Летчику
О ПРАКТИЧЕСКОЙ
АЭРОДИl-iАМИКЕ
Составители-редакторы
заслуженный летчик-испытатель СССР
Герой Советского Союза инженер-полковник
СЕДОВ Г. А.
и инженер-капитан РЕБРОВ М. Ф.
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР
Москва-1961

358.4
Л52
ЛЕТЧИКУ О ПРАКТИЧЕСКОй АЭРОДИНАМИКЕ.
Составители-редакторы заслуженный летчик-испытатель СССР Ге­
рой Советского Союза инженер-полковн,ик Седов Г. А. и инженер-ка­
питан Ребров М. Ф.
В книге помещены отдельные статьи журнала «Вестник Воздуш­
ного Флота», в которых авторы - заслуженные летчики-испытатели
СССР, авиационные командиры и инженеры - рассказывают об устой­
чивости и управляемости современных реактивных самолетов, особен­
ностях нх пилотирования, действиях летчиков в особых случаях по-
летаит.д.
,
1
Знание этих вопросов необходимо при боевом применении военных
самолетов, а также при пилотировании транспортных машин. Авторы
приводят интересные и поучительные примеры из личной практики.
Книга рассчитана на летный состав ВВС и ГВФ, курсантов авиа­
ционных училищ и аэроклубов, она может быть полезна также для
широкого круга читателей, интересующихся аэродинамикой скоростных
самолетов.
*

3НАТЬ АЭРОДИНАМИКУ СВОЕГО САМОЛЕТА
(Вместо предисловия)
Советские летчики прославились своим бесстрашием и
героизмом, стали образцом воинского умения и отваги.
Особенно ярко высокий патриотизм и беззаветная любовь
к Родине, беспримерное мужество и героизм советских
авиаторов проявились в годы Великой Отечественной
войны.
Совершать героические подвиги и побеждать врага по­
могли нашим летчикам, воспитанным на сJ1авных тради­
циях Коммунистической партии Советского Союза и его
верного боевого Ленинского Комсомола, высокие мораль­
но-боевые качества, сочетавшиеся с замечательным ма­
стерством владения боевой техникой. Среди летчиков­
истребителей и бомбардировщиков, разведчиков и штур­
мовиков было много подлинных мастеров своего дела,
умевших брать от машины все, ·что она может дать.
Опыт войны и практика повседневной боевой учебы
убеждают нас в том, что победы в воздухе может достичь
только тот летчик, который в совершенстве овладел своим
делом, умеет использовать высокие пилотажные и боевые
·свойства самолета, его аэродинамику, силовую установку,
оборудование. Только большая техническая культура пред­
определяет высокое мастерство летчика.
Современный самолет отличается наиболее совершен­
ными летно-тактическими данными. Но если таким само­
летом управляет малоопытный и недостаточно знающий
все особенности его конструкции и аэродинамики летчик, не
3

может быть и речи о практическом использовании боевых
качеств машины.
Аэродинамику своего самолета надо знать. Усложне­
ние задач летной подготовки, увеличение скоростей поле­
тов до сверхзвуковых, овладение высотами, близкими
к пр-актическому потолку самолетов, проведение полетов
в сложных метеорологических условиях и ночью предъяв­
ляют все новые требования к теоретической подготовке
авиаторов.
Знания аэродинамики самолетов важны не только для
авиационных конструкторов и инженеров, но и для летного и
командного состава нашей авиации.
Конструктор, используя законы и методы аэродина­
мики летательных аппаратов, может выбрать наилучшие
формы и размеры проектируемого самолета, рассчитать
его летные характеристики. Инженер строевой части, орга­
низующий техническую эксплуатацию и обслуживание
самолетов, обязан отчетливо понимать зависимость лет­
ных свойств самолетов от условий их эксплуатации, ре­
монта и наземного обслуживания.
Летчик должен овладеть этой наукой, чтобы созна­
тельно управлять своим самолетом и в сложных условиях
воздушной обстановки грамотно использовать его летные
данные. Зная аэродинамику современных самолетов,· лет­
чик сможет правильно использовать особенности своей ма­
шины, занять положение, выгодное для выполнения бое­
вой задачи.
Авиационные командиры, зная аэродинамику сверх­
звуковых скоростей, летно-тактические характеристики и
особенности поведения самолетов на различных режимах
полета, смогут определить наиболее выгодные условия
для их боевого применения с учетом всех свойств тех­
ники противника, принять единственно правильное реше­
ние при выполнении тактических или оперативных задач.
Грозную силу таят в себе наши боевые машины. Много
труда и вдохновения потребовалось от советских кон­
структоров, инженеров, рабочих, чтобы довести авиацион­
ную технику дn совершенства. Основная задача всех со­
ветских авиаторов - научиться в совершенстве владеть
этим боевым оружием.
*

3ac.11yiJ1CCUU/Ый .~етчин-испытатr.111, СССР
ГrptJй Советсно~о Союаа
и1-1женер-по.11новиuн r. А. СЕДОВ
СКОРОСТЬ И ВЫСОТА
Скорость и высота полета - основные характеристики
самолета-истребителя в воздушном бою - тесно связаны
между собой. Летчик всегда может за счет избытка вы­
соты увеличить скорость полета и, наоборот, имея запас
скорости, увеличить высоту полета. Эта взаимосвязь ле­
жит в основе вертикального маневра (боевого разворота,
горки, разгона до сверхмаксимальной скорости на сни­
жении и т. д.).
Взаимосвязь скорости с высотой. Чтобы количественно
связать изменение скорости с высотой полета при выпол­
нении вертикального маневра, будем рассматривать энер­
гию летяшего самолета как сумму двух энергий 1: поте н­
циальной, или энергии высоты, и кинетической,
-или энергии скорости. Потенциальная энергия равна про­
изведению веса самолета G на высоту Н, а кинетиче­
ская - половине произведения массы самолета т на
квадрат истинной скорости V2. Таким образом, суммар­
ная энергия летящего самолета будет
mV2
Е=GН+-м
2
(1)
1 Энергетический метод рассмотрения движений самолета подробно
изложен в статьях проф. В. С. Пышнова, опубликованных в журналах
·«Вестник Воздушного Флота», No 4, б и 6 за 1951 r.
5

Удобнее рассматривать суммарную энергию не всего
самолета, а одного его килограмма. Поделив обе части
равенства ( 1) на вес самолета G, получим
V2
е=Н+-,
2g
_где g - ускорение силы тяжести.
Если тяга двигателя превосходит лобовое сопротивле•
ние самолета, то силы, действующие на самолет, произво­
V,
дят положительную ра­
боту и его суммарная
энер,rия
возрастает.
В случае превышения
лобового сопротивле­
ния над тягой, наобо­
рот, суммарная энер­
гия летящего самолета
, будет уменьшаться. Ее
изменение может про­
исходить как за счет
одновременно . обоих
слагаемых (т. е, за
счет высоты и скоро•
сти), так и одного из
них, причем одно из
слагаемых может ра­
сти, а другое умень-
Рис. 1. Линии равных энергий
шаться.
При равенстве сил
тяги и лобового сопротивления суммарная энергия само­
лета останется неизменной. Однако при этом возможны
превращения энергии высоты в энергию скорости и наобо­
рот. Иными словами, набор высоты будет происходить за
счет потери скорости, а увеличение последней - за счет
потери высоты.
Если из некоторой точки а 1 (рис. 1) самолет, имея вы­
соту Н1 и скорость Vz, перейдет в точку а2 , где его высота
станет Н2 , а скорость V2 , то при той же суммарной энергии
будет справедливо равенство
(2)
6

Следовательно, высота изменится на величину
v2_ v2
ЛН=Н2-Н1 = 1
2
g
2
,
(3)
а скорость в точке а2 можно подсчитать по формуле
(4)
Если графически показать зависимость скорости от вы­
соты полета при равенстве сил тяги и лобового сопротив­
ления, то получится параболическая кривая, которую на­
зывают линией равных энергий (см. рис. 1).Д.ттс­
каждого значения суммарной энергии самолета будет своя
такая линия.
Если точка а 1 , которой соответствует скорость само­
лета V1 и высота Н1, лежит на линии равных энергий, то
в точке а2 , лежащей на этой же линии, самолет будет
иметь скорость и высоту V2 и Н2, в точке аз - V3 и Нз
и т. д. Это значит, что, если при любом маневрировании
сила тяги остается равной сопротивлению самолета, ско­
рость с высотой будет изменяться только по линиям рав­
ных энергий независимо от крутизны горки или пикирова­
ния. Крутизна набора или снижения влияет только на
время маневра, но
каким бы маневром
самолет ни достиг
новой высоты, ей со­
ответствует одна и
только одна скорость.
Области возмож­
ных .ск&ростей и вы­
сот горизонтального
полета. На рис. 2
• изображена
область
возможных устано-
вившихся
горизон-
тальных скоростей
самолета. Слева сни­
зу до точки А ог,ра­
ничим эту область
ЭВОЛЮ'ГИВНОЙ скоро­
стью Vэв, Справа об­
ласть
огр·аничится
максимальной ско-
с
Скорость
Рис• 2. Области возможных скоростей и
высот полета
7

