ=2220-(1—0,5) = 1110 м.
При расчете вывода самолета из снижения с малыми углами 0
(например, при расчете выравнивания на посадке) пользоваться
формулой (5.15) неудобно, так как cos© близок к единице и раз-
ность (1 — cos©) становится неопределенной. В этом случае це-
лесообразнее применять формулу, связывающую вертикальный
путь ДЯ с начальной вертикальной скоростью v и с вертикаль-
ным ускорением (замедлением) jv=g(ny— cos©) s g(tiy—1):
у2
=	(5.20)
Это известная формула из учебника физики для средней школы:
путь равен квадрату скорости, деленному на удвоенное уско-
рение.
Пример. V) = 360 км/ч (100 м/с), 0П = —5°, пу=1,4; требуется
рассчитать ДЯ для выравнивания до угла 0=0; sin(—5°) = —0,087,
Vyi = —100-0,87=—8,7 м/с (снижение), /v=9,8-(1,4—1)=3,92м/с2,
ДЯ = —8,72/2 • 3,92 = —9,65 м.
Существуют и другие приближенные методы расчета пикиро-
вания самой разнообразной вычислительной точности и сложности.
Наиболее точный, но и наиболее громоздкий — стандартный метод
численного интегрирования уравнения движения центра тяжести
самолета.
3. Техника пилотирования и переключение внимания на пики-
ровании сравнительно просты, но и здесь имеются некоторые важ-
ные особенности, которые должны учитываться летчиком.
Перед вводом следует оценить высоту и скорость, выбрать
ориентир для пикирования под заданным углом или оценить отно-
271
сительное положение цели, выбрать способ ввода, осмотреть воз-
душное пространство, принять решение на начало маневра.
При вводе по прямой без крена нежелательно уменьшение пе-
регрузки до нуля и до отрицательной величины, так как это
затрудняет пилотирование и может привести к остановке двига-
теля.
При вводе с разворотом пилотировать следует координированно,
выводя самолет на ориентир изменением крена и перегрузки.
Если летчик видит, что он несколько запаздывает с выходом на
ориентир (угол пикирования отстает от угла разворота), то при
вводе с креном до 90° следует уменьшить крен и перегрузку
(т. е. замедлить разворот и ускорить опускание носа), а при
вводе с креном свыше 90° крен и перегрузку следует увеличить
(что также приводит к ускорению опускания носа).
При вводе в перевернутом полете с двумя полубочками сле-
дует иметь в виду, что на полубочке самолет уклоняется по курсу.
Если обе полубочки выполнить в одну сторону, то курс к концу
ввода не изменится. Если первую полубочку выполнить, напри-
мер, влево, а вторую — вправо, то к концу ввода в пикирование
самолет получит отклонение влево. Для уменьшения потери вы-
соты на вводе и для.предотвращения быстрого набора скорости
первую полубочку можно выполнить с предварительным кабриро-
ванием и с обычной для бочки и полубочки перегрузкой; вторую
полубочку следует выполнить с уменьшенной перегрузкой (пу
cos 0п), так как большая перегрузка здесь нарушает наводку на
ориентир (выполненную в перевернутом полете), увеличивает угол
пикирования на два угла атаки и приводит к выраженной спи-
ральности траектории, что при крутом снижении затрудняет прост-
ранственную ориентировку.
В любом случае или перед вводом в пикирование, или в про-
цессе ввода целесообразно выключить форсаж и уменьшить тягу,
а также выпустить тормозные щитки, что зависит от конкретных
условий.
На прямолинейном участке пикирования кроме слежения за
ориентиром следует иметь в виду темп нарастания скорости и
уменьшения высоты, учитывая запаздывание прибора (например,
высотомер при крутом пикировании может завышать высоту на
100—200 м и более). По мере нарастания скорости летчик должен
прикладывать к ручке управления все большее давящее усилие.
Но снимать это усилие триммером в общем случае не рекомен-
дуется, так как это может привести к затруднениям на выводе.
При пикировании с больших высот на прямолинейном участке
возможно превышение скорости звука (например, на высоте 10 км
скорость звука соответствует индикаторной скорости всего
630 км/ч), что приводит к перебалансировке самолета, вызывае-
мой смещением центра давления назад. Самолет при переходе
скорости звука стремится увеличить угол пикирования (явление
продольной неустойчивости по скорости), и летчик должен для
сохранения угла несколько подобрать ручку на себя. На некото-
272
рых самолетах это явление выражено достаточно сильно, и тогда
приходится пользоваться триммером, переставным стабилизатором
и пр., о чем сказано в инструкции для конкретного самолета.
Переход скорости звука может сопровождаться и другими
неблагоприятными явлениями, связанными с изменением характе-
ристик устойчивости и управляемости самолета. Естественно, что
на пикировании эти явления более опасны, чем в горизонтальном
полете, поэтому на некоторых сверхзвуковых самолетах может
оказаться нежелательным выполнение пикирования (и других фи-
гур пилотажа) с переходом через скорость звука.
Рис. 5.31. Просадка на выводе из пикирования
Главное на прямолинейном участке пикирования — не допу-
стить превышения ограничений скорости и определить момент
начала вывода, не допуская опаздывания даже при неудачном
прицеливании.
Вывод из пикирования должен быть начат своевременно
(с учетом запаздывания высотомера) и с некоторым запасом.
Нельзя доводить дело до такого положения, когда вывод произ-
водится впритирку к земле. Даже если по каким-либо тактическим
условиям требуется вывести самолет из пикирования на высоте,
например, 100 м, то и в этом случае выводить самолет следует с
запасом в несколько сотен метров, уменьшая перегрузку и при-
жимая самолет к земле только на заключительной стадии вывода,
когда станет совершенно ясно, что высоты хватает.
При этом следует учитывать так называемое явление просадки
самолета, которое носит субъективный характер. Фактически на
выводе из пикирования (из переворота, петли и других нисходя-
щих фигур) никакой просадки нет: самолет все время движется
по плавной траектории без каких-либо неожиданных изгибов.
Но условно просадкой здесь можно назвать потерю высоты в
конце вывода из пикирования после прохода нулевого угла тан-
гажа, при котором угол наклона траектории равен углу атаки
(рис. 5.31). На современных самолетах с крылом малого удлине-
273
ния угол атаки на выводе из пикирования может быть очень боль-
шим (15—20°); соответственно велика и просадка, величину кото-
рой удобнее всего рассчитывать по формуле (5.20).
Пример. В конце вывода из пикирования V=300 м/с = 1080 км/ч,
а =10°, пу = 6; найти величину просадки Д//Пр. Когда угол тан-
гажа & = 0, то самолет еще снижается с углом 9 = —а =
= —10°[sin( — 10°) = —0,174]; Vy = —300-0,174= —52,2 м/с; вер-
тикальное ускорение /^==9,8-(6—1)=49 м/с2; откуда находим
просадку Д/7Пр= — 52,22/2 • 49 = —28 м.
При выводе из пикирования следует обратить внимание на от-
сутствие крена, вращения вокруг продольной оси, перетягивания
ручки и превышения эксплуатационной перегрузки.
Следует иметь в виду, что не так вреден крен, как вращение.
Даже при крене 30°, который уже наверняка заметен даже для
самого неопытного летчика, потеря высоты на выводе увеличи-
вается незначительно (формулы 5.15 и 5.16), так как cos30° = 0,87,
т. е. вертикальная составляющая подъемной силы здесь всего на
13% меньше, чем в случае вывода без крена.
В то же время даже самое незначительное вращение при-
водит к закручиванию траектории в спираль и к резкому увеличе-
нию потребной для вывода высоты.
Опасность превышения эксплуатационной перегрузки наиболее
вероятна в том случае, когда вывод из пикирования начинается
на сверхзвуковой скорости, так как трансзвуковой подхват здесь
совпадает с увеличением перегрузки летчиком. Нужно быть гото-
вым в любой момент парировать этот вид подхвата, который опа-
сен только тогда, когда возникает неожиданно.
При выводе из пикирования на сравнительно малой приборной
скорости (750—650 км/ч и менее) можно допустить превышение
допустимой величины угла атаки, особенно если самолет склонен
к подхвату на больших углах атаки. Сваливание в штопор при
выводе из пикирования на предельно малых высотах нежела-
тельно. Лучше вывести ниже, но не перетянуть ручку, чем вы-
вести немного выше и свалиться. А еще лучше начинать вывод
вовремя, с учетом особенностей продольной устойчивости и управ-
ляемости данного типа самолета.
4. Меры безопасности при выполнении пикирования заклю-
чаются в правильной оценке условий ввода, в своевременном начале
вывода с учетом рельефа местности и запаздывания приборов, в
непревышении ограничений по скорости, перегрузке и углу атаки,
в специальной проверке отсутствия вращения на выводе, в го-
товности парировать подхват (последнее не для всех самолетов).
При анализе пикирования по данным объективного контроля
надо проверять соответствие условий и способа ввода в пикирова-
ние заданию или обстановке, угол пикирования, высоту и скорость
на выводе, отсутствие превышения ограничений по скорости, пере-
грузке и углу атаки. Если пикирование выполнено с отклонением,
то следует установить ошибку летчика, для чего проверить пере-
грузку и крен на вводе, продолжительность ввода, момент выклю-
274
чения форсажа и снижения тяги, продолжительность и протяжен-
ность прямолинейного участка пикирования, фактическую высоту
и скорость в начале вывода, наличие или отсутствие вращения сох
и крена на выводе и др.
§ 4. ГОРКА
1.	Горка — фигура пилотажа, при выполнении которой самолет
набирает высоту с постоянным углом наклона траектории. Горка
с углом наклона траектории до 30° называется пологой, с углом
более 30° — крутой.
Рис. 5.32. Схема горки и принятые обозначения
При боевом маневрировании выполнение горки возможно в
следующих случаях: после атаки наземной цели; в качестве про-
тивозенитного маневра; при атаке воздушного противника, летя-
щего впереди и выше; для энергичного набора высоты при полете
с переменным профилем; для набора динамической высоты, пре-
вышающей статический потолок самолета; для отрыва от атакую-
щего противника при наличии у атакованного преимущества в ско-
роподъемности.
2.	Теория горки. В общем случае горка состоит из трех элемен-
тов: ввода, прямолинейного участка и вывода. Однако при выпол-
нении горки на современном сверхзвуковом самолете прямолиней-
ный участок иногда отсутствует, т. е. дуга ввода плавно переходит
в дугу вывода.
Элементы горки (рис. 5.32) рассчитываются по формулам, ко-
торые применялись при расчете элементов пикирования: радиусы
криволинейных участков горки — по формуле (5.16), набор вы-
соты на криволинейных участках горки — по формуле (5.15), из-
менение скорости — по формуле (5.17), набор высоты на прямоли-
нейном участке — по формуле (5.19). При использовании этих
формул и любых формул динамики полета нужно правильно
275
учесть знаки отдельных членов, исходя из физического смысла.
Например, используя формулу (5.17) для расчета изменения ско-
рости, следует учесть, что уменьшение высоты на маневре должно
приводить к увеличению скорости V2, а увеличение высоты —
к уменьшению этой скорости; наоборот, увеличение удельной энер-
гии Нэ должно приводить к увеличению скорости, а уменьше-
ние Нэ — к уменьшению V2. Или по-другому: скорость может воз-
расти или за счет роста энергии, или за счет уменьшения высоты;
скорость может упасть или за счет уменьшения энергии, или за
счет набора высоты.
Ввод в горку в большинстве случаев осуществляется по пря-
мой, т. е. без крена, и с умеренной перегрузкой (в отличие от
ввода в петлю или полупетлю). Ввод с большой перегрузкой при-
водит к возрастанию лобового сопротивления, к бесполезной рас-
трате энергии самолета и в конечном результате к меньшему на-
бору высоты на горке при заданной скорости ввода. Ввод с ма-
лой перегрузкой чрезмерно растягивает фигуру во времени и
пространстве. Практически наиболее целесообразной перегрузкой
ввода является ^=2-^3. В некоторых случаях горку требуется
выполнять энергичнее, и тогда перегрузку на вводе можно увели-
чить до /гу = Зч-4.
Скорость перед вводом в горку должна быть такой, чтобы на
выводе она оставалась больше эволютивной. Минимальная ско-
рость ввода зависит от угла горки 9Г: чем больше 9Г, тем больше
должна быть и скорость ввода, обеспечивающая нормальное вы-
полнение маневра. Например, если угол горки равен 10°, то ввод
можно производить на малой скорости, немного превышающей
эволютивную; если же вг = 90°, то скорость ввода должна быть
больше, чем скорость ввода в полупетлю, так как на такой горке
дополнительно набирается высота и теряется скорость на полу-
бочке, выполняемой в начале вывода. Практически выполнить
горку с углами более 50—60° нецелесообразно. В большинстве слу-
чаев наиболее выгодным углом является 9г = 404-45°, что обеспе-
чивает наибольший набор высоты на горке, выполняемой выше
статического потолка сверхзвукового самолета (для набора дина-
мической высоты); но и на малых, и на средних высотах угол
40—45° также является выгодным, так как обеспечивает доста-
точно большой набор высоты, хотя об оптимальности этого угла
здесь говорить нельзя.
Выполняя от земли горку на форсаже с углом 9Г = 45°, можно,
например, набрать высоту 7—8 км, а с углом 10° можно выйти за
несколько минут прямо на статический сверхзвуковой потолок.
Но можно ли назвать последний маневр горкой?
Вывод из горки должен быть начат своевременно, чтобы ско-
рость до конца вывода не упала ниже эволютивной. Чем больше
угол 9Г и высота маневра, тем на большей индикаторной скорости
следует начинать вывод. Первое условие понятно: при увеличении
9г возрастает набор высоты на выводе Д//3 (формула 5.15) и
276
уменьшается конечная скорость (формула 5.17), а вот второе ус-
ловие требует пояснений. При увеличении высоты начала маневра
одной и той же индикаторной скорости соответствует все увеличи-
вающаяся истинная скорость, что при прочих равных условиях
приводит к увеличению радиуса вывода (формула 5.16) и набора
высоты, а последнее — к уменьшению истинной скорости и к еще
большему уменьшению индикаторной скорости. Таким образом,
при увеличении высоты вывод из горки следует начинать на боль-
шей индикаторной скорости, несмотря на равенство углов 0Г.
I
Рис. 5.33. Основные способы вывода из горки
Вывод из горки может производиться по прямой, с разворотом
или двумя полубочками (рис. 5.33).
При выводе по прямой для искривления траектории вниз (что
теоретически соответствует отрицательному радиусу /?в по фор-
муле 5.16) необходимо, чтобы пй<соз9г. Но так как отрицатель-
ные перегрузки нежелательны, то радиус RB получается очень
большим и вывод из горки растягивается по времени и высоте.
Применять этот метод вывода целесообразно только при углах
горки менее 20—30°.
При выводе с разворотом вертикальный радиус RB уменьшается
по абсолютной величине и уменьшаются время и расход высоты.
Вывод осуществляется при пу cos-[<cos 9Г, откуда видно, что уве-
личивать перегрузку пу целесообразно только при крене т>90°
(когда cosy<0). Вывод из горки с разворотом применяется при
0г=4Оч-5О<:1, причем, чем больше угол горки, тем больше должен
быть крен на развороте.
Если на выводе из горки по какой-либо причине жестко задан
угол разворота ср, то каждому углу крена должна соответствовать
вполне определенная перегрузка. Здесь можно воспользоваться
теми же соображениями, которые были приведены при рассмотре-
нии ввода в пикирование с разворотом [см. формулу 5.18 и
рис. 5.30].
Например, выполняется горка с углом Sr = 45° и требуется
осуществить вывод с разворотом на угол <р = 90°; следовательно,
277
отношение у = 0,5 и по рис. 5.30 возможны следующие варианты
пилотирования на выводе из горки: пу= + 1 и -[- = 63°; п1/= + 1,5 и
7 = 84°; пу=+2 и т = 94° и т. д. Из этих вариантов выбирается тот,
который обеспечит выход из горки на заданных высоте и скорости
(имеется в виду, что увеличение крена и перегрузки чаще приво-
дит к увеличению конечной скорости и уменьшению конечной вы-
соты).
Простая горка сразу превращается в самый сложный для лет-
чика маневр, если требуется его выполнить при заданных началь-
ных и конечных условиях или при соблюдении какого-либо экстре-
мального условия (например, выйти в заданную точку на опреде-
ленной скорости в минимальное время). Глазомерный расчет и
выполнение оптимальной горки при заданных граничных условиях
почти невозможны ввиду большой протяженности и продолжи-
тельности маневра.
При выводе из горки в перевернутом полете с двумя полубоч-
ками положительную перегрузку пу можно сделать достаточно
большой, что приводит к значительному сокращению расхода вы-
соты и скорости на выводе. Такой способ вывода рекомендуется
при больших углах горки, превышающих 50°.
Заметим, что, чем больше высота маневра, тем более энергич-
ный способ вывода из горки следует применить, несмотря на ма-
лые углы 9Г. Например, на горке с углом 30° на малых высотах
можно осуществить вывод по прямой, а на стратосферных
высотах целесообразнее вывод с разворотом или даже в пере-
вернутом полете, что объясняется увеличением истинной ско-
рости.
Пример. Горка с углом 6г=30°; вывод начинается на индика-
торной скорости И(. =600 км/ч, высота начала вывода Я]=3 км,
крен т=0, перегрузка на выводе пу=+0,3, продольную перегруз-
ку пх в процессе вывода считаем равной нулю; в этих условиях по-
лучим в конце вывода (опуская подробности расчетов) высоту
/72=3,635 км, скорость Уг=575 км/ч, индикаторную скорость
У/а = 480 км/ч.
Если при тех же условиях вывод из горки начинается на вы-
соте 20 км, то индикаторной скорости 600 км/ч соответствует
истинная скорость 2240 км/ч, и на выводе получим Яг = 26,5 км,
Уг=1830 км/ч, ^ = 290 км/ч (т. е. индикаторная скорость на вы-
воде будет значительно меньше эволютивной). Такие данные по-
лучились в результате увеличения радиуса вывода почти до
50000 м.
Если же на высоте 20 км и индикаторной скорости 600 км/ч
начать вывод из горки в перевернутом полете с перегрузкой пу—
= 4-1, то на выводе получим Я2=22,5 км, Уг = 2100 км/ч, V/ =
= 460 км/ч (т. е. индикаторная скорость на выводе нормаль-
ная).
278
При увеличении перегрузки в перевернутом полете до +2 ре-
зультаты в последнем примере получились бы еще лучше.
3.	По технике пилотирования и переключению внимания горка
является простейшей фигурой.
Перед вводом следует оценить высоту и скорость и выбрать
параметры горки, т. е. перегрузку на вводе, угол горки, скорость
или высоту начала вывода, способ вывода.
Ввод осуществляется по прямой без крена. Здесь следует обра-
тить внимание на то, чтобы не превысить допустимые значения
угла атаки или перегрузки, хотя такая ошибка на вводе в горку
и маловероятна. При определении момента окончания ввода сле-
дует иметь в виду, что авиагоризонт показывает не угол наклона
траектории 0, а угол тангажа 8, отличающийся от 0 на угол атаки а.
Так, например, при 8=45° (по авиагоризонту) угол наклона траек-
тории равен 35—40°. Разница между этими углами тем больше,
чем больше перегрузка и меньше индикаторная скорость.
По окончании ввода отдачей ручки от себя следует зафиксиро-
вать заданный или желательный угол 0Г, имея в виду, что на пря-
молинейном участке горки перегрузка должна быть уменьшена до
величины ny = cos0r (например, при 0Г = 45° необходима пере-
грузка пу =+0,7). На крутой горке скорость падает довольно
быстро (особенно индикаторная скорость), и здесь главное — не
упустить момент начала вывода. Чем больше угол горки и высота
полета, тем на большей индикаторной скорости следует начинать
вывод.
На выводе по прямой нужно проследить за тем, чтобы пере-
грузку не уменьшить до нуля, так как на некоторых самолетах
это приводит к перебоям в подаче топлива к двигателю. При вы-
воде с разворотом следует сохранять координацию; если вывод
запаздывает, а скорость падает, то подводить нос самолета к го-
ризонту следует не педалями, а увеличением крена за 90°. При
выводе из горки в перевернутом полете первую полубочку можно
выполнить при той перегрузке, которая была на прямолинейном
участке горки; вторая полубочка выполняется по правилам полу-
петли. При выполнении полубочек в одну сторону направление
полета после вывода из горки примерно соответствует направле-
нию ввода. При выполнении полубочек в разные стороны направ-
ление после вывода из горки изменяется на 10—20° в сторону
первой полубочки.
В любом случае при выводе из горки на недопустимо малой
скорости следует отпустить ручку от себя до перегрузки пу=
= 0,34-0,5 и, не уменьшая тяги, позволить самолету плавно опу-
стить нос и набрать скорость. Ошибкой здесь было бы стремление
удержать самолет в горизонтальном полете подбором ручки на
себя.
Основным отклонением при выполнении горки является умень-
шение скорости на выводе меньше эволютивной. К этому отклоне-
нию могут привести следующие ошибки летчика: создание чрез-
279
мерно большого угла набора, не соответствующего скорости и
высоте ввода; опаздывание с началом вывода; растягивание вы-
вода по времени и высоте вследствие неумения выполнять вывод
с креном более 90°.
При анализе горки по данным объективного контроля следует
обратить внимание на соответствие условий ввода заданию, угол
горки, скорость и высоту на выводе, суммарный набор высоты.
При малой скорости на выводе или при недостаточном суммар-
ном наборе высоты анализ нужно углубить и найти ошибку летчика.
Глава 6
ПИЛОТИРОВАНИЕ ПРИ МАНЕВРИРОВАНИИ
В НАКЛОННОЙ ПЛОСКОСТИ И ПО ПРОСТРАНСТВЕННЫМ
ТРАЕКТОРИЯМ
Большинство фигур при боевом маневировании выполняется
или в наклонной плоскости, или по пространственным траекто-
риям. Здесь редко можно встретить фигуры классического (школь-
ного) вида. Петля и полупетля чаще выполняются в наклонной
плоскости, переворот превращается в косой полупереворот, бое-
вой разворот имеет самые разнообразные формы и даже при-
вычный вираж в воздушном бою обычно перекашивается, прибли-
жаясь к косой петле.
В воздушном бою должны примениться именно такие «непра-
вильные» фигуры, которые выдающийся советский ас Покрышкин
называл «крючками». Эти «крючки» помогли Покрышкину сбить
59 самолетов противника. Однако не нужно думать, что такие
маневры можно выполнять в воздухе экспромтом. Каждый «крю-
чок» Покрышкиным тщательно разрабатывался на земле и не-
однократно репетировался в воздухе.
Выполнение «неправильных» фигур должно быть основано на
отличном выполнении фигур классического пилотажа. Некото-
рые молодые летчики, не умея чисто выполнить школьную фи-
гуру, берутся делать «крючок», ссылаясь на то, что, мол, так де-
лал Покрышкин. Это в корне неправильно. Покрышкин прежде
всего был мастером классического пилотажа, фигуры которого он
видоизменял в соответствии с общей тактикой воздушного боя и
конкретной обстановкой. Не умея делать школьную фигуру — не
сделаешь боевой маневр.
Другой выдающийся советский ас Кожедуб был, как известно,
летчиком-инструктором, а инструкторы классический школьный
пилотаж выполнять умеют. Не это ли помогло Кожедубу сбить
62 фашистских самолета?
Итак, в заключительной главе нашей книги рассмотрим еще
несколько фигур пилотажа, выполнение которых можно рекомен-
довать при боевом маневрировании.
281
§ 1. СПИРАЛЬ
1. Спираль — фигура пилотажа, при выполнении которой са-
молет движется на эксплуатационных углах атаки по спиральной
траектории с набором (восходящая спираль) или со снижением
(нисходящая спираль) высоты.
Спираль с креном до 45° называется мелкой, а с креном более
45° — глубокой.
В учебниках по динамике полета обычно рассматривается
нисходящая спираль — та самая, которой заканчивается пилотаж
в зоне. Однако в воздушном бою современных самолетов чаще
применяется восходящая спираль, на которой одновременно ис-
пользуются такие свойства самолета, как поворотливость (по тер-
минологии проф. А. М. Тарасенкова) и скороподъемность.
Восходящую спираль целесообразно применять при наличии
преимущества в располагаемой продольной перегрузке пх (и, сле-
довательно, в скороподъемности) при одновременном преиму-
ществе противника в предельной (по тяге) перегрузке п . Такое
-'пр
несколько необычное сочетание преимущества по пх и недостатка
по п, может получиться, если самолет имеет более высокую
'пр
нагрузку на крыло G/S и больший коэффициент индуктивности Д,
увеличению которого способствуют малое удлинение и большая
стреловидность крыла, а также неравномерность распределения
подъемной -силы по размаху. Если при таком сочетании пх? и пу^
ввязаться в бой на виражах, то противник, имея преимущество
в пу , может выполнять установившийся вираж с большей угло-
вой скоростью or и постепенно займет положение для ведения
огня. В этом случае выгоднее по возможности уменьшать пере-
грузку пу (уменьшая тем самым индуктивное сопротивление), а
избыточные тягу и продольную перегрузку п использовать для
набора высоты спиралью. Причем, чем меньше будет крен на спи-
рали, тем быстрее будем набирать высоту по сравнению с против-
ником.
Нисходящая спираль обычно выполняется в целях уменьшения
высоты полета над заданным местом, но теоретически можно
представить й случай тактического ее применения. Например,
нисходящую спираль (при полной тяге) выгодно применить, если
превосходим противника в располагаемой перегрузке пу , но усту-
паем в предельной перегрузке п (по тяге). В этом случае мы
разворачиваемся быстрее противника, а некоторый недостаток
тяги компенсируем потерей высоты. Однако повторяем, это чисто
теоретическое предположение. При таком сочетании пу? и п,у^
противник вряд ли пойдет вниз, а скорее всего начнет набирать
высоту и искать выгодного момента для атаки сверху.
282
2. Теория спирали. Траектория движения самолета на спирали
представляет собой винтовую линию, навернутую на вертикальный
цилиндр с радиусом Ro (рис. 6.1), называемым радиусом спи-
рали. Набор (потеря) высоты за один виток называется шагом
спирали hc. Естественно, что суммарный вектор угловой скоро-
сти шс при вращении самолета на спирали направлен параллельно
оси упомянутого цилиндра: вверх на левой спирали и вниз на
правой.
Рис. 6.1. Схема сил, действующих на самолет на восходящей спирали
(в проекциях на плоскости: развернутую вертикальную, горизонтальную,
перпендикулярную к вектору скорости)
На рис. 6.1 дана также схема сил, действующих на самолет
на спирали. Силы даны в проекциях на вертикальную плоскость
развертки цилиндра, на горизонтальную плоскость и на плоскость,
перпендикулярную к вектору скорости.
Исходя из данной схемы сил, можно получить следующие со-
отношения и формулы для расчета установившейся спирали:
1)	при постоянной скорости
P = Q-|-Osin6 или «jr = slnO;	(6.1)
на восходящей установившейся спирали пх>0, на нисходящей
пж<0, на установившемся вираже пж = 0; на неустановившейся спи-
рали при увеличении скорости nx>sinfi, при уменьшении скорости
«,»<sin 0;
283
2)	при постоянном угле набора
Kcosf = Gcos6 или =	(6.2)
заметим, что при заданном крене перегрузка на спирали меньше,
чем на вираже;
3)	из второго закона Ньютона (сила равна массе, умноженной
на ускорение) получим
v .	(VcosO)2	n т (V cos 6)2
rslnT = mL_^_ или =.............Vsi„-->
откуда с использованием (6.2) можно вывести рабочие формулы
для расчета радиуса спирали:
n _ V2 cos 9
gt&l
Время выполнения одного
муле
или /?с = —(6.3)
gV Пу — cos2 О
витка спирали определяется по фор-
I  2ъРс	/с л \
“ v cos и •	' • '
Исходя из вертикальной развертки цилиндра на рис. 6.1, по-
лучим шаг спирали
hc = V sin 0 tz или hz = 2тг/?с tg 0.	(6.5)
Полезной может оказаться и формула для определения угла
наклона траектории на спирали
tg 0 =—,	(6.6)
& пу cos 7 ’	'	1
получённая делением (6.1) на (6.2). Отсюда для нисходящей спи-
рали, выполняемой без тяги, можно получить
tg 0 = -	.	(6.7)
&	К cos 7	\	/
На этом остановимся, так как при желании можно вывести
множество других формул, связывающих между собой те или
иные параметры спирали. Заметим, однако, что при овладении об-
щими методами динамики полета совершенно не требуется за-
поминать схемы сил и формулы для каждого маневра. Все полу-
чается автоматически, путем логических преобразований системы
дифференциальных уравнений движения центра масс самолета,
приведенной в гл. 1 [системы (1.20) и (1.21)]. В этом и состоит
сила науки: на основании общего выводятся частности.