ростьtо горизонтального полета Vмакс при полной тяге
двигателей. Участок кривой от точки А до статического
потолка Нет будет соответствовать горизонтальному по­
лету на установившейся • скорости, но на углах атаки,
больших, чем на статическом потолке. Внутри области
возможных установившихся скоростей в любой точке тяга
может быть как больше, так и меньше лобового сопротив­
ления (за исключением правой границы области, где тяга
либо равна, либо меньше лобового сопротивления) и в
зависимости от режима работы двигателя суммарная
энергия самолета либо увеличится, либо уменьшится.
Самолет может достичь любой линии равных энергий,
пересекающей область возможных установившихся ско­
ростей.
Максимальная суммарная энергия у самолета будет
там, где одна из линий равных энергий касается линии,
ограничивающей область возможных установившихся ско­
ростей полета. Никаким маневром, ни при каком режиме
двигателя самолет не в состоянии достичь суммарной энер­
гии, большей еманс- Поэтому область справа сверху от ли­
нии емакс недоступна для самолета.
На скоростях и высотах, лежащих слева от кривой
эволютивной скорости. самолет мог бы летать главным
образом на неустановившихся режимах. Это возможно
при условии, что удастся обеспечить хорошую управляе­
мость самолета на скоростях, меньших эволютивной. Не
исключено, что в будущем с помошью газовых и струйных
рулей или других принципиально новых систем управления
эта область будет «обжита» самолетами. Пока же в ней
возможен только неуправляемый баллистический полет и
практиче9ки она не используется.
Если самолет наберет высоту и скорость, величина ко­
торых соответствует режиму максимальной суммарной
энергии емакс, и затем начнет снижаться, то при равенстве
сил тяги и сопротивления его скорость с потерей высоты
будет увеличиваться в соответствии с кривой максималь­
ной суммарной энергии. Казалось бы, в этом случае для
самолета доступна вся об.rrасть ВемаксС. В действительно­
сти при скорости, большей максимальной, в особенности
на малых высотах, сила сопротивления станет значи­
тельно превосходить силу тяги. Поэтому правая часть об­
ласти управляемых неустановившихся режимов ВемаксС
оказывается недоступной для самолета. Левая же часть
энергетически доступна. Однако на малых высотах полет
8

на скорости, превышающей максимальную, связан с боль­
шими скоростными напорами, обычно превышаюшими до­
пустимый напор по условиям прочности самолета. Поэтому
реально из всей области ВемансС можно использовать
только верхнюю ее часть, расположенную на больших и
. сред них
высотах.
Если в точке, соответствующей еманс, перевести само­
лет в набор высоты, скорость его, уменьшаясь по линии
равных энергий, на Нf't{Оторой высоте станет равной эво­
лютивной. Высота, на которой это случится, выше стати­
ческого потолка и обычно называется дин а м и чес к им
п от о л к ом самолета. Таким образом, область
АНдинеманс также доступна самолету; полет здесь возмо­
жен только неустановившийся и сравнительно кратковре­
м~нный, но управляемый.
Если с созданием принципиально новых систем управ­
ления самолетом станет возможным управляемый полет
и при скоростях, меньших современных эволютивных, то
при переводе самолета в набор высоты из режима с еманс
можно будет довести скорость до величины, б,1изкой
к нулю; высоту, достигаемую
цри этом, назовем балл и­
ст и чес к им потолком.
Динамический потолок
самолета. На рис. 3 изобра- ~ -
жены области возможных ~
установившихся скоростей ~
различных самолетов. Для
истребителя периода второй
мировой войны ( с поршне­
вым двигателем) максимум
суммарной энергии находил-
икти6ные
ерхз6уко6ые
ь ucmpe"llumeлu
~
Скористь
ся на статическом потолке.
Здесь его скорость была
равна эволютивной. Поэто-
му высоту, превышающую Рис. 3. Статический и динамиче­
ский потолки самолетов
статический потолок, такой
самолет набрать не мог.
На современных сверхзвуковых реактивных истреби­
телях на статическом потолке скорость значительно
больше эволютивной. Это позволяет летч-ику после набора
статического потолка продолжить набор высоты (за счет
уменьшения скорости до эволютивной). Для набора мак­
симальной высоты ему следует уменьшать скорость не со
9

статического потолки, а с режима, соответствующего мак­
симальной суммарной энергии самолета.
С ростом максимальных скоростей самолетов разница
между потолками дНдин увеличивается (рис. 3). Следова­
тельно, скоростные реактивные истребители могут летать
на высотах, значительно превышающих статический по­
толок.
При переводе самолета в набор высоты из режима, со­
ответствующего максимальной суммарной энергии, дей­
ствительная энергия самолета несколько уменьшается.
Объясняется это тем, что тяга в криволинейном полете
с перегрузкой становится меньше сопротивления. После
перевода самолета в набор высоты самолет обладает не­
сколько меньшей суммарной энергией, чем еманс• Однако
новая линия равных энергий самолета будет расположена
близко к линии еманс- Чтобы использовать для боевых це­
лей высоты, которые лежат выше статического потолка,
лучше всего из режима, соответствующего максимальной
суммарной энергии, переводить самолет в набор высоты
с углом наклона траектории до 20° и достаточно энергично.
При этих условиях прирост высоты над статическим по­
толком бvдет значительным и самолет сохранит хорошую
управляемость и маневренность.
Цена высоты и скорости. В минувшей войне в воздуш­
ных боях летчики ценили преимущество в высоте, так как
высоту всегда легко было превратить в скорость: сравни­
тельно небольшая потеря высоты давала ощутимый при­
рост скорости. На этом основании у летчиков родилась
тактическая форМ\тла. высказанная трижды Героем Совет­
ского Союза А. И. Покрышкиным: высота - скорость
-
маневр - огонь.
Для реактивных самолетов. скорость которых меньше
скорости звука, эта Формула также справедлива. Однако
с дальнейшим ростом скоростей самолета условия изме­
нились.
Для какой-либо высоты Н 1 (рис. 4) нанесем точки
А и В, причем первую расположим в обласги малых ско­
ростей, а вторую - в области больших. Проведем через
обе точки линии равных энергий. Как видим. во втором
случае линия пройдет круче. Если самолет потеряет вы­
соту дН, то прирост скорости ,1VА за счет высоты при
малой скорости будет зн.ачительно больше., чем дVв при
большой скорости.
~р

Расёмотрим пример. iiусть один самолет на скорости
V1 = 500 км/час а другой на скорости V; = 2000 км,ч,ас
потеряли при разгоне 500 м высоты (дН = -500 м). Под­
считаем прирост скорости каждого за счет превращения
энергии 1шсоты в энергию скорости. Из формулы (4) сле­
дует, что прирост скорости первого самолета составит
115 км/час, или 23%, а второго-30 км/час, или 1,5°/о.
Но еС;Ли при больши:х
скоростях полета потеря вы- ~
соты дает сравнительно не- ~
большой прирост скорости, ~
то малое уменьшение по­
следней приводит 1к значи­
тельному увеличению высо­
ты полета. Так, при у~мень­
шении скорости на 100/о вы­
сота полета за счет превра­
щения одного вида энергии
~
-------18
-
-
------
41',t
4Vs
.
Скорость
в другой увеличивается
при начальной скорости
500 км/час на 185 м, а при
скорости 2000 км/час- на
2950 м.
Таwи~м образом, с ростом
скорос'I'и полета при взаим-
Рис. 4. Линии равных энергий в
областях больших и малых скоро­
стей полета
ных превращениях высоты в скорость и, наоборот, скоро­
сти в высоту цена высоты уменьшается, а цена скорости
возрастает и на больших сверхзвуковых скоростях такти­
ческая формула воздушного боя примет несколько иной
вид: скорость - высота
-
маневр - огонь.
Скорость по траектории и вертикальная скорость. Из
аэродинамики известно, что вертикальная скорость набора
высоты V у равна избытку мощности дN, деленному на
вес самолета G, т. е.
V
_
ЛN
Yv=const-
G
(5)
Однако эта формула справедлива, если при наборе вы­
соты скорость по траектории не изменяется, или, иными
словами, если работа избытка силы тяги изменяет только
энергию высоты, а энергия скорости (или кинетическая
энергия) самолета остается постоянной. Поэтому в фор­
муле (5) V у имеет индекс V = coпst. Если же при наборе
11

еысоты скорость Iio траектории будет изменяться, то rtp11
увеличении скорости по траектории вертикальная скорость
набора высоты уменьшится, а при уменьшении скорости по
траектории - уве.ТJичится.
Выведем формулу для вертикальной скорости Vy в об­
щем случае. Пусть самолет набирает высоту в прямоли­
нейном полете с углом наклона траектории е (рис. 5).
Сумма проекций на траекторию сил, действующих на са­
молет, будет равна
P-Q-Gsin0,
где Р - сила тяги;
Q - сила лобового сопротивления;
G - вес самолета.
По второму закону Ньютона
P-Q -Gsin 0=mix,
где т - масса самолета;
ix - ускорение по траектории.
Поделив обе части равенства на G и умножив на V,
получим
(Р- Q)
V
V.с.
V
.
-
sшo=-Jx·
G
g
Но
(Р- Q)v- лN
-
v
.v
.
еv
G
-
G-
Yv=const'
Sll1 = у·
Следовательно,
V=V
Vix
У
Yv= const- - .
g
(6)
v·
Величина - Е представляет собой увеличение или
g
уменьшение вертика.1ьной скорости набора высоты Л Vy за
счет изменения скорости по траектории, т. е.
ду =-Vix
у
•
g
(7)
При разгоне самолета ускорение ix положительное,
а величина д Vy отрицательная, при торможении - на­
оборот.
Таким образом, изменение вертикальной скорости за­
висит от истинной скорости по траектории и от продоль-
12

нога ускорения. При одних 11 тех же отрицательных уско­
рениях (замедлениях) большей скорости по траектории
будет соответствовать и больший прирост вертикальной
скорости набора высоты.
Возьмем самолет со сравнительно узким диапазоном
дозвуковых скоростей. Запас скорости у него по сравне­
,нию с наивыгоднейшей
скоростью набора высоты
невелик. Поэтому умень­
шение скорости по траек­
тории при наборе давало
кратковременный и не
очень большой при-
рост Vy.
У самолетов с боль­
шими
сверхзвуковыми
скоростями
использова­
ние кинетической энергии
дает им длительный и
значительный
прирост
вертикальной скорости
набора высоты. Рассмот­
рим такой пример. Само­
лет набирает высоту с
истинной скоростью по
у
G
Рис. 5. Силы, действующие на са­
молет в прямолинейном полете с
углом наклона траектории 0
траектории 2000 км/час, которая за каждую секунду умень­
шается на 5 км/час. Подсчитаем прирост вертикальной ско­
рости набора высоты за счет уменьшения: скорости по тра-
ектории. По формуле (7) получим
•
ЛVy=_Vix= 2000.5 ~80м/сек.
g
3,6 •3,6 •9,81
Как видим, сравнительно небольшое торможение дает
значительный прирост вертикальной скорости набора вы­
соты.
Из формулы (7) видно, что
.
ЛVу
Jx=-vg.
(8)
Другими словами, при одной и той же вертикальной
скорости снижения самолет будет разгоняться за счет по­
тери высоты тем с меньшим ускорением, чем больше ско­
рость по траектории. Это еще раз подтверждает справед-
13

л11iзость наших рассуждений о тактической формуле воз­
душного боя.
Таким образом, с ростом скорости полета количествен­
ные характеристики взаимосвязи между высотой и ско­
ростью настолько меняются, что приводят к качественно
новым явлениям. О них должен хорошо знать каждый
летчик.
*

Лстчии-испытатс"11, псрво~о u.;iacca
геперсм-майор авиации С. А. МИНОНН
ДИНАМИЧЕОRИЙ МЕТОД НАБОРА ВЫСОТЫ
Всякий самолет в полете обладает определенным коли­
чеством энергии (кинетической и потенциальной). :Кинети­
ческая энергия самолета (О,5 т V2 ) зависит от скорости,
а потенциальная (mgH) - от высоты полета самолета.
В установившемся горизонтальном полете эти виды энер­
гии, а следовательно, и суммарная энергия остаются по­
стоянными и могут быть легко подсчитаны.
Известно, что при неизменном режиме работы двига­
теля на снижении скорость будет увеличиваться, а в на­
боре высоты, наоборот, уменьшаться. Это значит, что один
вид энергии переходит в другой. При этом суммарная
энергия практически остается постоянной.
Режимы установившегося горизонтального полета са­
молета лежат внутри области (рис. 1), которая ограни­
чена слева минимальной, а справа максимальной или мак­
симально допустимой скоростью. Верхняя часть области
представляет собой потолок самолета для данной скоро­
сти, или максимальные высоты, на которых самолет может
лететь с определенной постоянной скоростью (статиче­
ский потолок).
В установившемся горизонтальном полете существует
статическое равновесие сил - подъемная сила равна весу,
а тяга - сопротивлению. Полет на потолке характери­
зуется тем, что двигатель работает на максимальной тяге
и для каждого числа М полета максимальная тяга равна
,Jtобовому сопротивлению,

оа
10 1-------+------11-----I--.J.--I----J..---i-----+--_-_---c_=-+==-1~--I
_
-IJ -_.. ;c.'ilon
nP·
5
,,,.
/
,,,.
,,,.
/
о
/
О,б
о.в
1,0
1,2
1/+
1,6
1,8
2,0
J,f
Рис. t. Изменение диапазона скоростей с высотой полета для самолетов:
I - с дозвуковой; 2 - с трансзвуковой и 4 - со свер1tзвуковой скоростями (3 - для самолета с про­
межуточными характеристиками)

На рис. 1 представлены кривые для четырех самолетов
различных типов. Кривая 1 относится к самолету, скорость
которого меньше скорости звука, кривая 2 - к самолету,
максимальная скорость которого немного превышает ско­
рость звука (М примерно 1,3-1,4). Назовем эти скорости
трансзвуковыми. Кривая 4 относится к современ­
ному истребителю типа F-104 «Старфайтер», основной
диапазон скоростей которого сверхзвуковой. Кривая 3 от­
носится к самолету с промежуточными характеристиками.
Как видно из рисунка, самолет с околозвуковой ско­
ростью имеет сравнительно небольшой диапазон скоро­
стей, но его потолок довольно велик (область, очерченная
кривой 1, вытянута вверх). Максимальную скорость та­
кой самолет развивает на высотах 3000-5000 м. Диапазон
скоростей и маневренные возможности с увеличением вы­
соты до потолка уменьшаются постепенно.
У самолета с трансзвуковыми скоростями форма кри­
вой несколько иная; значительно увеличилась максималь­
ная скорость, которую самолет достигает на высоте
11 ООО м. Потолок, получаемый по-прежнему на дозвуко­
вой скорости, возрос незначительно -- вся область стала
шире, но почти не увеличилась в высоту. Главная особен­
ность такого самолета состоит в том, что диапазон его
скоростей значительно расширился и остается большим до
высот, очень близких к потолку. Это значит, что са~молет
сохраняет довольно хорошие маневренные качеств~ почти
до самого потолка. Находясь чуть ниже потолка, он будет
вести себя так, будто еще далек от него, в то время как
первый самолет уже задолго до потолка начинает терять
свои качества. У самолета с трансзвуковым диапазоном
скоростtй намечается потолок на сверхзвуковой скорости
(второй «горб» на кривой 2), который значительно меньше,
чем потолок на дозвуковой скорости.
У четвертого из представленных типов самолета пото­
лок на сверхзвуковой скорости сvшественно больше по­
толка на дозвуковой скорости. Область установившихся
режимов этого самолета значительно увеличилась в ши­
рину, ее основная площадь лежит в зазвуковом диапазоне
скоростей. Левая граница несколько сдвинулась вправо,
так как крыло самолета специально спроектировано для
больших скоростей. Поэтому на малых скоростях оно ве­
дет себя хуже - углы атаки на тех же скоростях у него
больше, а качество значительно хуже. По этой причине
потолок самолета на дозвуковой скорости несколько
17