При расчете спирали имеется много свободных параметров,
которыми приходится задаваться. Например, на заданной скоро-
сти V и при заданной тяге Р (в том числе и при Р = 0) можно вы-
полнить спираль с различными углами крена у и наклона траек-
тории 0; поэтому одним из этих углов также следует задаться
(или задаться их эквивалентом пу, а>с, Ре и пр.).
284
Пример. Заданы V, Н, Р, пи, требуется найти у, 6, 7?с и другие
параметры спирали.
Решение:
— имея V, Н, пу и аэродинамические характеристики само-
лета, обычным способом находим лобовое сопротивление Q;
— имея Р, Q и вес самолета G, находим пх;
— имея пх, по формуле (6.1) находим 0;
— имея V, 0, у и пу, по формулам (6.3) — (6.5) находим Рс,
tc, ha и другие интересующие нас параметры спирали.
Рис. 6.2. Влияние крена на шаг спирали и на высоту выхода в горизон-
тальный полет

При исследовании нисходящей спирали возникает естественный
вопрос о минимальном шаге одного ее витка (что эквивалентно
вопросу о минимальном изменении высоты при развороте на нис-
ходящей спирали на любой произвольный угол ср).
Некоторые считают, что минимальный шаг спирали получается
при развороте с креном 45°. Но это неправильно, вернее, не всегда
правильно. Если отвлечься от практики и рассуждать чисто теоре-
тически, то минимальный шаг нисходящей спирали получается
при крене 90° и отвесном снижении (рис. 6.2). Так, например, при
снижении без тяги некоторого самолета на индикаторной скоро-
сти 600 км/ч и высоте 3 км (это средняя высота на витке спирали)
получаются следующие варианты:
"у	у, град	6, град	vy м/с	/?с, М	/с. с	Лс, м
1,15	31	—9	—31	6330	208	6450
1,4	45	—10.3	—35	3710	122	4270
1,8	57	—13	—44	2430	81	3560
2.5	68	—19,3	-64	1480	51	3260
3	73	—25,3	—83	1100	40	3320
4	80	—42,5	— 130	537	23	3000
5	90	—75	—187	50	6	1120
285
На рис. 6.3 полученная зависимость изображена в виде гра-
фика. Здесь следует обратить внимание на то, что при увеличе-
нии крена до 60° шаг спирали очень быстро уменьшается; при
крене 60—75° шаг спирали изменяется незначительно и даже вы-
является некоторый условный промежуточный минимум (пример-
но при крене 65°); при увеличении крена от 75 до 90° шаг спирали
снова быстро уменьшается и достигает математического мини-
Рис. 6.3. Зависимость шага нисходя-
щей спирали от крена (пример)
мума при крене 90°. Но в послед-
нем случае получается уже не
спираль, а нисходящая верти-
кальная бочка.
График на рис. 6.3 полу-
чен при определенных условиях
(ЛГтах = 8, И =450 км/ч, Vt =
= 600 км/ч, Р = 0); при других
значениях тяги, максимального
аэррдинамического качества, наи-
выгоднейшей скорости самолета
и фактической скорости на спи-
рали зависимость йс(т) может
иметь другой вид, с другими ве-
личинами промежуточного мини-
мума шага спирали и соответ-
ствующего крена.
Крен, при котором имеет место промежуточный минимум шага
спирали, назовем оптимальным; его можно найти по формуле (без
вывода)
igTont — ]А + (т^“) »
которая получена для пологих спиралей (cos 6 = 1) без учета влия-
ния сжимаемости воздуха и при Р = 0. Например, при VHb=
= 450 км/ч и V=600 км/ч получим -[опт = 64° (при этом ^=1,3^ ),
а при V=VHb получим топт = 55° (при этомсу=1,75 5, . что уже не.
безопасно).
Практически нисходящую спираль следует выполнять с кре-
ном 45—50°. В этом случае теряется минимальная высота при раз-
вороте на заданный угол, включая участки ввода и вывода. Дело
в том, что на спирали для поддержания скорости угол снижения
должен быть заметно больше, чем на прямолинейном планирова-
нии. Поэтому перед вводом в спираль летчик должен предвари-
тельно увеличить угол планирования, на что расходуется высота,
а после выполнения разворота — уменьшить угол, на что также
расходуется высота. При увеличении крена до 45—50° шаг спи-
рали уменьшается гораздо быстрее, чем увеличивается расход вы-
соты на ввод и вывод. При увеличении крена свыше 45—50° рас-
ход высоты на ввод и вывод растет быстрее, чем уменьшается шаг
286
самой спирали (рис. 6.2). В результате получается, что потеря
высоты на спирали, включая участки ввода и вывода, имеет прак-
тический минимум в районе крена 45—50°.
Следующими важными свойствами спирали, имеющими значе-
ние для летчика, являются величина и направление вращения са-
молета относительно своих связанных осей. Как уже известно, сум-
марный вектор вращения самолета на спирали шс направлен вер-
Рис. 6.4. Вектор вращения самолета и его составляющие на левых восхо-
дящей и Нисходящей спиралях
тикально вверх на левой спирали и вертикально вниз на правой
(по «правилу буравчика»). На рис. 6.4 показано разложение век-
тора wc на связанные оси самолета %i, у\ и Z\ на левых восходя-
щей и нисходящей спиралях. Именно такие угловые скорости о)Х,
соу и (о2 должен создать летчик рулями, чтобы получилась правиль-
ная спираль.
Относительно поперечной оси z{ самолет и на левой и на пра-
вой спиралях должен вращаться в сторону кабрирования (+<о2),
что обеспечивается соответствующим отклонением ручки на себя.
Относительно вертикальной оси у\ самолет на левой спирали
должен разворачиваться влево ( + шу), а на правой спирали —
вправо (—wy), что обеспечивается отклонением педалей по спи-
рали (само отклонение здесь невелико, и вернее говорить о на-
жатии на педаль в сторону выполняемой спирали). Необходимое
287
положение педалей контролируется по нейтральному положению
шарика указателя скольжения.
С вращением относительно продольной оси Xj дело обстоит
сложнее. На левой восходящей спирали относительно продольной
оси самолет должен вращаться вправо ( + wx), на левой нисхо-
дящей спирали — влево (—wx), на правой восходящей спирали —
влево (—(Пх), на правой нисходящей спирали — вправо ( + (0х).
Это вращение, необходимое для
Левая
спираль
Рис. 6.5. Вырождение левой восходя-
щей спирали в правую восходящую
бочку при увеличении угла набора
постоянства крена, обеспечивает-
ся соответствующим отклонением
элеронов.
Поддерживая крен отклоне-
нием ручки в ту или иную сто-
рону, следует обратить внимание
на то, чтобы не увеличить крен и
не войти в глубокую спираль, вы-
вод из которой затруднен. Вы-
полнять нисходящие спирали с
креном более 50° и с углом сни-
жения более 20° не рекомендуется.
Восходящая спираль — более
безопасная фигура, и ее можно
выполнять с любым креном и
углом набора. Но следует знать,
что при увеличении угла набора
вращение относительно попереч-
ной и вертикальной осей (<dz и
(Djz) должно уменьшаться, а отно-
сительно продольной ОСИ ((Ох) —
увеличиваться (рис. 6.4). Так как
вращение (ох должно быть на-
правлено в противоположную
восходящей спирали сторону, то при увеличении угла набора вос-
ходящая спираль одного направления постепенно превращается в
восходящую бочку противоположного направления (рис. 6.5), что
должно обеспечиваться соответствующим отклонением рулей, т. е.
уменьшением нажатия на педаль, уменьшением отклонения ручки
на себя и увеличением отклонения ручки в сторону бочки (в сто-
рону, противоположную первоначальной спирали).
2. Техника пилотирования и переключения внимания на спи-
рали такие же, как и на вираже или развороте. Но имеются не-
которые особенности.
При вводе в нисходящую спираль сначала создается необходи-
мый угол снижения, а затем крен. На самой спирали скорость
поддерживается увеличением или уменьшением угла снижения
при постоянном крене (45°), т. е. изменением перегрузки с по-
мощью отклонения ручки от себя или на себя.
Хотя на нисходящей спирали самолет стремится самостоя-
тельно уменьшить крен, все-таки более распространенным откло-
288
нением является увеличение крена вследствие ошибочных дейст-
вий летчика. На эту ошибку может наслаиваться другая — стрем-
ление летчика предотвратить опускание носа самолета выбира-
нием ручки на себя без уменьшения крена и вращения (ох. При
любом «непонятном» поведении самолета на нисходящей спирали
(опускании носа, ускорении вращения, увеличении перегрузки и
т д.) следует прежде всего прекратить вращение (ох и вывести са-
молет из крена. Исправлять отклонения без вывода самолета из
спирали не рекомендуется.
При вводе в восходящую спираль также сначала создается не-
обходимый угол набора, а затем крен. На самой спирали ско-
рость можно регулировать как изменением перегрузки и крена
при постоянном угле набора (уменьшение перегрузки способст-
вует увеличению скорости), так и изменением угла набора при
постояннохм крене. Обычно применяется комбинированный способ,
например для предотвращения падения скорости уменьшаются пе-
регрузка и угол набора с последующим уменьшением крена.
Основным отклонением на восходящей спирали является посте-
пенное увеличение крена, иногда за 90°. Это отклонение становится
неприятным, если сопровождается одновременным увеличением
угла набора и потерей скорости. Исправлять такое отклонение
следует увеличение^м крена до 180° и выходом в горизонтальный
полет в перевернутом положении с умеренной перегрузкой, соот-
ветствующей индикаторной (приборной) скорости. В конце выпол-
няется полубочка. Таким образом, выход из восходящей спирали
может выполняться одним из способов выхода из горки (рис. 5.33).
При малом угле набора вывод из спирали целесообразнее про-
изводить обычным способом: убрать крен и отклонением ручки
от себя положить нос самолета на горизонт. При большом угле
набора вывод лучше производить «через плечо»: увеличить крен
за 90° (вплоть до 180°), отклонением ручки на себя положить нос
самолета на горизонт и вывернуть самолет полубочкой в нормаль-
ное положение горизонтального полета.
Меры безопасности при выполнении спирали обычные: не до-
пускать чрезмерного падения скорости, увеличения крена и угла
снижения на нисходящей спирали, чрезмерного увеличения угла
набора на восходящей спирали.
При анализе выполнения спирали по данным объективного
контроля можно ограничиться обычной проверкой отсутствия пре-
вышения летных ограничений. При ненормальностях в выполне-
нии спирали следует сразу же обратить внимание на величину
крена и на порядок, в котором убирались крен и угол тангажа
на выводе.
§ 2. КОСАЯ ПЕТЛЯ
1. Косая петля — фигура пилотажа, при выполнении которой
самолет описывает в некоторой плоскости замкнутую кривую, рас-
положенную выше точки ввода.
289
Косая петля есть нечто среднее между форсированным вира-
жом и обычной петлей Нестерова. Многие теоретические выводы
и правила пилотирования, установленные для виража и петли,
справедливы и для косой петли. Поэтому в данном параграфе кос-
немся только особенностей этой фигуры.
Затяжной маневренный воздушный бой очень часто вырож-
дается во взаимное преследование противников по траекториям
косой петли. Завязав бой на горизонталях, кто-то из летчиков на-
чинает постепенно приподнимать один край виража, чтобы ис-
пользовать преимущество в тяговооруженности, и «карусель» про-
Рис. 6.6. Варианты косой петли
должается в наклонной плоскости. При бое на вертикалях (по-
гоня и уход по траекториям обычной петли Нестерова) у одного
из противников вследствие меньшей тяговооруженности самолета
может не хватать скорости для выхода в верхнюю точку петли,
и тогда приходится класть петлю набок.
Таким образом, косая петля — одна из самых распространенных
фигур маневренного воздушного боя.
2. Теория косой петли. Правильная косая петля должна вы-
полняться в одной плоскости, наклон которой к горизонту опреде-
ляется углом ф. Летчик-истребитель должен уметь выполнять ко-
сую петлю под любым углом наклона — от 0 до 90° (рис. 6.6). И
обычный вираж (ф = 0), и петля Нестерова (ф = 90°) являются, по
существу, частными случаями косой петли.
Рассмотрим упрощенную схему сил, действующих на самолет
при выполнении косой петли и обеспечивающих движение в одной
наклонной плоскости (рис. 6.7); силы, касательные к траектории,
влияющие на изменение скорости, здесь не рассматриваются, так
как их действие уже анализировалось.
Из рис. 6.7 видно, что перпендикулярно к плоскости фигуры
постоянно действует составляющая веса Осоэф. Если эту силу
не уравновесить, то самолет будет постепенно выходить из задан-
ной плоскости и траектория примет форму косой спирали.
290
Сила Gcos$ уравновешивается составляющей подъемной силы
У sin Ду. Итак, условием движения в одной плоскости является
равенство
О cos ф = Y sin Ду или sin Ду == c°s — .	(6.8)
Чем меньше угол наклона плоскости косой петли ф (т. е. чем
ближе фигура к виражу), тем больше должен быть угол откре-
нивания Ау, т. е. угол между плоскостью симметрии самолета и
Рис. 6.7. Упрощенная схема сил, действующих на самолет при выполне-
нии косой петли в одной плоскости
плоскостью косой петли. При увеличении угла ф (т. е. при при-
ближении фигуры к обычной петле Нестерова) угол откренивания
Ду уменьшается и становится равным нулю при ф=90°. На обыч-
ном вираже ф=0, созф=1, Ду = 90°—у, sinAy=cosy и формула
(6.8) превращается в уже известную формулу созу = —, связы-
вающую перегрузку с креном при развороте в горизонтальной
плоскости.