уменьшился. Однако максимальная скорость самолета на­
столько увеличилась, что диапазон скоростей стал больше
на всех высотах и особенно вблизи потолка.
Для первого типа самолета потолок представляет со­
бой точку на граниuе области, т. е. его можно достигнуть
на строго определенной скорости. На всех других скоро­
стях полета максимальная высота резко уменьшается.
Иначе на самолете со сверхзвуковым диапазоном скоро­
стей. При изменении скорости в довольно больших преде­
лах максимальная высота полета уменьшается незначи­
тельно.
В полете на потолках с дозвуковой и сверхзвуковой
скоростями самолет ведет себя различно. В первом случае
он не обладает практически никакой маневренностью:
даже небольшой крен или попытка изменить скорость не­
медленно приводят к потере высоты. На потолке, достиг­
нутом на сверхзв,,ковой скорости, самолет послушно вхо­
дит в крены до 20-30°, разворачивается без потери вы­
соты и довольно хорошо управляется. Летчику может
показаться, что потолок еще не достигнут. И тем не ме­
нее это статический потолок, так как при попытке увели­
чить высоту скорость, хотя и медленно, уменьшается.
Вернемся к вопросу об энергии летящего самолета.
Полная энергия (уровень энергии) равна
mV2
E=-+mgH.
2
Ее можно представить в виде только потенциальной
энергии и выразить ч·ерез какvю-то условную (эквивалент­
ную) высоту Нз, которую самолет мог бы набрать, если бы
вся его кинетическая энергия превратилась в потенциаль­
ную, т. е.
откуда
mV2
mgH 0 =-+mgH,
2
V2
Нв=Н+-.
2g
Следовательно, для каждого режима полета можно
найти эквивалентную высоту, которая бvдет характеризо­
вать полную энергию или уровень энергии самолета на
этом режиме. Подсчитав уровень энергии для различных
точек (высот), на кривой максимальных скоростей можно
найти такую 1 в котороii уровень энергии будет макси~а.щг
18

ным. Для самолетов типа МиГ-11, энергия которых оnреде­
ляется больше высотой, чем скоростью полета, точка, со­
ответствующая максимальному уровню энергии, лежит на
200-300 м ниже потолка. На самолетах типа F-104 энер­
гия увеличивается больше с увеличением скорости, чем
с увеличением высоты. Поэтому максимальный уровень
энергии для этих самолетов лежит на 2000-4000 м ниже
потолка, где скорость немного отличается от макси­
мальной.
Возникает вопрос: нельзя ли практически использо­
вать часть кинетической энергии для набора высоты, пре­
вышающей статический потолок? Очевидно, современные
самолеты, имея громадный избыток скорости, могут на­
брать дополнительную высоту. Но сколь большую и какой
применить метод?
Ясно, что использовать всю кинетическую энергию для
достижения высоты, равной '"квивалентной, практически
невозможно, так как пришлось бы уменьшить скорость до
нуля. Это привело бы к полной потере управляемости са­
молета. Но будет ли пределом минимальная скорость го­
ризонтального полета при наборе высоты динамическим
методом? Нельзя ли снизить. скорость меньше минималь­
ной и сохранить управляемость самолета в верхней точке
набора?
К:ак известно, для полета без потери высоты необхо­
димо, чтобы подъемная сила была равна весу, т. е.
v2
Y=G=cys_P_
2
Следовательно, уменьшая скорость, необходимо увели­
чить Су крыла, т. е. увеличить угол атаки. Однако в полете
на минимальной скорости коэффициент подъемной силы
практически максимальный и дальнейшее увеличение угла
атаки только уменьшит его. В результате самолет начнет
«сыпаться» или свалится на крыло, если произойдет срыв
потока на одном из крыльев.
Значит, нужно найти такой режим, при котором само­
лет не выходит на угол атаки, больший критического.
Тогда крыло будет нормально обтекаться и срыва на нем
не произойдет, хотя подъемная сила станет меньше веса
самолета.
Это возможно, когда потребная подъемная сила крыла
меньше, чем вес самолета. Так бывает при наборе вы-
19

соты (рис. 2) и nланировании (иJIИ nикировании). Чем
больше угол наклона траектории к горизонту, тем мень­
шая подъемная сила нужна от крыла. При отвесной траек­
тории подъемная сила равна нулю.
Есть еще один режим полета, когд-а подъемная сила
крыла меньше потребной для горизонтального полета.
Известно, что подъемная сила в общем случае должна
уравновешивать вес само­
лета, умноженный на пере­
грузку (последняя характе­
ризует криволинейность по-
р лета). Чем большую пере­
грузку мы хотим получить,
тем большая нужна подъем­
ная сила крыла. А если пе­
регрузку сделать меньше
единицы, т. е. меньше, чем в
горизонтальном
полете?
Очевидно, тогда потребуется
и меньшая, чем в горизон­
тальном полете, подъемная
сила крыла (при отрица­
тельной перегрузке подъем­
ная сила будет обратного
направления - вниз отно-
G
сительно летчика).
Рис. 2- Силы, действующие на са-
Известно, что при вы-
молет в режиме набора высоты воде самолета из горки
или при наборе высоты от­
клонением ручки от себя перегрузка будет меньше
единицы. При этом можно так подобрать траекторию, что
перегрузка будет равна нулю. Это значит, что от крыла
не требуется никакой подъемной силы, так как вес
самолета уравновешивается центробежной силой. Угол
атаки при этом близок к нулевому. На таком режиме
самолет не свалится в штопор и не будет парашютировать,
хотя скорость его может стать значите,ТiьНо меньше мини­
мальной скорости горизонтального полета. Попутно отме­
тим, что такой режим полета является единственно воз­
можным методом создания на самолете условий невесо­
мости.
Таким образом, используя кинетическую энергию,
можно набрать максимальную высоту, если сделать горку
после предварительного разгона. Траектория полета при
20

~'Гом будет состоя1ъ из ввода в горку, прямолинейного н~­
бора высоты, вывода из горки и снижения. На всех этих
этапах, кроме ввода в· горку, потребная подъемная сила бу­
дет мен.ьше веса самолета, а скорость может быть меньше
минимальной для горизонтального полета, определяемой
по Су макс• На вершине горки (на выводе) окорость может
быть уменьшена до минимальной величины, определяемой
управляемостью самолета.
Следует сказать о влиянии угла горки. Чем больше
угол набора, тем с меньшим радиусом может быть вывод
из горки и тем меньше будет скорость. Так, например,
при установлении рекорда высоты на самолете F-104 ско­
рость по прибору в верхней точке горки достигала 140-
160 км/час, что, очевидно, значительно меньше скорости,
на которой этот самолет может свалиться в штопор в го­
ризонтальном полете.
Заметим, что минимальная скорость на вершине горки
не является строго определенной величиной. Она зависит
от угла горки, манеры пилотирования и характеристик
управляемости самолета. Поэтому и максимальная вы­
сота, которую можно набрать, используя кинетическую
энергию (такую высоту называют дин а ми чес к им
потолком), не является строго определенной высотой.
Рассмотрим методику выполнения полета на динами­
r1еский потолок.
Прежде всего нужно выйти в точку наибольшего уров­
~я энергии, т. е. получить скорость, возможно близкую
к максимальной на заранее известной высоте. Выйти в эту
точку можно различными способами. На менее скорост­
ных самолетах обычно вначале набирают высоту на ре­
жиме максимальной скороподъемности. Когда приборная
скорость становится равной той, которая должна быть в
точке максимального уровня энергии, набор высоты про­
должают, сохраняя эту приборную скорость до тех пор,
пока Vy не уменьшится до нуля. Это будет означать, что
самолет вышел на высоту, где его суммарная энергия мак­
симальна.
На более скоростных самолетах после набора высоты
11 000-13 ООО м разгоняют самолет до приборной скоро­
сти (или числа М), которая должна быть в исходной
точке, и, сохраняя ее постоянной, также выходят на задан­
ную высоту. В первой половине самолет лучше разгонять
с небольшим снижением.
21

Выйдя в точку максимальногd уровня эtiергйи, вщjа
можно более энергично переводят самолет в набор вы­
соты. Этот переход делают с максимально возможной
перегрузкой, для чего ручку энергично отклоняют на
себя, так как эффективность продольного управления на
сверхзвуковых скоростях понижена.
Наивыгоднейшим углом горки при полете на динамиче­
ские высоты следует считать угол около 20°.
При боль­
ших углах максимальная высота хотя и увеличивается,
зато время пребывания на этой высоте уменьшается. По­
этому, если хотят дольше удержать самолет на динамиче­
ских высотах, горку выполняют под углом 15-20° и даже
меньше. Угол на горке устанавливают и выдерживают по
указателю авиагоризонта (в конце разгона перед горкой
авиагоризонт должен показывать нулевой угол тангажа).
В процессе набора высоты, когда скорость на горке
будет продолжать уменьшаться, нужно все время подтяги­
вать ручку на себя.
В обычных по.r1етах нет необходимости достигать самой
верхней точки динамического потолка. Поэтому не следует
допускать, чтобы скорость снизи.r1ась намного меньше ско­
рости срыва в штопор при горизонтальном полете. По до­
стижении скорости срыва нужно постепенно ослаблять на
ручке тянущие усилия, так чтобы самолет плавно выхо­
дил из горки с уменьшением перегрузки до 0,5-0,8. 'Эту
траекторию вывода и перегрузку сохраняют до перехода
самолета на снижение, в процессе которого скорость ста­
нет близка к эволютивной. Высота будет все время умень­
шаться, но выровнять самолет в горизонтальный полет
можно только тогда, когда она станет ниже статического
потолка.
До сих пор мы полагали, что при выполнении горки
суммарная энергия самолета остается постоянной. На са­
мом деле это не так. Самолет получает энергию за счет
тяги двигателя. Часть ее расходуется на преодоление со­
противления воздуха. Если тяга больше сопротивления,
то энергия самолета увеличивается.
Перед началом горки тяга равна сопротивлению. Энер­
гия самолета максимальная. При вводе в горку увеличи­
вается угол атаки, сопротивление растет и становится
больше тяги двигателя (происходит потеря энергии). На
горке, в прямолинейном -наборе •высоты, угол атаки
(и Су) уменьшается (становится меньше, чем в горизон­
тальном полете), поэтому и сопротивление падает. Однако
22

в первой половине горки оно достаточно велико, так как
скорость еще большая, а тяга двигателя с высо'Гой умень­
шается. При дальнейшем уменьшении скорости сопротив­
ление станет меньше, чем тяга, и уровень энергии начнет
увеличиваться.
В процессе вывода из горки перегрузка, углы атаки и
сопротив.r1ение также уменьшаются, а энергия самолета
увеличивается (если двигатель по-прежнему дает макси­
мально возможную тягу). Таким образом, в начале горки
суммарная энергия само.r~ета уменьшается, а в конце
горки -увеличивается, однако она никогда не может ока­
заться больше максимального уровня.
Здесь мы не учитываем особенностей работы двигателя
выше статического потолка, которые могут препятствовать
достижению максимальных высот. Так, например, при
установлении рекорда высоты на американском самолете
F-104 свыше 20 ООО м выключился dюрсаж и дальнейшая
часть горки выполнялась практически без двигателя.
В другом случае при полете на предельную высоту лет­
чик (из-за ограничений) сам выключил двигатель на вто­
рой половине горки.
Как рассчитать динамический потолок? Рассмотрим это
на примере самолета F-104. По данным американской пе­
чати, наивыгоднейшая исходная высота для него 13 700 м
(очевидно, из условий управляемости), а максимально до­
пустимая скорость 650 м!сек (М == 2,2). Эквивалентная
высота для этих ,,словий. пnлсчитанная по Формуле, при­
веденной выllle, будет 35 'ЧЮ м. Пусть минимальная ско­
рость по прибору -равна 150 км/час. Для определения ис­
тинной скорости в вРnхней точке горки зададимся динами­
ческим потолком 30 !100 м. Так как относительная плот­
ность воздуха на этой высоте д = 0,1199, то минимальная
истинная скорость
150
V:мин=--=1250 км/час (348 м/сек),
О, 1199
а динамический потолок
V2 V2
65')2 - 3482
Ндин= - мин+ Н=----+ 13700=29100 М.
2g
2, 9,8
Эта высота меньше той, которой мы задались ранее.
Сделаем второе приближение. т. е. будем считать, что ди­
намичесю1й потолnк paвejl 2() 500 м (среднее значение
между 30000 .I:I 2910Ом), и вноJЗ.Ь орределим Vмм и Ндин-
23

Так какдляН=29500м д=0,1248, получим
V:мпк = ___!оО_ = 1200 км/час (333 м/сек);
О, 1248
6502 -3332
Нд:ик= 2
.
9
,
8
+ 15700=29600 м.
Высота практически совпала с той, которой мы зада­
лись, следовательно, расчет сделан правильно. Рекорд вы­
соты 27 811 м меньше рассчитанной. Причина здесь в том,
что во второй половине горки двигатель практически не соз­
давал тяги, поэтому пЬтери энергии не ,компенсировались.
Этот рекорд в 1959 г. был перекрыт советским летчиком­
испытателем В. С. Ильюшиным, поднявшим,ся на высоту
28 852 м, а в 1961 г. Г. К. Мосоловым, взявшим новый ру­
беж- 34 714 м.
При наборе максимально возможной высоты траекто­
рия полета несколько отличается от описанной выше.
Уг.о,л на горке берут 40° и более. Так как радиус ввода
в горку на сверхзвуковых скоростях большой, то макси­
мальный угол получается примерно на половине горки,
после чего его уменьшают, т. е. горка почти не имеет пря­
молинейного участка. Самолет как бы забрасывается
вверх по баллистической траектории.
Когда заходит разговор о динамическом потолке,
обычно задают вопрnс: «Как можно практически приме­
нить эту высоту? Ведь самолет там беспомощен». Это
верно, что самолет в верхней точке горки практически не­
управляем. Но между верхней точкой и статическим потол­
ком лежит пространство высотой около 10 км, в котором
самолет имеет запас энергии. И чем ближе к статическому
потолку, тем этот запас больше. Его то и можно исполь­
зовать.
Использование «динам.ических» высот имеет практиче­
ское значение для тех самолетов, скорость которых на вы­
сотах на 1000-2000 м ниже потолка соответствует чис­
лам М примерно 1,3-1,4 и больше. Однако и менее ско­
ростные (трансзвуковые) самолеты, характеристики кото­
рых примерно соответствуют кривой 2 на рис. 1, могут
использовать кинетическую энергию для набора высоты
больше статического потолка.
Пусть истребитель-перехватчик, скорость которого соот­
ветствует числу М = 1,3, наводится наземным радиолока­
тором на цель, летяшую со Сj:Оростью 900 км/час на вы­
соте, равной статическому потолку истребителя. Эту целъ
24

можно атаковать обычным методом, т. е. выйти на высоту
своего потолка на наивыгоднейшей скорости набора и
сближаться на этой высоте. Но на статическом потолке с
дозвуковой скоростью самолет не может маневрировать
ни скоростью, ни направлением без потери высоты. Следо­
вательно, такая атака возможна только при очень точном
наведении и если при этом скорость цели меньше скорости
истребителя. Практически такая атака маловероятна.
Поэтому лучше поступать так. В процессе последнего
этапа наведения не выходить на высоту цели (и своего по­
толка), а идти на 500-1 ООО м ниже с максимально воз­
можной скоростью. Выше было указано, что самолеты та­
кого типа обладают новым по отношению к самолетам с
дозвуковыми скоростями качеством: на высоте, немного
меньшей статического потолка, диапазон их скоростей и
максимальная скорость заметно увеличиваются. Например,
скорость атакующего истребителя на высоте 16 500 м бу­
дет составлять 1150 км/час (М = 1,12) вместо 1000 км/час
(М = 0,94) на потолке. На этой высоте самолет сравни­
тельно хорошо может маневрировать, что позволит легче
исправить ошибки наведения.
Обнаружив цель на экране бортового радиолокатора,
летчик должен определить момент начала набора высоты
для выхода на цель. Для определенных условий его можно
рассчитать заранее 1• Если, например, летчик хочет вести
стрельбу в горизонтальном полете с дальности 1500 м, то,
имея принижение 1000 м, он должен начать горку с уг­
лом 10° с дальности около 2,8 км. Тогда самолет выйдет
на высоту цели со скоростью, примерно на 80 км/час боль­
шей, чем если бы высота набиралась обычным методом.
Избыток скорости позволит летчику осуществить необхо­
димый для прицеливания маневр, атаку и выход из нее.
Как показал опыт, скорость на высоте падает очень мед­
ленно и даже к моменту выхода из атаки она оставалась
несколько больше, чем обычно на потолке.
Еще лучше применить другой вариант атаки. После за­
хвата цели радиолокатором сближаться, сохраняя прини­
жение, и на дальности около 2 км перевести самолет в
угол набора так, чтобы прицелиться и открыть стрельбу.
В этом случае стрельба будет вестись на горке с не.боль-
1 Подобные расчеты для современных самолетов придется делать
во в,сех случаях атаки цели на большой высоте Исходными данными
для расчета будут: принижение относительно цели, скорость сближения,
угол горки и дальность прицельной стрельбы.
25