291
Из формулы (6.8) также видно, что угол откренивания Ау
уменьшается при увеличении перегрузки. Поэтому в первой и по-
следней четвертях косой петли (когда перегрузка сравнительно
большая) угол Ду должен быть меньше, чем во второй и третьей
четвертях (когда перегрузка уменьшается). Например, при вы-
полнении косой петли с углом наклона плоскости ф=45° угол от-
кренивания в нижней точке при перегрузке пи = 6 должен быть
равен Ду = 7° (сам крен у=38°); в верхней точке при перегрузке
Пу—2 получим Ау = 21° (у=114°).
Угол поворота траектории [1, град
Рис. 6.8. Изменение крена у0 на косой петле без
учета угла откренивания Д-f
Внимательно проанализировав углы ф, Ду и у на рис. 6.7,
можно найти, что в нижней точке косой петли угол крена (отно-
сительно горизонтальной плоскости) у = 90°— ф— Ду, а в верхней
точке у = 9О° + ф— Ду, а между этими точками крен у изменяется
по сложному закону. Если в первом приближении пренебречь
углом откренивания, т. е. положить Ду = 0, то угол крена у0 связан
с углом ф и с углом поворота траектории р (в плоскости петли)
следующей приближенной формулой:
^То= cos^ *
На рис. 6.8 эта зависимость показана графически. В начале
косой петли -р}=90° — ф; при повороте на 90° (т. е. в начале вто-
рой четверти) уо = 9О°; при повороте на 180° (т. е. в верхней точке)
уо=90°+ф; при повороте на 270° (т. е. в начале последней чет-
верти) -ус = 90°; в конце косой петли уо=9О°— ф.
Для получения величины фактического крена на правильной
косой петле нужно из уо (формула 6.9 и рис. 6.8) в каждой точке
петли вычесть угол откренивания Ау (формула 6.8), вычисленный
с учетом изменения перегрузки пу. Примерный результат пред-
292
ставлен на рис. 6.9. Если функция у0 (ф, р) и рис. 6.8 справедливы
в любом случае и для любого самолета, то функция у (ф, р) и
рис. 6.9 зависят от типа самолета и манеры пилотирования, т. е.
от закона изменения перегрузки пу по углу поворота траекто-
рии р.
Тем читателям, которые не уловили физической сущности вы-
шеизложенного, рекомендуем рис. 6.7 повернуть влево на угол ф
(т. е. положить плоскость косой петли горизонтально), затемпред-
Угол поворота траектории град.
Рис. 6.9. Фактическое изменение крена на косой
петле (пример)
сительно некоторой воображаемой земли, к которой самолет при-
тягивается с силой G cos ф, и при таком положении рисунка еще
раз попытаться разобраться с силами и углами.
Набор высоты от точки ввода до верхней точки косой петли
(косой полупетли) зависит как от средней перегрузки ^ср, так и
от угла наклона ф и средней скорости Vcp. Точный расчет косой
петли возможен только методами численного интегрирования
уравнений движения центра тяжести самолета. Приближенный
расчет можно произвести с использованием энергетического ме-
тода.
Если на обычной петле Нестерова самолет до верхней точки
набирает высоту А//, то на косой петле при прочих равных усло-
виях будет набрана высота Д/7Кос ^ДН зтф. Набирая меньшую
высоту, самолет на косой петле меньше теряет скорость, и диапа-
зон высот и скоростей безопасного ввода в косую петлю расши-
ряется по сравнению с таким же диапазоном для обычной «пря-
мой» петли. Безопасные скорость и высота ввода определяются
из условий выхода в верхнюю точку петли на скорости не менее
эволютивной при правильном пилотировании. На рис. 6.10 как
пример показана зависимость безопасного диапазона ввода в ко*
293
сую петлю (и косую полупетлю) при различных углах наклона
плоскости фигуры. При ф = 90°, естественно, получаем диапазон
ввода в обычную петлю (полупетлю). При уменьшении угла ф
границы ввода приближаются к границам диапазона горизонталь-
ного полета самолета. Из рис. 6.10 видно, что, например, при
ф=»20° косую петлю можно начинать с предельной по тяге высоты,
т. е. с линии статического потолка (по рисунку это точка 4, в ко-
торой /7=17,5 км и V=2200 км/ч). В рассматриваемом случае
вся косая петля выполняется уже на динамических высотах
(правда, она больше похожа на наклонный вираж, чем на петлю).
О 5OD 7000	7500 2000 Цим/ц
Рис. 6.10. Безопасный диапазон высот и скоростей
ввода в косую петлю или полупетлю (пример)
3.	Техника пилотирования при выполнении косой петли слож-
нее, чем при обычной петле Нестерова. Это объясняется сложно-
стью пространственного движения самолета, в частности сложным
изменением крена при повороте траектории (рис. 6.9).
Скорость ввода должна обеспечивать, как и на обычной петле,
выход в верхнюю точку на скорости не менее эволютивной. Чем
меньше угол наклона ф, тем в более широком диапазоне скоро-
стей возможен ввод в фигуру. Восходящую часть косой петли же-
лательно выполнять на форсаже, нисходящую — на максимале.
При небольших углах наклона (ф<45°) на форсаже можно вы-
полнить и нисходящую часть фигуры. На некоторых самолетах
возможно выполнение крутой (с углами ф>60°) косой петли и на
максимале, но диапазон безопасных скоростей и высот ввода при
этом гораздо меньше. Выполнение пологих (ф<45°) косых петель
на максимале возможно на любых самолетах-истребителях (есте-
ственно, в разрешенном безопасном диапазоне скоростей и высот).
Закон изменения перегрузки по углу поворота р на крутой ко-
сой петле следует выдерживать такой же, как на обычной петле
Нестерова: на вводе за 3—4 с плавно, но энергично создать пере-
294
грузку пу = 5-ь6 (не допуская заброса и подхвата), сохранить эту
перегрузку до угла поворота траектории р. = 704-80°, а затем
плавно уменьшать ее, чтобы в верхней точке перегрузка была
равна 2—3,5 (на форсаже) или 1,5—2 (на максимале); после
прохода верхней точки не опаздывать с увеличением перегрузки и
не допускать чрезмерного увеличения скорости на третьей чет-
верти фигуры (т. е. до угла поворота р = 270°); последнюю чет-
верть косой петли проходить с перегрузкой, обеспечивающей вывод
на желаемой скорости и высоте.
Чем меньше угол наклона косой петли, тем больше закон из-
менения перегрузки должен приближаться к пй(<р) на форсиро-
ванном вираже. Практически это означает, что перегрузка по тра-
ектории должна распределяться равномернее. Если на крутой
косой петле перегрузка изменяется от геу = 5н-6 на вводе до
ny = 2-5-3,5 в верхней точке и до ny = 4s-6 на выводе, то на поло-
гой косой петле в аналогичных точках перегрузка может быть
равна 4—5, 3—4 и 4—5.
При выполнении пологой косой петли на больших высотах воз-
можно уменьшение скорости и на нисходящей части, и перегрузка
в этом случае должна плавно уменьшаться от начала до конца
фигуры (как на форсированном вираже).
Однако с выдерживанием заданной перегрузки на косой петле
летчик обычно справляется хорошо. Наибольшие затруднения свя-
заны с выдерживанием необходимого закона изменения крена по
углу разворота (рис. 6.9), особенно при средних углах наклона
плоскости фигуры (при ф=40-г-50°).
При больших углах ф косую петлю можно выполнять при по-
стоянном наклоне поперечной оси самолета к горизонту, т. е. без
откренивания на угол Ду, так как вследствие малости боковой со-
ставляющей веса спиральность траектории будет незначительной,
почти незаметной на глаз. В этом случае фактический крен у бу-
дет равен крену -[о, изображенному на рис. 6.8. Техника пилотиро-
вания и переключение внимания при этом, как на обычной петле
Нестерова.
При малых углах ф (меньше 30°) крен хорошо определяется как
по естественному горизонту, так и по авиагоризонту. В этом слу-
чае техника пилотирования и переключение внимания, как на ви-
раже. Особенность заключается только в том, что в нижней части
фигуры крен нужно несколько уменьшать, а в верхней части уве-
личивать (рис. 6.6 и 6.9 при ф = 0 и 15°).
Наиболее трудно выполнить правильную косую петлю со сред-
ним углом наклона ф. Возьмем для примера петлю с углом ф=45°
(рис. 6.6 и 6.9). На вводе крен здесь должен быть равен у = 37°
(при перегрузке лу = 5); при развороте на 90° крен должен возра-
сти до у = 80° (припу=4), но, что это такое, летчику непонятно, тем
более, что для «увеличения» крена от 37 до 80° ручку приходится
немного отклонять в противоположную сторону; в верхней точке
крен -[=120° (при пу=2,7), но летчику такая цифра тоже непо-
нятна, так как он привык отсчитывать крен от горизонта по крат-
295
чайшему направлению (в нашем примере левый крен 120° будет
воспринят летчиком, как правый крен 60°); на нисходящей части
косой петли крен уменьшается от 120 до 80 и до 37° (при анало-
гичных перегрузках).
Рис. 6.11. Что видит летчик при вводе в левую
косую петлю, наклоненную к горизонту на 45°
(левый крен 37°)
Как же практически выполнить косую петлю со средним уг-
лом наклона ее плоскости? Рекомендации здесь можно дать сле-
дующие.
Рис. 6.12. Контроль пространственного положения самолета
на восходящей части косой петли
Проделав все необходимые операции, предшествующие выпол-
нению фигуры, летчик по естественному горизонту и по авиагори
296
зонту создает в горизонтальном полете левый крен 37° (для при-
мера рассмотрим левую косую петлю с углом наклона ф = 45°) и в
течение 3—4 с увеличивает перегрузку до пу = 54-6. В течение этих
секунд крен выдерживается постоянным (по авиагоризонту,
рис. 6.11), так как в начале фигуры крен и не должен заметно из-
меняться (теоретически при повороте на угол р.==20° крен следо-
вало бы увеличить от 37 до 39°). Это положение самолета фикси-
руется рулями, т. е. не допускается вращение самолета вокруг
продольной оси. Но силуэтик на авиагоризонте при этом начинает
постепенно заваливаться, и на этот
прибор до верхней точки фигуры обра-
щать внимания не следует.
На восходящей части фигуры после
прохода максимума пу пространствен-
ное положение самолета можно про-
контролировать по положению попе-
речной оси самолета (плоскости кры-
ла) относительно земли, воспользовав-
шись тем обстоятельством, что вооб-
ражаемая поперечная ось (продолже-
ние плоскости крыла) «упирается»
примерно в одну точку земной поверх-
ности на протяжении всей косой петли
(рис. 6.12).
К верхней точке рассматриваемой
Рис. 6.13. Что видит летчик
в верхней точке косой петли,
наклоненной к горизонту на
45° (фактически — левый крен
120°, по мнению летчика — пра-
вый крен 60°)
нами косой петли самолет должен по-
дойти с левым креном 120° (если от-
считывать крен от нормального поло-
жения самолета). Летчик в данном
случае считает, что самолет имеет пра-
вый крен 60° (отсчитывая угол от пе-
ревернутого положения). С изображенным
на рис. 6.13 креном
можно пройти значительный участок косой петли вблизи ее вер-
шины (теоретически при повороте траектории от р=160° до
|i = 200° угол крена должен измениться на ±3°). Если самолет по-
дошел к верхней точке косой петли с другим креном, то здесь
самый удобный момент для восстановления нормального прост-
ранственного положения в соответствии с рис. 6.13.
На нисходящей части косой петли положение самолета можно
контролировать по положению поперечной оси (рис. 6.12), для
чего нужно до момента создания наибольшей перегрузки один-
два раза посмотреть влево на землю. Нос самолета при этом сле-
дует вести вдоль воображаемой линии пересечения плоскости фи-
гуры с поверхностью земли (рис. 6.14), для чего нужно периоди-
чески поглядывать вверх на землю.
4.	Отклонения и ошибки при выполнении косой петли в боль-
шинстве те же, что и на обычной петле Нестерова (выход в верх-
нюю точку на пониженной скорости, уменьшение или увеличение
перегрузки по сравнению с заданной и т. д.).
297
Характерным отклонением для косой петли является спираль-
ность траектории (выполнение фигуры не в одной плоскости).
Ошибка летчика — неправильное отклонение элеронов. Причины —
неумение определять пространственное положение самолета на ко-
сой петле, непонимание теоретических основ данной фигуры.
Очень часто летчик выполняет косую петлю без откренивания
самолета на угол Ду, т. е. сохраняет неизменным положение по-
перечной оси самолета относительно земли (рис. 6.15). При этом
Рис. 6.14. Направление взгляда летчика и движение продоль-
ной оси самолета на нисходящей части косой петли
летчики считают, что косая петля выполняется с «постоянным
креном», хотя фактически (и по АГД) крен здесь меняется по за-
кону уо(р.), изображенному на рис. 6.9. При больших углах ф та-
кую манеру пилотирования нельзя считать ошибкой и можно даже
рекомендовать, так как спиральность траектории из-за малости
составляющей веса Ссоэф почти незаметна, а боковое уклонение
Аг мало. При малых углах ф откренивание необходимо, особенно
на нисходящей части косой петли, так как в противном слу-
чае самолет затягивается в спираль. При попадании в нисходя-
щую спираль ни в коем случае не следует пытаться продолжать
фигуру; нужно немедленно вывести самолет из крена, а затем из
пикирования (рис. 6.15, б, в точке 4 следует повернуть самолет
элеронами вправо и выводить из пикирования, как это показано
пунктиром).
Но еще больший вред может принести чрезмерное откренива-
ние на восходящей части косой петли. Если угол Ду будет больше,
чем требуется, то самолет войдет в восходящую спираль
(рис. 6.16) и за счет набора дополнительной высоты потеряет ско-
рость. Это отклонение тем более вероятно, что на восходящей ча-
298
сти косой петли затруднена пространственная ориентировка, так
как естественный горизонт в лобовом стекле фонаря не виден, а
показаниями авиагоризонта пользоваться нельзя. При непроиз-
3
Рис. 6.15. Траектория 1—2—3—4—5 самолета при выполнении косой петли
без откренивания (с «постоянным креном», т. е. с постоянным наклоном
поперечной оси); траектория 1—2—3—4—а—б при исправлении спираль-
ного отклонения на нисходящей части; траектория 1—2—3—4'—5'—1 при
отклонении ручки вправо в верхней точке
Рис. 6.16. Траектория на косой петле при чрезмерном рткре-
нивании самолета (1—2—3); правильное исправление спираль-
ного отклонения (а—б—в)
а
вольном входе в восходящую спираль также не следует продол-
жать фигуру; нужно увеличить крен до 180° (положить самолет
на спину), подтянуть нос самолета к горизонту (движением ручки
11*	299
на себя и созданием перегрузки, соответствующей приборной ско-
рости), и выполнить полубочку. Если спиральность траектории об-
наружена с запозданием при значительном падении скорости (до
эволютивной и ниже), то нужно отдачей ручки от себя уменьшить
перегрузку почти до нуля (до + 0,2->- +0,3), убрать скольжение,
поставить рули нейтрально и позволить самолету самостоятельно
опустить нос и набрать скорость, после чего управляемость вос-
станавливается и летчик может вывести самолет в режим гори-
зонтального полета или начать какой-либо новый маневр. В этом
вопросе нужно придерживаться рекомендаций инструкции. Так,
например, для некоторых самолетов рекомендовалось при потере
скорости на больших углах тангажа сваливать машину на нос
отклонением педалей. Однако для других самолетов выполнение
такой рекомендации может привести к попаданию в обычный или
перевернутый штопор.
ЛЕТЧИК! ПРИ МАЛЕЙШЕМ СОМНЕНИИ В ПРАВИЛЬ-
НОСТИ ПРОСТРАНСТВЕННОГО ПОЛОЖЕНИЯ
САМОЛЕТА ПРЕКРАТИ ВЫПОЛНЕНИЕ ФИГУРЫ И
ВЫВОДИ САМОЛЕТ ИЗ ПИКИРОВАНИЯ (КАБРИРО-
ВАНИЯ) ПО КРАТЧАЙШЕМУ НАПРАВЛЕНИЮ
Итак, как же практически выполнить косую петлю? Для исклю-
чения возможности попадания в восходящую спираль первую по-
ловину фигуры можно выполнять без откренивания, т. е. с «по-
стоянным креном», как говорит летчик (имея в виду наклон по-
перечной оси самолета к горизонту). На рис. 6.15 это соответст-
вует участку траектории 1—2—3. В верхней точке косой петли
при малых <}> угол откренивания Ду нужно ввести обязательно,
отклоняя ручку вправо на левой косой петле и влево на правой
косой петле. При этом самолет из точки 3 (рис. 6.15) пойдет не
по траектории 3—4—5, а примерно в точку 1, т. е. по траектории
3—4—5'—1. После коррекции крена в верхней точке косой петли
летчик может слегка поднять голову и наметить линию, вдоль ко-
торой следует вести нос самолета на нисходящей части фигуры
(рис. 6.13, 6.14), парируя отклонения от этой линии изменением
крена.
5.	Меры безопасности при выполнении косой петли заключа-
ются, как обычно, в выдерживании заданной высоты и скорости
на вводе и в непревышении ограничений по скорости и перегрузке.
Особое внимание следует обратить на отсутствие спиральности
траектории.
Анализ фигуры по материалам объективного контроля дол-
жен включать высоту и скорость на вводе, в верхней точке и на
выводе, отсутствие превышения летных ограничений. По разности
высот на выводе и в верхней точке можно примерно определить
угол наклона плоскости косой петли. Если высота на выводе зна-
чительно меньше высоты ввода, то это говорит о допущенной спи-
300
ральности траектории на нисходящей части фигуры вследствие
малого угла откренивания.
6.	Полупереворот (косой переворот). Полупереворот — фигура
пилотажа, при выполнении которой самолет поворачивается отно-
сительно продольной оси на угол более 90° (но менее 180°) с по-
следующим движением по нисходящей траектории в наклонной
плоскости и выводом в горизонтальный полет в направлении, об-
ратном вводу.
Полупереворот есть, по сути, вторая половина косой петли. По-
этому схема сил, действующих на самолет на полуперевороте,
теория этой фигуры и правила пилотирования такие же, как на
косой петле.
Неполную полубочку, с которой начинается полупереворот,
следует выполнять с таким расчетом, чтобы зафиксировать крен
у«90° + ф—Ду (рис. 6.7, положение в верхней точке). При боль-
ших углах ф полупереворот рекомендуется выполнять на малом
газе или на максимале (в боевой обстановке на максимале), а
техника пилотирования при этом напоминает технику пилотиро-
вания на обычном перевороте. При малых углах ф полупереворот
рекомендуется выполнять на максимале или на форсаже (в боевой
обстановке на форсаже), а техника пилотирования при этом на-
поминает технику пилотирования на форсированном развороте.
Как и в случае косой петли, наибольшие затруднения могут воз-
никнуть при выполнении полупереворота со средними углами на-
клона траектории (ф = 40—50°). Здесь особое внимание следует
обратить на отсутствие спиральности траектории, для чего наме-
чается взглядом линия движения носа самолета после выполнения
начальной неполной полубочки (рис. 6.13 и 6.14).
Если на обычном перевороте (ф = 90°) самолет теряет высо-
ту Д/7, то на полуперевороте при прочих равных условиях будет
потеряна высота Д/7Кос — ДТ/этф. Поэтому границы безопасного
ввода самолета в полупереворот шире, чем границы для обыч-
ного переворота (сравните рис. 6.17 с рис. 5.5). На рис. 6.17 как
пример даны границы ввода в полупереворот, выполняемый на
малом газе. Но подобные графики можно получить и для случая
выполнения фигуры на максимале и на форсаже (естественно,
области безопасного ввода при этом будут меньше). В самом пер-
вом приближении можно считать, что безопасная высота ввода
уменьшается пропорционально этф (если идти от обычного пере-
ворота, когда ф = 90°, к обычному развороту, когда ф«0). За ис-
ходный график при этом можно взять подобный изображенному
на рис. 5.5.
В смысле расхода высоты полупереворот является более ко-
варной фигурой, чем обычный переворот. Если, например, безопас-
ная высота ввода в обычный переворот равна 3 км, то летчик,
произведя ввод на этой высоте, имеет достаточный резерв даже
при грубых ошибках в технике пилотирования. При выполнении
полупереворота заложенный безопасной высотой ввода резерв мо-
жет очень быстро превратиться в недостаток высоты для вывода,
301
Пусть, например, безопасная высота ввода в полупереворот с уг-
лом ф=30° равна 1 км, но эта высота дает резерв на выводе
только при <|> = const=30o. Если же на полуперевороте будут до-
пущены спиральность траектории или увеличение угла ф, то рас-
ход высоты сразу же резко возрастает и положение становится
критическим.
Рис. 6.17. Пример безопасного диапазона высот и скоростей
ввода в полупереворот при различных углах наклона плоско-
сти фигуры (малый газ)
При малейшем сомнении в правильности протекания этой фи-
гуры летчик должен немедленно убрать крен до нуля и выводить
самолет из пикирования по кратчайшему направлению, т. е. в вер-
тикальной плоскости, не допуская при этом перетягивания ручки и
сваливания.
§ 3.	БОЕВОЙ РАЗВОРОТ
1.	Боевой разворот — фигура пилотажа, при выполнении кото-
рой самолет энергично набирает высоту с одновременным разво-
ротом на 180° (на заданный угол).
Иногда боевой разворот определяют как разворот на 180° в
минимальное время и с максимальным набором высоты. Послед-
нее определение неправильно, так как максимальный набор вы-
соты можно получить при медленном развороте с малым креном
и, наоборот, минимальное время получается при движении по
траектории, напоминающей траекторию при форсированном раз-
вороте в горизонтальной плоскости (сначала с небольшим набо-
ром, а затем со снижением).
Боевой разворот может выполняться самыми разнообразными
способами: в виде части витка восходящей спирали (с различны-
302
ми углами набора и крена), в виде косой полупетли (с различ-
ными углами наклона ее плоскости), в виде сочетания восходящей
спирали с косой полупетлей и т. д. Выбор способа выполнения
боевого разворота зависит от начальной скорости и высоты, ква-
лификации летчика и тактической обстановки. Хорошо подготов-
ленный летчик-истребитель должен уметь эффективно выполнять
всю серию возможных боевых разворотов.
Боевой разворот в полном соответствии со своим названием
является самой распространенной фигурой при боевом маневриро-
вании, с помощью которой можно, например, осуществить:
—	выход в начальную точку ввода в пикирование, при атаке
наземной цели (в случае выхода на траверз цели на предельно
малой высоте);
—	выход из атаки наземной цели, выполняемый для отхода
или для построения маневра повторной атаки;
—	выход из атаки воздушной цели, выполняемый для отхода
или для построения маневра повторной атаки;
—	атаку воздушной цели, идущей с превышением;
—	противозенитный маневр;
—	выход из-под атаки противника.
2.	Боевой разворот в общем случае является пространствен-
ной фигурой, и его траекторию нужно спроектировать на три
плоскости: развернутую вертикальную, горизонтальную и перпен-
дикулярную к вектору скорости (рис. 1.16). Соответственно для
расчета боевого разворота можно воспользоваться общей систе-
мой уравнений (1.20) или (1.21) или энергетическим методом, о
чем подробно говорилось в гл. 1.
Если боевой разворот выполняется по типу восходящей спи-
рали, то для его расчета можно воспользоваться частными мето-
дами анализа, изложенными в § 1 «Спираль». При расчете бое-
вого разворота, выполняемого по типу косой полупетли, можно ис-
пользовать материалы § 2 «Косая петля».
Техника пилотирования при выполнении боевого разворота мо-
жет напоминать технику пилотирования на форсированном разво-
Еоте, на восходящей спирали, на первой половине косой петли.
1а рис. 6.18 представлены основные способы выполнения боевого
разворота, выбор одного из которых зависит, как уже сказали,
от начальных условий, обстановки и квалификации летчика.
А. Боевой разворот по типу форсированного разворота выпол-
няется следующим образом. Сначала небольшим взятием ручки
на себя создается некоторый угол кабрирования, а затем энер-
гичным отклонением ручки и педалей (с сохранением координа-
ции) самолет вводится в разворот с набором высоты. Начальный
крен — около 70—75°, затем крен постепенно увеличивается при-
мерно до 90° к концу разворота. Перегрузку следует держать
максимально возможную, т. е. сначала близкую к эксплуатацион-
ной, а затем близкую к границе по допустимому углу атаки. Вы-
вод осуществляется энергичным отклонением ручки и педалей в
303
сторону, противоположную развороту (с сохранением координа-
ции), с одновременным отклонением ручки от себя (т. е. ручка
идет по диагонали).
Боевой разворот такого типа выполняется в том случае, если
не требуется набирать большую высоту, но по обстановке нужно
развернуться на заданный угол в минимальное время. На малых
высотах при вводе на индикаторной скорости около 1000 км/ч та-
в	' г
Рис. 6.18.' Способы выполнения боевого разворота
кой боевой разворот на 180° можно выполнить примерно за 10 с
(имеется в виду типичный сверхзвуковой истребитель с пуэ =8).
Б. Боевой разворот по типу восходящей спирали выполняется
в том случае, если требуется набрать большую высоту, а время
разворота по обстановке особой роли не играет. Набор высоты и
время разворота здесь могут быть самыми разнообразными. Чем
меньше крен на спирали, тем больше будут время и набор вы-
соты при развороте на заданный угол.
Техника пилотирования такая же, как на восходящей спирали.
Сначала создается желаемый угол кабрирования, а затем самолет
плавно вводится в разворот с набором высоты. В процессе разво-
рота поддерживаются примерно постоянные величины крена, тан-
гажа и перегрузки. Перегрузка при этом связана с углами крена
и набора соотношением
__ cos о
cos 7 *
304
Например, при 0 = 30° и у = 60° требуется держать перегрузку
^ = 0,87:0,5=1,74.
Вывод из разворота осуществляется уменьшением крена и тан-
гажа путем координированного отклонения ручки и педалей про-
тив разворота с одновременным отклонением ручки от себя. При
больших углах набора (0>35—40°) вывод целесообразнее осуще-
ствлять «через плечо», т. е. сначала увеличить крен за 90° (вплоть
до 180°), а затем взятием ручки на себя подтянуть нос самолета к
горизонту и выполнить полубочку.
По типу спирали энергичный боевой разворот выполнить не-
возможно, так как для увеличения набора высоты нужно увели-
чивать угол набора 0, но при этом растягиваются участки ввода
и вывода (особенно участок вывода) и общее время разворота за-
метно увеличивается.
В. Боевой разворот по типу косой полупетли («через плечо»)
выполняется в том случае, когда требуется набрать достаточную
высоту, не особенно растягивая время разворота. При этом время
разворота на 180° будет несколько больше, чем в случае А (по
причине меньшей средней перегрузки по траектории), но набор
высоты будет меньше, чем в случае Б (так как на второй поло-
вине маневра подъемная сила самолета направлена вниз).
Боевой разворот такого типа целесообразно выполнять на сов-
ременных сверхзвуковых самолетах-истребителях при вводе на
предельно малых, малых и средних высотах.
Диапазон высот и скоростей ввода зависит от угла наклона
плоскости фигуры и полностью совпадает с аналогичным диапа-
зоном для косой петли (рис. 6.10).
Техника пилотирования такая же, как на косой петле. Но угол
откренивания Ду можно не создавать, так как здесь спиральность
траектории никакой роли не играет. Если по рис. 6.15 закончим
фигуру правой полубочкой в верхней точке 3, то получим нор-
мальный боевой разворот в любом случае.
Г. При выполнении комбинированного боевого разворота его
начало осуществляется по типу восходящей спирали (сначала тан-
гаж, затем крен), но с увеличенным углом набора 0. На участке
2—3 (по рис. 6.18, г) поддерживаются постоянные значения крена,
тангажа и перегрузки. Затем начиная с некоторого момента эле-
роны ставятся нейтрально, и дополнительным взятием ручки на
себя (увеличением перегрузки) самолет вводится в косую полу-
петлю. Варьируя положение точки перехода 3, можно приближать
боевой разворот к случаю б или к случаю в. Чем раньше будет
осуществлен переход от спирали к косой полупетле, тем меньше
будут набор высоты и время выполнения комбинированного бое-
вого разворота.