шим vглом. При реактивном вооружении применение эtoro
метода упрощается вследствие больших дальностей
стрельбы. Такой метод позволяет атаковать цели, летящие
даже несколько выше потолка самолета-перехватчика.
Однако для околозвуковых и даже трансзвуковых са­
молетов возможности использования динамического ме­
тода набора высоты очень ограничены. Тем не менее они
позволяют нам представить те новые качества, которые в
полной мере начинают проявляться у скоростных самоле­
тов на сверхзвуковых скоростях полета.
У сверхзвукового самолета типа F-104, имеющего ско­
рость более М = 2, максимальный статический потолок до­
стигается при скорости около 1,8 М (см. график). Вели­
чина статического потолка составляет около 20 ООО м, что
ненамного больше потолка других самолетов. Но боевой
их потолок лежит значительно выше и будет быстро расти
при дальнейшем увеличении максимальной скорости по­
лета. В самом деде, если полет происходит на высоте
20 ООО м со скоростью более 2000 км/час, стоит только не­
много отклонить ручку на себя, и самолет будет набирать
высоту.
Приближенный расчет показывает, что для набора до­
полнительной высоты 1500 м нужно потерять всего одну
десятую числа М.
Мы уже сказали, что полет самолета выше статического
потолка - неустановившийся. Самолет может выполнять
определенный маневр в течение времени, пока его ско­
рость, все время уменьшаясь, остается больше какой-то
минимальной. У самолетов, скорость которых немного
больше звуковой, это время невелико. У более скоростных
оно значительнее и тем больше, чем ближе к статическому
потолку.
При малом сопротивлении воздуха и большой истинной
скорости полета большее значение, чем раньше, приобре­
тает инерция самолета. Самолет неохотно и медленно те­
ряет скорость. В этом начинает проявляться что-то от бал­
листической ракеты. Вот почему время полета таких само­
летов в диапазоне динамических высот, особенно в нижней
его части, будет иногда даже превышать располагаемое
время по запасу топлива с учетом возвращения с~молета
на свой аэродром.
Маневренные качества самолета с уменьшением скоро­
сти все время снижаются. Отсюда вытекает одно суще­
ственное требование: при динамическом наборе высоты
26

для атаки летчик должен знать дальность до атакуемоrо­
самолета и начию1rь горку в тот момент, когда она будет
со01ветствовать рассчитанной дл'я данных условий. Исход­
ные данные для расчета - это высота принижения отно­
сительно цели, скорость сближения, угол горки и даль-
ность прицельной стрельбы.
'
Надо сказать, что это условие является теперь необхо­
димым для всех других случаев атаки цели на большой
высоте, так как набор потолка на современных самолетах
выпn.11няется по строго определенному профилю.
Итак, динамический метод набора высоты может быть
практически применен либо когда на самолете есть радио­
локационная станция, позволяющая обнаруживать цель,
летящую с превышением, на дальностях, больших, чем
дальность начала горки, либо когда команда о начале
горки может быть с достаточной точностью передана с
земли по данным наземных радиолокаторов.
У сверхзвукового самолета существует как бы три по­
толка: два статических (на дозвуковой и сверхзвуковой
скоростях) и динамический.
Статический потолок на сверхзвуковой скорости полета
становится уже в какой-то мере понятием отвлеченным,
так как не он определяет возможности самолета. Если
практически максимальная высота самолета с дозвуковой
скоростью полета всегда меньше статического потолка, то
у сверхзвукового самолета она всегда бо.11ьше и лежит
где-то между статическим и динамическим пото.пками.
Именно к этой высоте, по нашему мнению, следует приме­
нять термин «практический потолок».
*