Боевые развороты по типу а и б можно выполнять на любой
угол ср, не изменяя существенно техники пилотирования. В слу-
чаях виг при необходимости развернуться на меньший угол
следует на участке 3—4 увеличить крен до 180°, взятием ручки на
себя подтянуть нос самолета к горизонту и выполнить полубочку.
305
При необходимости развернуться на больший угол следует около
верхней точки косой полупетли повернуть самолет элеронами во-
круг продольной оси из положения у>90° до положения
7=60-4-70° и продолжать боевой разворот в ту же сторону по типу
восходящей спирали (рис. 6.19).
Основные отклонения при выполнении боевого разворота — не-
достаточный набор высоты или большое время, уменьшение ско-
рости ниже эволютивной, отрицательная перегрузка на выводе.
Рис. 6.19. Прекращение и продолжение боевого разворота,
выполняемого по типу косой полупетли
Основной причиной этих отклонений является неправильный вы-
бор летчиком типа боевого разворота, т. е. выбор без учета так-
тической обстановки, маневренных свойств своего самолета и са-
молета противника, высоты и скорости ввода. Другие возможные
отклонения такие же, как на развороте, спирали или восходящей
части косой петли.
При анализе выполнения боевого разворота по данным объек-
тивного контроля следует прежде всего обратить внимание на
скорость и высоту ввода и вывода, на время выполнения боевого
разворота и прирост высоты, на отсутствие превышения эксплуа-
тационных ограничений. При вялом выполнении боевого разво-
рота установить, по какому типу он выполнялся, и обратить вни-
мание на средний уровень перегрузки. Иногда сам боевой разво-
рот выполняется летчиком достаточно энергично, но сильно рас-
тягивается вывод, особенно в том случае, когда из большого угла
набора самолет переводится в горизонтальный полет уменьшением
крена и тангажа (отдачей ручки от себя),
306
§ 4.	ПИЛОТИРОВАНИЕ В ГРУППЕ
1.	Групповой полет — совместный полет двух и более самоле-
тов в общем строю (боевом порядке) под управлением одного ко-
мандира.
Боевые порядки служат для решения задач боевой подготовки
и выполнения боевых задач. Строи устанавливаются для полетов
на парадах и выполнения других задач.
Боевые порядки могут быть сомкнутые, разомкнутые и рассре-
доточенные. Строи могут быть сомкнутые и разомкнутые.
Сомкнутый строй — расположение самолетов в полете, при ко-
тором интервалы и дистанции между ними не превышают двух
размахов и двух длин самолета.
Разомкнутый строй — расположение самолетов в полете, при
котором интервалы и дистанции между ними более двух размахов
и двух длин самолета соответственно, но обеспечивают надежную
зрительную связь между самолетами.
Применяются следующие основные строи: «клин», «ромб», «пе-
ленг», «змейка», «колонна», «фронт».
Основой успешного выполнения полета в боевом порядке или
в строю является умение летать в паре. Летчика, который гра-
мотно и уверенно летает в паре, можно допустить к полету в группе,
состоящей из любого количества самолетов (здесь не имеется в
виду командир группы, который должен иметь особую теоретиче-
скую и практическую подготовку). Поэтому основное внимание
в данном параграфе уделяется пилотированию в паре.
Полет в группе (в том числе и в паре) предъявляет повышен-
ные требования как к командиру (ведущему) группы, так и к
ведомым летчикам.
2.	Теория полета в группе. При полете в строю или в боевом
порядке летчик ведомого самолета не может абсолютно точно ус-
тановить такие же скорость, направление полета, обороты и дру-
гие параметры движения, как у ведущего (режимы могут только
случайно совпасть на небольшом отрезке времени). Поэтому ин-
тервал, дистанция и превышение (принижение) являются неустой-
чивыми величинами, которые стремятся к одностороннему увели-
чению или уменьшению, если летчик ведомого самолета будет
держать рычаги управления неподвижно. Для регулирования па-
раметров строя летчик ведомого самолета должен непрерывно от-
клонять рули и РУД, слегка изменять курс и наклон траектории,
увеличивать и уменьшать скорость. Следовательно, для сохране-
ния места в строю у ведомого самолета должен иметься резерв
тяги и скорости, что обеспечивается ведущим, который обязан ле-
теть с неполной тягой и несколько отступив от границ диапазона
высот и скоростей полета одиночного самолета.
Итак, ведущий должен лететь с неполной тягой, оставив резерв
&Р, который и используется ведомыми для сохранения дистанции.
Величина резерва тяги ЪР может быть различной. Она зависит:
307
—	от квалификации отдельных летчиков и слетанности группы;
чем выше эти показатели, тем меньший резерв тяги можно остав-
лять без риска развалить строй;
—	от метеоусловий, т. е. от видимости и турбулентности атмос-
феры; чем хуже прозрачность атмосферы и сильнее болтанка, тем
больший резерв тяги приходится оставлять для сохранения строя;
—	от удобства визирования самолета ведущего в стеклах фо-
наря ведомого; чем хуже обзор и меньше ориентиров для опреде-
ления интервала и дистанции, тем больше отклонения и больше
резерв тяги для парирования этих отклонений;
Рис. 6.20. Зависимость длины цепочки парных связей от способа
построения звена
— от построения и численности группы; необходимый резерв
тяги увеличивается при увеличении интервалов и дистанций и при
увеличении числа последовательных парных связей между само-
летами.
Парной связью называется связь между двумя самолетами, ко-
торые непосредственно выдерживают между собой заданные ин-
тервал и дистанцию. Количество парных связей в строю подсчи-
тывается по наиболее длинной цепочке этих связей. На рис. 6.20
изображены различные строи звена самолетов-истребителей. При
полете в строю «ромб» любая цепочка состоит только из одной
связи (каждый ведомый непосредственно связан с ведущим). При
полете в строю «клин» правая цепочка состоит из двух связей
(первый ведомый связан с ведущим, а второй ведомый — с первым
ведомым). В строю «пеленг» цепочка состоит из трех связей.
Рассмотрим для примера колебания дистанции (при постоян-
ном интервале) в строю «пеленг». Пусть первый ведомый в ка-
кой-то момент времени увеличил дистанцию на величину ДР
(рис. 6.21); тогда второй ведомый для сохранения линии строя
вынужден будет притормозить и увеличить дистанцию на 2ДР, а
третий ведомый — на ЗДР. Наконец, первый ведомый увидит от-
клонение и начнет сокращать дистанцию, увеличив скорость на
ДК; второй ведомый для сохранения линии строя вынужден будет
увеличить скорость на 2ДК, а третий ведомый — на ЗДК
Таким образом, по мере увеличения парных связей колебания
ведомых усиливаются, что приводит к увеличению потребного ре-
зерва тяги 8Р для сохранения конфигурации строя. Но прямой
пропорциональности между резервом тяги и количеством связей
308
не наблюдается, так как второй, третий и последующие ведомые
действуют не слепо, а соизмеряясь с общей обстановкой в группе.
Для заданного построения и численности группы самолетов кон-
кретного типа величину потребного резерва тяги наиболее на-
дежно определяют опытным путем по амплитуде колебаний обо-
ротов двигателей на ведомых самолетах, имея в виду, что на обо-
ротах, близких к максимальным (без форсажа), изменение обо-
ротов на 1 % приводит -к изменению тяги примерно на 4% (но это
не у всех ТРД).
В первом приближении можно счи-
тать, что для полета в строю самолетов-
истребителей с ТРД обычной схемы необхо-
димы следующие минимальные резервы
тяги: пара — резерв тяги 0,08Рр — оборо-
ты у ведущего 98%; звено — резерв тяги
0,14Рр — обороты у ведущего 96,5%; эска-
дрилья— резерв тяги0,20Рр — обороты у ве-
дущего 95%; полк — резерв тяги 0,28Рр—
обороты у ведущего 93%.
Необходимость маневрирования скоро-
стью и оставления резерва тяги приводит
к заметному сокращению допустимого диа-
пазона высот и скоростей полета группы по
сравнению с диапазоном одиночного само-
лета.
амплитуды колебаний ди-
станции от Длины цепоч-
кй парных связей
Во-первых, уменьшается высота стати-
ческого потолка группы. При уменьшении тяги двигателя на вели-
чину 8Р высота статического потолка группы должна быть меньше,
чтобы восстановилось равновесие сил Рр— 8P = Q. Например, при
полете парой нужно оставлять резерв тяги 8%; высота статиче-
ского потолка при этом уменьшится примерно на 500 м. При
полете полком требуется оставить в резерве 28% тяги, что приве-
дет к снижению статического потолка примерно на 1800 м.
Во-вторых, сужается диапазон допустимых скоростей группы,
так как ведущий не может лететь на минимальной или максималь-
ной скорости, а должен оставить резерв скорости для ведомых,
осуществляющих периодические отставания и догоны при коррек-
тировке дистанции.
В результате диапазон высот и скоростей полета группы бу-
дет выглядеть так, как показано на рис. 6.22.
Необходимость иметь резерв тяги приводит к уменьшению ско-
роподъемности группы. Если уменьшить тягу на величину 8Р, то
скороподъемность группы Vy будет меньше скороподъемности
одиночного самолета Vy на величину
8V, -	-,Р.
Но в малой группе (например, в паре) в случае необходимо-
сти можно выполнять полет и без резерва тяги (на полном фор-
309
саже). При этом дистанция выдерживается двумя летчиками: при
сокращении дистанции притормаживает щитками ведомый, при
увеличении дистанции притормаживает ведущий. Скороподъем-
ность пары при такой манере пилотирования уменьшается, но в
меньшей степени, чем при выдерживании дистанции одним ведо-
мым с использованием резерва тяги.
Ухудшаются и маневренные характеристики группы, так как
характерные перегрузки п , и пу^ в групповом полете
меньше, чем у одиночного самолета.
Рис. 6.22. Зависимость диапазона высот и скоро-
стей установившегося полета от состава группы
Продольная перегрузка группы пх^ будет меньше продольной
перегрузки одиночного самолета на величину
Соответственно уменьшаются характеристики маневренности, свя-
занные с продольной перегрузкой (время разгона и др.).
Уменьшается в группе и располагаемая нормальная перегрузка
пу$. Ведущий не должен выполнять маневр на су^, так как у ве-
домых должен оставаться резерв Ьсу на случай отворотов и дово-
ротов, чтобы сохранять интервал и избегать столкновения (у
внешних ведомых на развороте перегрузка должна быть больше,
чем у ведущего, и без учета доворотов).
Предельная по тяге нормальная перегрузка группы пу умень-
шается по той же причине, что и продольная перегрузка группы
пх , т. е. вследствие оставления резерва тяги ЪР.
Кроме того, для обеспечения безопасности полета в группе
должен быть снижен и физиологический предел нормальной пере-
грузки пу> ибо возможности летчика по восприятию и перера-
310
ботке информации при больших перегрузках значительно сни-
жаются.
Следует, однако, заметить, что фактические нормальные пере-
грузки пу, используемые при маневрировании в сомкнутом строю,
гораздо меньше теоретически возможных, взятых даже при боль-
ших запасах (резервах) ЪР и Например, у современного са-
молета-истребителя на малой высоте предельная по тяге нормаль-
ная перегрузка может достигать восьми единиц, но трудно пред-
ставить, чтобы с такой или немного меньшей перегрузкой выпол-
нялся вираж строем.
Обычно при любой тяговооруженности развороты или виражи
строем выполняются с максимальным креном у=60-т-70° и пере-
грузкой пу=2-гЗ.
Как покажем ниже, пилотирование в разомкнутом боевом по-
рядке с переменой взаимного положения самолетов позволяет
группе маневрировать практически с располагаемыми и предель-
ными перегрузками одиночного самолета.
3. Техника пилотирования и переключение внимания. При по-
лете в группе значительную часть внимания ведомые и ведущие
летчики должны уделять сохранению строя и боевого порядка.
Чем строже фиксируется конфигурация группы и меньше интер-
валы и дистанции, тем большую часть времени ведомые летчики
смотрят на самолет ведущего, а ведущий уделяет внимание плав-
ности пилотирования и обеспечению условий ведомым для сохра-
нения ими заданного места. Хотя о сохранении строя или боевого
порядка должны одинаково заботиться и ведущие, и ведомые лет-
чики, но непосредственным регулированием интервала и дистан-
ции занимается ведомый.
Дистанция регулируется мелкими перемещениями РУД и пе-
риодическими выпусками и уборками тормозных щитков. При рав-
ных возможностях предпочтительнее пользоваться изменением
тяги, так как выпуск тормозных щитков увеличивает лобовое со-
противление самолета и расход топлива. Правда, и перемещения
РУД немного увеличивают расход топлива по сравнению с поле-
том на той же скорости, но с постоянными оборотами. Однако
быстродействие тормозных щитков гораздо выше, чем инертного
двигателя. Поэтому в некоторых случаях предпочтительнее ис-
пользовать тормозные щитки, например при ускоренном сокраще-
нии дистанции, при обгоне ведущего и др. В полете с включенным
форсажем на самолетах с нерегулируемой величиной форсажной
тяги тормозные щитки являются единственным средством регули-
рования дистанции.
При регулировании дистанции, как и любого другого пара-
метра полета, летчик должен реагировать не только на величину
отклонения ДР, нои на скорость изменения этой величины, т. е. на
первую производную от отклонения по времени — ДР. Практиче-
ски это означает, что величину перемещения РУД или продолжи-
тельность выпуска тормозных щитков следует соизмерять не
311
/	+Z
/
Рис, 6.23. Траектория ве-
домого самолета после
отклонения вправо руля
направления при сохра-
нении нулевого крена
дали. Этот эффект
ния самолета тем
только с величиной отклонения ведомого самолета от заданной
дистанции, но и со скоростью приближения к заданной дистанции.
При непроизвольном обгоне ведущего при полете в сомкнутом
строю ведомый летчик должен с креном 5—10° немного отойти во
внешнюю сторону, одновременно уменьшая обороты двигателя
(или выпустив тормозные щитки), отстать до дистанции, несколь-
ко большей по сравнению с нормальной,
увеличить обороты (убрать тормозные щит-
ки) и плавными движениями РУД занять
заданную дистанцию на удвоенном интер-
вале, уменьшить интервал до заданного.
Интервал регулируется мелкими коор-
динированными отворотами и доворотами,
т. е. координированным отклонением в со-
ответствующую сторону ручки и педалей.
При этом величина отклонения рулей и из-
менения крена в ту или иную сторону дол-
жны соизмеряться не только с величиной
отклонения от заданного интервала, но и
со скоростью приближения (или удаления)
к заданному интервалу.
В прямолинейном полете мелкие откло-
нения от заданного интервала при полете
в сомкнутом строю можно регулировать и
педалями. Но при этом нужно учитывать
некоторые тонкости вопроса. При отклоне-
нии, например, правой педали вперед руль
направления, естественно, отклоняется впра-
во (рис. 6.23), и на руле появляется бо-
ковая сила —Zp.H, направленная влево.
В первый момент времени, пока весь инерт-
ный самолет не успел повернуться, си-
ла —Zp.H приводит к некоторому смеще-
нию самолета влево, и только после по-
ворота фюзеляжа появляется боковая сила
+ Z, которая начинает смещать самолет
вправо, т. е. в сторону отклоненной пе-
первоначального «неправильного» смеще-
юльше, чем меньше плечо руля направ-
ления относительно центра тяжести самолета и чем больше вер-
тикальное оперение, что особенно характерно для самолетов-бес-
хвосток. Причем при высоком расположении руля направления
сила —Zp.H в первый момент после дачи правой ноги кренит са-
молет влево (в нашем примере) и составляющая подъемной силы —
У sin у еще больше ускоряет сближение с ведущим самолетом.
Только после отворота носа вправо и появления скольжения на
левое крыло самолет начнет крениться вправо и составляющая
+ У sin у вместе с силой +Z начнут увеличивать интервал. В этохМ
и состоит смысл регулирования интервала «только педалями».
312
Однако если какой-то летчик слишком буквально поймет реко-
мендацию Инструкции (о регулировании интервала педалями) и
будет при отклонении педалей парировать стремление самолета к
накренению от ведущего обратным отклонением ручки (в сторону
ведущего), то эффект первоначального «неправильного» смещения
самолета может неожиданно привести к опасному уменьшению
интервала.
Превышение (принижение) регулируется мелкими движениями
ручки от себя — на себя.
Указанным способом регулируются дистанция, интервал и пре-
вышение (принижение) не только в прямолинейном полете, но
и при выполнении любого маневра: разворота, петли, пикирования,
Рис. 6.24. Разворот группы способом «захождение»
бочки и др. Рассмотрим особенности выполнения строем разворота
и бочки, опуская все остальные фигуры, при выполнении которых
техника сохранения дистанции, интервала и превышения (прини-
жения) такая же, как и в прямолинейном полете, на развороте
или бочке. Например, на перевороте ведомый и ведущий сначала
действуют, как на полубочке, а затем на нисходящем участке
траектории ведомый действует, как в прямолинейном полете.
Разворот строем. Рассматривается разворот группы способом
«захождения», т. е. с сохранением неизменного построения. При
этом самолеты движутся по окружностям различных радиусов и
с различной скоростью (рис. 6.24), перегрузка и крен у внешних
и внутренних самолетов также различные. Для сохранения строя
у всех самолетов должна быть одинаковой только скорость вра-
щения (поворота траектории).
Радиусы разворота двух самолетов отличаются на величину
интервала между ними, спроектированного на горизонтальную
плоскость. Истинные воздушные скорости пропорциональны ра-
диусам.
При развороте в сомкнутом строю относительная разность в
радиусах и скоростях крайних самолетов чрезвычайно мала и
практически может не учитываться. Здесь для ведомых должен
быть оставлен обычный резерв тяги, скорости и перегрузки, не-
обходимый для сохранения места в строю,
313
При развороте в разомкнутом строю с большими интервалами
разность радиусов, скоростей и перегрузок у крайних самолетов
следует тщательно учесть. Пусть, например, на рис. 6.24 проекции
интервалов на горизонтальную плоскость равны 500 м и ведущий
выполняет левый разворот на высоте Н = 5 км и индикаторной
скорости 1^ = 500 км/ч с креном у=60°; в этих условиях получим
следующие параметры разворота:
Параметры	Левый ведомый	Ведущий	Правый ведомый
Vit км/ч	368	500	630
V, км/ч	475	645	815
/?, м	1410	1910	2410
7» град	52	60	65
пУ	1,62	2	2,35
Проверить, нет ли опасности срыва у внутреннего ведомого,
превышения ограничений по скорости или перегрузке у внешнего
ведомого. В нашем примере при Vi = 368 км/ч и пу=1,62 внутрен-
ний ведомый имеет недопустимо малый запас 8а до сваливания и,
кроме того, скорость этого ведомого ниже эволютивной, т. е. не
обеспечивает достаточной управляемости (имеются в виду пара-
метры типичного сверхзвукового самолета-истребителя). Пара,
метры внешнего ведомого, очевидно, не выходят за рамки летных
ограничений самолета-истребителя (но, например, самолет Л-29
в этих условиях превысил бы ограничение по числу М, а какой-
либо тяжелый бомбардировщик превысил бы ограничение по
эксплуатационной перегрузке).
Расчет перегрузок, радиусов, угловых скоростей и других па-
раметров разворота группы выполняется так же, как для одиноч-
ного самолета, но с учетом резерва тяги 8Р, угла атаки 8а, пере-
грузки Ьпу, скорости 8V и разности радиусов, поступательных ско-
ростей, кренов и перегрузок левых и правых ведомых (при одина-
ковых угловых скоростях всех самолетов группы).
Дело значительно упрощается, если имеется готовый график,
на котором нанесены границы возможных разворотов одиночного
самолета (подобный изображаемому на рис. 4.3). Этот график
можно перестроить для группы самолетов, для чего следует
(рис. 6.25):
—	сместить границу по тяге Pp = Q влево вверх (с учетом
8Р группы);
—	сместить границу по вправо вверх (с учетом 8а и Ъсу
группы);
—	сместить границу (параболу) по п влево вверх (с уче-
том ЪПу группы или по психофизиологическим ограничениям);
314
— сместить границу по Удоп влево (с учетом 5V группы).
Теперь можно найти предельные характеристики разворота
широкой разомкнутой группы, учтя, что все самолеты имеют оди-
наковую угловую скорость ш=У/7? и поэтому «располагаются» на
одной прямой линии, выходящей из начала координат. Предель-
ный луч следует при этом проводить таким образом, чтобы раз-
ность радиусов разворота крайних самолетов АК была не меньше
ширины строя по горизонтали. Последняя операция выполняется
методом подбора: луч ш=const перемещается вверх — вниз вокруг
Рис. 6.25. Границы возможного выполнения разворотов оди-
ночным самолетом (пунктир) и группой (сплошные линии)
точки О до тех пор, пока радиусы у крайних самолетов не разой-
дутся на величину А/?. Это положение и соответствует развороту
строя с шгр=шах, т. е. в минимальное время. Одновременно полу-
чаем радиусы, скорости, перегрузки и крены для каждого само-
лета группы. При развороте группы в минимальное время идут на
пределе и внутренний, и внешний ведомые: внутренний ведомый
обычно идет на границе по с п (но на большой высоте он может
оказаться и на границе по тяге, например, на высоте Н3 по
рис. 4.4), внешний ведомый — на границе по УдОП или на границе
по тяге (на малой высоте он может оказаться и на границе по
эксплуатационной перегрузке пуз).
Развороты группы способом «захождения» выполняются или
с наклоном плоскости строя, или на одной высоте (рис. 6.26).
В разомкнутом строю разворот обычно производится на одной
высоте, в сомкнутом — с наклоном плоскости строя. Разворот на
предельно малой высоте выполняется всеми самолетами группы на
одной высоте, но при этом командир должен учесть, что внутрен-
ние ведомые не видят своих ведущих. Поэтому разворот пред-
315
почтительнее выполнять в строю «пеленг» в сторону ведущего,
а большие группы следует разворачивать только в строю «колонна
пеленгов пар» или «колонна пеленгов звеньев». Разворот на пре-
дельно малой высоте широкой группы в сторону ведомых может
привести к перемешиванию самолетов и другим опасным послед-
ствиям.
При выполнении разворотов наиболее характерными отклоне-
ниями и ошибками являются:
— увеличение интервала и дистанции у внешних ведомых или
уменьшение дистанции и интервала у внутренних ведомых вслед-
ствие запаздывания с вводом в разворот;
а	б
Рис. 6.26. Разворот группы:
а — в одной плоскости; б — на одной высоте
— уменьшение интервала у внешнего ведомого («навалива-
ние» на ведущего) вследствие регулирования интервала педалями
без изменения крена; при уменьшении интервала дача внешней
ноги без уменьшения крена приводит к еще большему сближению
с ведущим;
—	увеличение интервала у внутреннего ведомого вследствие
тех же причин, что и в предыдущем пункте;
—	уменьшение интервала и дистанции у внешних ведомых или
увеличение интервала и дистанции у внутренних ведомых на вы-
воде из разворота вследствие запаздывания;
—	большие колебания интервала и дистанции вследствие пло-
хого глазомера и размашистых движений рулями и РУД.
Бочка. При выполнении строем бочка является самой трудной
фигурой пилотажа. Теория групповой бочки вытекает из теории
бочки одиночного самолета (гл. 4, § 2). При построении траекто-
рии отдельных самолетов на групповой бочке и при выполнении
этой фигуры в воздухе следует помнить, что траектория отдель-
ного самолета — это спираль, навернутая на некоторый цилиндр
с радиусом Гб (рис. 4.21).
Исходя из этого вытекают действия ведущего и ведомых.
Во-первых, ведущий должен выполнять бочку несколько медлен-
нее, чем при одиночном пилотировании, так как ведомым на этой
фигуре сохранять интервал и дистанцию довольно трудно. Во-
вторых, ведущий должен выполнять бочку в таком темпе и с такой
перегрузкой пу, чтобы обеспечить внутренним ведомым движение
316
с положительной перегрузкой. Например, если ведущий будет вы-
полнять бочку с нулевой перегрузкой (рис. 6.27), т. е. двигаться
по параболе, лежащей в вертикальной плоскости, то внутреннему
ведомому придется описывать обратную спираль вокруг ведущего,
ныряя под него с отрицательной перегрузкой. Кроме того, при та-
ком методе выполнения групповой бочки продольные оси отдель-
ных самолетов должны быть направлены в разные стороны (что
хорошо видно на рис. 6.27 во второй и четвертой позициях звена),
а это очень неудобно для ведомых при выдерживании ими своего
Вид сверху
Рис. 6.27. Неправильное выполнение групповой бочки (левый ведо-
мый вынужден лететь с отрицательной перегрузкой)
места в строю. Не вдаваясь в подробности, отметим, что ведомые
должны здесь лететь с большим скольжением или с креном, сильно
отличающимся от крена ведущего самолета.
При правильном выполнении групповой бочки ведущий должен
пилотировать таким образом, чтобы внутренний ведомый выпол-
нял нормальную бочку с положительной перегрузкой. Это условие
обеспечивается в том случае, когда ведущий выполняет бочку с
радиусом re, превышающим интервал до крайнего внутреннего
ведомого. Вспомним формулу (4.14) для радиуса бочки
и решим следующий пример.
Выполняется групповая бочка в строю «клин» из трех самоле-
тов, интервал равен 20 м (между продольными осями самолетов),
время выполнения бочки /б=8 с (откуда шж= (2-3,14) : 8 =
= 0,785 рад/с); перегрузка ведущего, обеспечивающая положи-
тельную перегрузку у внутреннего ведомого, находится из усло-
вия Гб = (9,8• пу) :0,7852>20 м, откуда nw>l,26.
Траектории самолетов группы при правильном выполнении
бочки представляют собой спирали, намотанные на цилиндр, не-
сколько отклоненный по курсу в сторону вращения самолетов
(рис. 6.28). При этом групповая бочка может выполняться двумя
способами: а — с сохранением плоскости строя; б — без скольже-
ния. Для сохранения плоскости строя и внутреннему, и внешнему
317
ведомым приходится отклонять педаль на ведущую, чтобы напра-
вить искривляющую траекторию силу N=Y+Z к одной оси, т. е.
к оси спирали. Техника пилотирования: дистанция регулируется
РУД, интервал — педалями, плоскость строя — элеронами.
При выполнении бочки без скольжения и внутреннему, и
внешнему ведомым приходится создавать крен в сторону ведущего
(крен относительно плоскости крыла ведущего), чтобы направить
Вид сзади па оси цилиндра
(по стрелке а) ,
радиус преувеличен
Рис. 6.28. Правильное выполнение групповой бочки:
о —в одной плоскости, но со скольжением; б — без скольжения, но с разным креном
искривляющую силу Y к той же оси спирали. Техника пилотирова-
ния: дистанция регулируется РУД, интервал — элеронами, педа-
лями устраняется скольжение.
Практически бочка выполняется некоторым средним между а
и б методом.
Меры безопасности в групповом полете, кроме организацион-
ных, состоят в выдерживании ведущим таких режимов полета, при
которых крайние ведомые не выходили бы за предельные режимы
по перегрузке, углу атаки или скорости. Ведомые не должны
умышленно сокращать установленные для них интервалы и
дистанции. Пристраивание следует осуществлять на увеличенных
интервале и дистанции с поочередным их сокращением; заключи-
тельный этап пристраивания производится сначала занятием за-
данной дистанции на удвоенном интервале, а затем занятием и
заданного интервала. При перестроениях следует предварительно
увеличивать интервал и дистанцию, а затем с принижением пере-
ходить в заданную сторону и пристраиваться рекомендованным
318
выше порядком; при этом избегать попадания в спутную струю от
впереди идущих самолетов, учитывая, что эта струя благодаря
скосу потока за крылом несколько понижается относительно траек-
тории самолета, образующего струю. На малых и предельно ма-
лых высотах перестроения производить с превышением. Ведущему
следует по возможности избегать разворотов в сторону ведомых,
если эти развороты выполняются не в одной плоскости, а на од-
ной высоте. В процессе разворота или другого маневра перестрое-
ний не производить.