-
-=-·
-
-2.~--.. .:
=:---- -
1
-=-
-==
~~~
-
Зас.аужеииыи .аетчип-испытате.аь СССР
Герои Советспо~о Союаа М. л. ГАЛ,ТIАЙ
ПОЛЕТ РЕАКТИВНОГО САМОЛЕТА
НА. ВТОРОМ РЕЖИМЕ
Реактивный бомбардировщик шел по маршруту на
большой высоте. Двигатели работали на оборотах, потреб­
ных для горизонтального полета. Стрелки указателей ско­
рости устойчиво колебались возле одного и того же поло­
жения. Отклонения по высоте, изредка возникавшие по
случайным причинам, летчик исправлял общепринятым
способом: переходом на небольшой подъем с соответствую­
щим уменьшением скорости, если фактическая высота ока­
зывалась ниже заданной, или на незначительное снижение
с разгоном скорости, если высота становилась больше за­
данной. Словом, полет протекал на практически установив­
шемся режиме.
Так продолжалось более получаса, пока очередное от­
клонение по высоте не оказалось несколько больше
предыдущих и не потребовало для своего исправления со­
ответственно большего уменьшения скорости. Правда, и
на этот раз самолет был возвращен на исходную высоту,
но затем сразу же проявил тенденцию к новому снижению,
которое опять было прекращено за счет дальнейшего
уменьшения скорости. Так повторилось несколько раз.
Самолет, летевший до этого на установившемся горизон­
тальном режиме, внезапно потерял способность к его со­
хранению. Летчик продолжал упорно «держаться» за ис­
ходную высоту ценой постепенного и неуклонного умень­
шения скорости. Разумеется, это было грубой ошибкой
пилотирования, к6торая угрожала полной потерей скоро-
28

сти и сваливанием. Такая ошибка могла произойти в ре­
зультате того, что внимание летчика было сосредоточено
на одних приборах (в данном случае на высотомере и ва­
риометре) и он перестал следить за другими, в том числе
и за указателем скорости.
В летной практике известны случаи (правда, довольно
редкие), когда самолет, пролетев сравнительно длительное
время в установившемся горизонтальном полете, внезапно,
без каких-либо видимых причин, терял способность к даль­
нейшему поддерживанию этого режима. Создавалось впе­
чатление, что понизилась тяга двигателей, хотя в действи­
тельности она оставалась неизменной.
Интересы безопасности полетов застав.1яют разобраться
в физической сущности подобных явлений (которые,
кстати, никогда не встречались в полетах на самолетах с
поршневыми двигателями) и выработать необходимые
практические рекомендации по пилотированию. Для этого
обратимся к известным из аэродинамики понятиям о пер­
вом и втором режимах, на которые разделяется диапазон
допустимых скоростей полета.
Ра,ссмотрим, как изменяется вертикальная ско-
рость Vy в зависимости от скорости по траектории V при
неизменном положении Vм лN,
рычагов управления си-
ловой установки (еек-
торов газа, оборотов,
УПРТ и др.). При не­
котором значении ско­
рости, именуемой обы­
чно наивыгоднейшей
(ниже будет показана
неточность такого наи­
менования), Vy имеет
наибольшее значение
(рис. 1). В диапазоне
скоростей от наивыгод­
нейшей до максималь­
но допустимой - на
первом режиме поле-
П режим -rI режим
V
Рис. J. Зависимость вертикальной скоро­
сти и избытка мощности от скорости по
траектории
та - вертикальная скорость тем меньше, чем выше скорость
по траектории. В диапазоне скоростей от минимальной до
наивыгоднейшей - на втором режиме полета,
-
наоборот,
вертикальная скорость тем больше, чем выше скорость по
траекrории.
29

В курсах теории полета второй режим обычно расцени­
вается как невыгодный с точки зрения экономичности, так
как для него характерны повышенные значения потребной
мощности, а значит, и повышенные расходы горючего без
какого-либо выигрыша в скорости. Однако особенности
пилотирования самолета на втором режиме при этом, как
правило, совершенно не рассматриваются.
н,
1
11
111
111
11
11
11
, ___
__,__.___,1-______,__....._,J -
Vo1
V
Рис. 2. Кривые потребных и располагаемых мощ­
ностей в области первого (а) и второго (б) ре­
жимов
• lHa рис. 2 показаны отрезки кривых Nпотр и Nрасп
вблизи точек их пересечения. Здесь Nпотr представляет
собой потребную мощность, необходимую для горизонталь­
ного полета с данной скоростью, а Nracп - мощность, раз­
виваемую силовой установкой, отрегулированной летчиком
для установившегося горизонтального полета с постоянной
скоростью; при изменении скорости мощность силовой
установки в общем случае также может меняться. Не сле­
дует смешивать мощность Nрасп с максимальной распола­
гаемой мощностью, известной из аэродинамического
расчета, так как последняя соответствует полному газу
(оборотам) и представляет собой наибольшее из всех воз­
можных значений Nрасп•
Предположим, летчик обнаружил, что фактическая вы­
сота меньше заданной, и потому несколько увеличил угол
тангажа, не меняя режима работы двигателя. В резуль­
тате скорость полета уменьшилась на величину д V, а ра­
венство Nпотр и Nрасп ( область а на рис. 2) нарушилось
30

tак, что образовался положительный избыток мощности ЛN.
Это повлекло за собой.возникновение вертикальной скоро•
сти Vy, направленной вверх. Если появился избыток фак­
тической высоты над заданной, все явления происходят в
обратном порядке: летчик увеличивает скорость на вели­
чину д V, равенство значений Nпотр и Nрасп вновь нару­
шается, но в обратную сторону, так что образуется не поло­
жительный, а отрицательный избыток ( недостаток) мощ­
ности - ЛN и .самолет начинает снижаться. Заметим по­
путно, что принципиально также управляет самолетом и
автопилот с коррекцией по высоте (статос1юпом).
Однако этот привычный для каждого летчика порядок
явлений наблюдается не всегда, а лишь в области скоро­
стей, относящихся к первому режиму. Иначе обстоит дело
на так называемом втором режиме, при котором соотно­
шение между наклонами кривых Nпотр и Nрасп обратное
(область б на рис. 2).
В подобном случае попытка корректировать высоту по­
лета обычными методами обречена на неудачу. На втором
режиме уменьшение скорости влечет за собой появление
не положительного, а отрицательного избытка мощности
и связанное с этим снижение самолета. Если при этом лет­
чик попытается парировать возникшее снижение «стан­
дартным» способом, т. е. дальнейшим уменьшением скоро­
сти (отклонив руль высоты вверх), то отрицательный из­
быток мощности станет еше больше и снижение не только
не будет устранено, но даже усилится. Дальнейшие по­
пытки восстановить заданную высоту за счет перехода на
меньшую скорость (что, разумеется, нельзя оценить иначе,
как грубейшей ошибкой пилотирования) в конце концов
неизбежно приведут к потере скорости и сваливанию са­
молета.
На первый взгляд может показаться, что обнару)l(ение
присущей второму режиму «обратной» зависимости из­
бытка мощности от скорости не должно представлять труд­
ности для летчика. Однако в действительности эта зависи­
мость проявляется в чистом виде только при сравнении
двух режимов полета с различными, но установившимися
скоростями. В процессе изменения скорости - перехода от
ее исходного значения Vo к новому значению Vo± д V - на
основную зависимость как в первом, так и во втором ре­
жимах накладывается дополнительное явление, а именно:
уменьшение скорости при постоянном режиме двигателя
31

всегда влечет за собой набор высоты вследствие перехода
части кинетической энергии самолета в потенциальную, а
увеличение скорости, наоборот, связано со снижением за
счет перехода потенциальной энергии в кинетическую.
Поэтому действительная картина изменения параметров
полета будет близка к показанной на рис. 3. Здесь в каче­
стве примера рассмотрено изменение параметров полета,
когда летчик заметил, что фактическая высота ниже за­
данной и для исправления этого отклонения в обоих слу­
ч:аях (как в полете на первом режиме, так и на втором)
переходит на меньшую скорость. Когда она будет установ­
лена, установится и новое значение вертикальной скоро­
сти. Но при полете на первом режиме (рис. 3, а) оно будет
положительным, а на втором режиме (рис. 3, б) - отри­
цательным. На промежуточном этапе в обоих случаях
уменьшение скорости одинаково вызывает подъем, что за­
трудняет своевременное распознавание второго режима
летчиком и увеличивает опасность непроизвольной потери
скорости.
Сказанное особенно сильно проявляется у современных
скоростных самолетов, обладаюших настолько большой
кинеrической энергией, что даже небольшое ее уменьше­
ние вызывает значительный прирост высоты. Так, если у
реактивного самолета со стреловидным крылом и нагруз­
кой на крыло, равной 400-420 кг/м2 , летящего на исход­
ном режиме горизонтально на высоте 1О ООО м с приборной
скоростью 385 км/час (эти условия соответствуют полету
на втором режиме), летчик, не трогая рычагов управления
двигателями, уменьшит скорость до 365 км/час 1, то само­
лет за счет части своей кинетической энергии наберет
около 200 м высоты. Правда, этот подъем будет лишь &ре­
менным. После того как новое значение скорости устано­
вится, самолет уже не будет лететь горизонтально, так как
теперь он находится в области второго режима, где избы­
ток мощности стал отрицательным, а перейдет на уста­
новившееся снижение • с вертикальной скоростью около
0,4-0,5 м/сек. В результате он вновь снизится до той на­
чальной высоты, на которой был начат маневр, И будет
снижаться дальше. Но как легко подсчитать, ,снижение до
исходной высоты будет продолжаться 6-8 мин; по истече•
1 Следует иметь в виду, что данный расчет носит примерный харак•
тер и предназначен только для количественной иллюс'!'рации явления.
Поэтому названные знаuения скоростей никак не следует рассматри­
вать как рекомендуемые.
•
•
32

11,V . Vy
н
а
1
1
Но
1
1
1
v,
1
---- ---+ -
1
1
дV
1
V
~=О
Уу
t
Гориз. полет 1 Перехоdн. режим 1ПоiJьем с постон111Юi1
на /режиме 1(11,vенош, t:кopocmu) 1 rжоростью
1
1
HYVy
6
1
1
н
н.
1
1
Vo
1
______
J__
1
1
t:,.V
V
V. •О
Уо
t
Vy
Гор1.ЛJ полет \ Перехvдн, режим Снижетш с постонн·
на Л реж·име 1( gменьш. cкvpocmu) \ ной скоростыо
Рис. 3. Изменение Н, V и Vv в полете:
а - на первом режиме; б
-
па втором режиме

нии такого промежутка времени летчик может даже не