По данным объективного контроля качество пилотирования ве-
дущего определяется по плавности выполнения маневров (по
градиентам изменения перегрузок и других параметров движения
и по градиентам отклонения рулей и РУД). Качество пилотирова-
ния ведомого определяется по частоте и амплитуде отклонения ру-
лей и РУД; чем больше эти отклонения, тем хуже, чем мельче,
тем лучше.
4. При полете в строю неизменной конфигурации, о чем речь
шла выше, внимание всех летчиков чрезмерно загружается сохра-
нением интервалов, дистанций и плоскости строя. Кроме того, зна-
чительно сокращаются маневренные возможности самолетов.
Поэтому полет и маневрирование в сомкнутом или разомкнутом
фиксированном строю допустимы для самолетов-истребителей
только в учебных или показательных целях. Абсолютно нежизнен-
ной оказалась предвоенная идея некоторых летчиков о ведении воз-
душного боя истребителями в сомкнутых тройках и пятерках.
Война сразу же показала решающее преимущество маневрирова-
ния в свободном боевом порядке, основой которого является пара
истребителей. Выдающийся вклад в развитие тактики воздушного
боя истребителей в свободном боевом порядке, эшелонированном
по высоте, внес А. И. Покрышкин, ныне маршал авиации, кото-
рого президент Рузвельт назвал лучшим асом союзных армий во
второй мировой войне.
Свободным боевым порядком здесь называется такой, в кото-
ром место отдельных самолетов и групп строго не фиксируется
заданными интервалом и дистанцией, а определяется задачей, вы-
полняемой этими самолетами и группами.
Маневренные характеристики группы самолетов-истребителей
в свободном боевом порядке почти не отличаются от маневренных
характеристик одиночного самолета, так как ведомые самолеты
в парах и ведомые группы всегда имеют возможность «подрезать»
траекторию ведущих самолетов и групп. На рис. 6.29 (для при-
мера) показано выполнение парой разворотов; переворота и змей-
ки. В любом случае ведущий может выполнять самый энергичный
маневр, а ведомый, даже слегка опаздывая с вводом и пилотируя
менее энергично, все же имеет возможность не отрываться от ве-
дущего й выполнять свою задачу.
При выполнении переворотов и полупетель полубочки следует
выполнять индивидуально, но в одну сторону. Как уже было по-
казано, самолет на полубочке уклоняется на довольно эначитель-
319
ный угол. Например, при % = 2,5, V=200 м/с (720 км/ч) и сох =
1 рад/с получим угол 2<р = 2 • 9,8 • 2,5/200 • 1 =0,25 рад (14,3°); при
выполнении полубочек в разные стороны интервал между самоле-
Рис. 6.29. Примеры энергичного маневрирования парой: развороты, пере-
ворот, змейка
тами пары будет уменьшаться (или увеличиваться) со скоростью
100 м/с (рис. 6.30). В паре должна быть твердая договоренность
Рис. 6.30. Сближение (или расхождение) са-
молетов после выполнения полубочки в раз-
ные стороны
относительно направле-
ния полубочек на пере-
вороте и полупетле, или
ведущий должен подавать
соответствующую коман-
ду, например «Переворот
влево».
По данным объектив-
ного контроля качество
пилотирования ведущего
при свободном маневри-
ровании определяется по
средней скорости и сред-
ней перегрузке на опре-
деленном отрезке време-
ни; чем выше эти параме-
тры, тем лучше. Качество
пилотирования ведомого
определяется по близости его средней скорости и средней пере-
грузки на том же отрезке времени к соответствующим парамет-
рам ведущего. Чем меньше отличие, тем лучше. Повторение кри-
вых V(t) и ny(t) для ведомого необязательно; главное — это пило-
тировать в среднем так же, как пилотирует ведущий.
ПРИЛОЖЕНИЕ
ПЕРЕЧЕНЬ ОСНОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ:
Н— высота по стандартной атмосфере;
Н3—энергетическая высота, удельная механическая энергия;
&Нпр—просадка на выводе из пикирования;
Ас — шаг спирали;
V — истинная воздушная скорость;
Vt— индикаторная скорость, полученная из скоростного напора
по плотности воздуха на Н = 0;
V( —индикаторная земная скорость, полученная по динамиче-
скому давлению с учетом поправки, вычисленной для
Я = 0;
Упр— приборная скорость (по широкой стрелке КУС); в гл. 2—6
под приборной скоростью понимается индикаторная ско-
рость;
Удоп—максимальная допустимая скорость, ограничение макси-
мальной скорости;
Мдоп—максимальное допустимое число М, ограничение по чис-
лу М;
^доп—максимальный допустимый скоростной напор, ограниче-
ние по скоростному напору;
j— ускорение;
/цс— центростремительное ускорение;
Vy— скороподъемность группы самолетов;
V®—энергетическая скороподъемность, скорость набора энер-
гетической высоты;
S'max — максимальный коэффициент подъемной силы (при крити-
ческом угле атаки);
с —коэффициент подъемной силы начала тряски;
•Утр
с— располагаемый коэффициент подъемной силы;
пу^—располагаемая (кратковременная) нормальная перегрузка;
с>доп—Допустимый (для безопасной эксплуатации) коэффициент
подъемной силы;
пУпр — предельная по тяге (длительная) нормальная перегрузка;
321
/^ — располагаемая продольная перегрузка;
/гХр —располагаемая продольная перегрузка при пу = 1;
п.*у— граничная тактическая перегрузка, т. е. нормальная пере-'
грузка, при которой у двух сравниваемых самолетов равны
продольные перегрузки пх^
п—отношение между располагаемыми (кратковременными)
__ нормальными перегрузками двух самолетов;
л>пр—отношение между предельными по тяге (длительными)
нормальными перегрузками двух самолетов;
пх?—отношение между располагаемыми продольными пере-
грузками двух самолетов (при пу=1)-,
П— нормальная перегрузка группы самолетов;
пу9—максимальная допустимая в полете (эксплуатационная)
нормальная перегрузка;
ДР—избыточная тяга (АР = Р — Q);
ЪР—резерв тяги, необходимый для полета в строю (8Р =
Qo — безындуктивная часть лобового сопротивления (сопро-
тивление при У=0);
с— коэффициент безындуктивного сопротивления;
Q„—индуктивная часть лобового сопротивления;
А — параметр (коэффициент) индуктивности;
сХ"—коэффициент индуктивного сопротивления;
Л'тах — максимальное аэродинамическое качество;
Z—боковая аэродинамическая сила;
сг—коэффициент боковой аэродинамической силы;
N—векторная сумма сил У и Z;
R—векторная сумма сил У, Q и Z (полная аэродинамическая
сила);
ср—коэффициент тяги (тяга, деленная на площадь крыла и
скоростной напор);
у — угол крена;
8—угол тангажа, угол наклона к горизонту продольной оси
самолета;
О — угол наклона траектории, угол наклона к горизонту век-
тора скорости;
0г — угол горки;
0П — угол пикирования;
<р—угол поворота траектории (вектора скорости) в горизон-
тальной плоскости;
рх — угол поворота траектории (вектора скорости) в плоскости
косой петли;
ф —угол наклона к горизонту плоскости косой петли;
322
Ду—угол откренивания плоскости симметрии самолета от пло-
скости косой петли;
у0—крен самолета на косой петле без учета откренивания;
/?—радиус кривизны траектории;
/?г— радиус кривизны проекции траектории на горизонтальную
плоскость;
радиус кривизны проекции траектории на вертикальную
плоскость развертки;
/?с — радиус спирали;
/*б—радиус бочки;
—радиус штопора;
(о—угловая скорость, скорость вращения;
<ог—скорость поворота траектории в горизонтальной плоскости;
(ов—скорость поворота траектории в вертикальной плоскости;
— установившаяся скорость авторотации;
шкр—критическая скорость начала инерционного самовращения;
—скорости вращения самолета относительно своих связан-
ных осей;
—время разворота на заданный угол в горизонтальной пло-
скости;
—время разворота на заданный угол в вертикальной пло-
скости;
I—размах крыла;
ЬА — длина САХ (средней аэродинамической хорды крыла);
X— угол стреловидности крыла по передней кромке;
7^, Л— моменты инерции массы самолета относительно его свя-
занных осей;
Мх—поперечный аэродинамический момент;
тх—коэффициент поперечного аэродинамического момента;
Му—путевой аэродинамический момент;
ту—коэффициент путевого аэродинамического момента;
Мг—продольный аэродинамический момент;
mz—коэффициент продольного аэродинамического1 момента;
8Э— угол отклонения элеронов;
Рэ—боковое усилие на ручке управления;
х3—боковое перемещение ручки управления;
8Н—угол отклонения руля направления;
Рн— усилие на педалях;
хн — перемещение педалей;
8В —угол отклонения руля высоты;
<рст—угол отклонения управляемого стабилизатора^
Рв—продольное усилие на ручке управления;
лв—продольное перемещение ручки управления;
8руд-перемещения РУД;
323
mer—градиент (производная) коэффициента продольного аэро-
динамического момента по су‘,
Af*»—градиент (производная) поперечного аэродинамического
момента по отклонению элеронов;
Р"у—градиент (производная) продольного усилия на ручке уп-
равления по перегрузке и т. п.
ЛИТЕРАТУРА
1.	Аронин Г. С. Практическая аэродинамика. М., Воениздат, 1962.
2.	Аронин Г. С, Степанов Н. Н. Практическая аэродинамика и ди-
намика полета летательных аппаратов. Изд. ВВКА, 1964.
3.	Аронин Г. С. Задачи из серии «Найдите решение». Журналы «Авиация
и космонавтика» за 1972—1974 гг.
4.	Б р а г а В. Г. и др. Практическая аэродинамика самолетов с турборе-
активными двигателями. М., Воениздат, 1969.
5.	Г а л а ш е в Е. С. Статьи по выполнению отдельных фигур пилотажа.
Журналы «Авиация и космонавтика» за 1971—1972 гг.
6.	Дуров В. Р. Боевое применение и боевая эффективность истребителей-
перехватчиков. М., Воениздат, 1972.
7.	Качоровский И. Б. Распределение и переключение внимания при
полетах по приборам. М., Воениздат, 1972.
8.	Медведев А. 3., Черепенин Ю. М. Обоснование команд руково-
дителя полетов и действий курсантов при исправлении характерных ошибок
на взлете и посадке самолета. Изд. Барнаульского ВВАУЛ, 1972.
9.	Медников В. Н. Особенности устойчивости и управляемости совре-
менных боевых самолетов. Изд. ВВКА, 1970.
10.	М е д н и к о в В. Н. Пилотажные свойства и пилотирование самолета в
установившемся полете. Изд. ВВКА, 1970.
11.	Медников В. Н. Пилотажные свойства и пилотирование самолета при
маневрировании. Изд. ВВКА, 1971.
12	Медников В. Н. Пилотирование самолета в особых условиях полета.
Изд. ВВКА, 1971.
13.	Седов Г. А. и др. Летчику о практической аэродинамике. М., Воениз-
дат, 1961.
14.	Степанов Н. Н. Маневренные характеристики современных боевых
самолетов. Изд. ВВКА, 1971.
15.	Честнов А. В. Летная эксплуатация самолета. М., Воениздат, 1962.
16.	Цейтлин Г. М. и др. Аэродинамика и динамика полета реактивного
самолета. М., Воениздат, 1964.
17.	Инструкция летчику самолета МиГ-21. М., Воениздат, 1967.
18.	Методическое пособие по технике пилотирования самолета МиГ-21. М.,
Воениздат, 1966.
19.	Альбом наглядных пособий по самолету МиГ-21, часть 1. Эксплуатация
и техника пилотирования. М., Воениздат, 1965.
825
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Предисловие	............................................. 3
Глава 1. Маневренные характеристики самолета............................ 7
§ 1.	Высотно-скоростные характеристики самолета.................... —
§ 2.	Маневренные характеристики самолета ......................... 17
§ 3.	Сравнительная оценка маневренных свойств самолетов ....	30
§ 4.	Общие методы расчета маневров................................ 43
Глава 2. Устойчивость и управляемость самолетов-истребителей ....	56
§ 1.	Устойчивость самолета ....................................... 57
§ 2.	Управляемость самолета ...................................... 73
§ 3.	Влияние на характеристики устойчивости и управляемости
особенностей компоновки современных самолетов-истребителей 84
§ 4.	Особые случаи устойчивости и управляемости самолета ...	115
Глава 3. Теоретические основы пилотирования............................ 147
§ 1.	Система летчик — самолет...................................... —
§ 2.	Переработка летчиком информации о полете.................... 152
§ 3.	Два типа восприятия положения самолета в пространстве . .	157
§ 4.	Ошибки летчика и отклонения самолета........................ 158
Глава 4. Пилотирование при маневрировании в горизонтальной плос-
кости ................................................. 165
§ 1,	Вираж и разворот f................ . . .	—
§ 2.	Бочка	   195
§ 3.	Разгон	и торможение .............................  208
Глава 5. Пилотирование при маневрировании в вертикальной плоскости 217
§ 1.	Переворот	................................... -*•
§ 2.	Полупетля и петля Нестерова....................... 239
§ 3.	Пикирование ....................................   266
§ 4.	Горка . . . . ...............................- . .	275
Глава 6. Пилотирование при маневрировании в наклонной плоскости
и по пространственным траекториям............................. 281
§ 1.	Спираль ................................................ 282
§ 2.	Косая петля ...........................................  2$9
§ 3.	Боевой разворот........,................................ 302
§ 4.	Пилотирование в группе ..............................  •	3Q7
Приложение............................................... 321
Литература  ............................................  325
326
Виктор Никитович Медников
Маневрирование на самолете-истребителе
Редактор Фролов Л. М,
Технический редактор Коновалова Е, К.
Корректор Чернакова Г. М.
Г-74553	Сдано в набор 3.1.75 г.	Подписано к печати 30.5.75 г.
Формат 60X90/1,, 201/, печ. л., 20,5 усл. печ. л., 21,751 уч.-изд. л.
Изд. Xi 7/1287	Бесплатно	Зак. 272
☆
Воениздат
103160, Москва, К-160
2-я типография Воениздата
191065, Ленинград, Д-65, Дворцовая пл., 10