усмотреть связи между происходящим снижением и своим
первоначальным маневром скоростью.
Именно в этом и следует искать объяснение случаев,
когда летчик, пролетев некоторое время на постоянной
скорости и высоте, «внезапно» сталкивался с тенденцией
самолета к постепенному снижению скорости. По-види­
мому, полет происходил где-то вблизи границ первого и
второго режимов, пока для исправления очередного откло­
нения по высоте не потребовалось настолько снизить ско­
рость, что самолет ·перешел на второй режим полета.
Дальнейшие попытки летчика «по,rщержать» машину при­
водили только к еще большей потере скорости.
Для возвращения на первый режим следовало либо уве­
личить тягу (мощность), либо разогнать скорость на сни­
жении.
Первый способ восстановления исходного режима по­
лета имеет явное преимущество. Дело в том, что увеличе­
ние скорости может дать заметный эффект и обеспечить
необходимый подъем лишь в том сравнительно маловеро­
ятном случае, когда исходная скорость находится доста­
точно «глубоко» в области второго режима. Тогда разго­
ном ,самолета до скорости, большей, чем исходная, удается
получить (разумеется, после первоначального «клевка»,
неизбежного при разгоне) заметный избыток мощности и
соответствующую ему скороподъемность, которая позво­
лит восстановить исходную высоту полета. Однако на прак­
тике более вероятен полет не в «глубине» второго режима,
а где-то вблизи границы между первым и вторым. Вернув­
шись к исходной скорости, летчик лишь восстановит нуле­
вое значение избытка мощности, иными словами, прекра­
тит дальнейшее снижение, но не наберет потерянной вы­
соты. Кроме того, летчику может показаться противоесте­
ственным начинать компенсировать потерю высоты сниже­
нием, неизбежным в процессе разгона скорости. Поэтому
для выхода из второго режима полета вс.егда, когда полет
происходит достаточно далеко от практического .потолка,
лучше увеличить тягу силовой установки.
Итак, пилотирование самолета в горизонтальном по­
лете на первом режиме существенно отличается от пило­
тирования на втором. Естественно, возникает вопрос, где
находится граница между этими двумя режимами.
Различие между ними заключается в обратном соотно­
шении наклонов кривых потребных и располагаемых мощ-
34

ностей (рис. 2). На границе между первым и вторым ре­
жимами эти наклоны должны быть одинаковыми. Данное
условие выполняется не при пересечении, а только при ка­
сании кривых потребных и располагаемых мощностей.
Поэтому для определения скорости, соответствующей гра­
нице между двумя режимами, строят семейство кривых
Ррасп, в котором каждая кривая соответствует какому-то
режиму работы дви,гателi!
(оборотам ТРД, числу де­
лений УПРТ ТВД и т. д.). N
Эти кривые накладывают
на кривую потребных
мощностей и определяют
положение точки касания
последней с нижней кри-
вой семейства (рис. 4).
Для самолетов с дви­
гателями некоторых ти­
пов, в частности с порш­
невыми и турбореактив­
ными, можно обойтись
Лрежим1 lре:нсим
Nnomp
N~pacn
V
и без графических по­
строений в каждом от­
дельном случае, так как
положение интересующей
нас точки подчиняется
Рис. 4. Определение скорости, соот­
ветствующей границе между первым
и вторым режимами
здесь простым закономерностям, Так, на самолетах с
поршневыми двигателями располагаемая мощность в
сравнительно узком диапазоне скоростей, близком к наи­
выгоднейшей скорости (где можно считать коэффициент
полезного действия винта постоянным), при неизменном
положении секторов газа практически не зависит от ско­
рости. Поэтому кривые Nрасп, соответствующие различным
положениям сектора газа, проходят почти горизонтально,
и искомая точка касания очень близка к режиму, соответ­
ствующему минимальному значению потребной мощности,
которое, как известно, достигается при экономическом
угле атаки аiш (рис. 5).
Мощность двигателей реактивных самолетов (ври по­
стоянных оборотах) практически можно считать прямо
пропорциональной скорости, так как их тяга в интересую­
щем нас диапазоне скоростей изменяется мало: у большин­
ства двигателей при крейсерских оборотах и высоте по­
лета 10-12 кл,~ в диапазоне индикаторных скоростей от
35

300 до 500 км/час - всего ± 1,5-3% от своего среднего зна­
чения. Кривая потребных мощностей реактивного самолета,
естественно, коснется кривой Nрасп, имеющей минимальный
угол наклона <р, который, как видно из рис. 5, пропорцио­
нален отношению N: V, численно равному величине тяги дви­
гателя Р (так как N =PV). Иными словами, наклон кривой,
N
'f
2Уре:ж:.-------1-йре:ж:. Ziipe:ж;.
lilpeж
Винтомоторного
реактиВNого
самолета
caмoflr-n,u
V
Рис. 5. Определение скорости, соответствующей границе
между первым и вторым режимами для самолетов с·
поршневым (слева) и реактивным (справа) двигателями
вернее, прямой, выражающей зависимость ~мощности реак­
тивного двигателя от скорости, при постоянной тяге пропор­
ционален величине последней. Значит, минимальный наклон
будет при минимальном значении тяги Р, т. е. при полете с
наивыгоднейшим углом атаки, или углом максимальноrо ка­
чества tХнаив-
Следовательно, граница между первым и вторым ре­
жимами полета соответствует у винтомоторного самолета
экономическому, а у реактивного наивыгоднейшему углу
атаки 1. Этим объясняет1ся тот факт, что до внедрения ре­
активной авиации вопрос о полете на втором режиме пс
имел большого практического значения, поскольку полеты
на углах атаки, превышающих экономический, почти ни­
когда не производились из-за близости а:эн к максимально
допустимому. Полеты же на режимах, близких к наивы-
1 Таким образом, распространенное наименование скорости, соот­
ветствующей границе между первым и вторым режимами, как наивы­
годнейшей, строго говоря, вполне справедливо лишь для реактивных
самолетов.
36

годнейшему, напротив, распространены гораздо шире, осо­
бенно на больших высотах, и поэтому полет реактивного са­
молета вблизи второго режима вполне вероятен.
Так, например, если у винтомоторного самолета с пря­
мым wрылом и нагрузкой около 150 кг/м 2 граница между
первым и вторым режимами полета соответствует скорости
180-185 км/час, то у
N"кtJ
реактивного самолета
со стреловидным кры·
лом и нагрузкой 400-
420 кг/м2 эта граница
получается при индика­
торной скорости 380 --
400 км/час, а у реак­
тивного самолета со
стреловидным крылом
и нагрузкой 500--
550 кг/м2 -при скоро­
сти 450-500 км/час.
Для самолетов с
турбовинтовыми двига­
1
н, -граница высотщхти
тур6о8цнтоОого авигателн
• '-------v
Рис. 6. Зависимость эквивалентной мощ­
ности турбовинтового двигателя от ско­
рости
телями характерна своеобразная зависимость эквивалент­
ной мощности от скорости (рис. 6). Ниже граниuы высот­
ности эта зависимость такая же, как у самолетов с порш­
невым двигателем. Поэтому в диапазоне высот от Н = О до
rграницы высотности граниuа между первым и вторым ре­
жимами полета самолета с турбовинтовыми двигателями
будет также соответствовать экономическому углу атаки.
Выше границы высотности кривне эквивалентной мощности
имеют положительный наклон и интересующая нас ско­
рость становится несколько больше, чем она была ниже
граниuы высотности, хотя по величине это различие обычно
невелико. Так, у современных транспортных самолетов с
турбовинтовыми двигателями и прямым крылом граница
между первым и вторым режимами полета соответствует:
ниже граниuы высотности - индикаторной скорости 320-
330 км/час, а выше нее - индикаторной скорости
335-340 км/час.
Все эти особенности поведения самолета на втором ре­
жиме проявляются только вблизи установившейся скорости
горизонтального полета, при которой кривые потребных и
располагаемых мощностей пересекаются или касаются. На
неустановившихся режимах разгона и торможения (напри­
мер, после взлета или перед посадкой) кривые располагае-
37

мых мощностей проходят сравнительно далеко от кривой
потребных мощностей (рис. 7). Поэтому при изменении ско­
рости избыток мощности (положительный при разгоне, от­
рицательный пр.и торможении) хотя и меняется по абсолют­
ной величине, 1ю не меняет знака и, следовательно, непо­
средственного влияния на rпилотирование не оказывает.
Npacr,_мaК&
N
Nnomp
V
Рис- 7. На не~·становившихся режимах разгона
и торможения избыток мощности не меняет
знака при изменении скорости в полном диа-
пазоне
Точно так же при нормальном наборе высоты выход на
второй режим полета влечет за собой только изменение за­
висимоспr ееличины скоро,подъемности (но не ее знака!) от
скоро-сти на обратную. При снижении на малом газе также
изменяется только завиоимость с1юрост.и снижения от ско­
рости [IОлета.
Выпуск шасси и закрылков резко сдвигает границу
между первым и вторым rрежимами в область ~малых скоро­
стей. Так, у современного самолета со стреловидным кры­
J!Ом и нагрузкой около 400 кг/м2 при выпущенных полностью
закрылках и шасси указанная граница соответствует инди­
каторной скорости менее 250 км/час. Поэтому заход на по­
садку до ныравнивания включительно почти у всех сущест­
вующих типов самолетов (включая реактивные) происхо­
дит на первом режиме.
В нормальных полетах потеря скорости, вызванная
стремлением rподдерживать в условиях второго режима по­
стоянную высоту обычными методами, практически малове-
38

роятна, потому ч110 трудно доrпустить, чтобы летчик дJJи­
тельное время не следил за показю~иями указателя окорости.
Однако в некоторых особых случаях полета, например при
пилотировании самолета в облаках по дублирующим прибо­
рам и неработающем указателе скорости, подобную ситуацию
нельзя считать полностью исключенной. В этом •случае лет­
чик устанавливает обороты, обеспечивающие горизонтальный
полет, и стремится удерживать постоянную высоту. Как было
показано выше, если полет происходит на втором режиме или
вблизи него, это мож,ет привести к существенным затрудне­
ниям.
Другим примером может служить также случай отказа
одного из двигателей на высс)Те, превышающей потолок·са­
молета в полете с неполной тягой. Попытка сохранить исход­
ную высоту неизбежно приведет к потере скорости, причем
после входа в область второго режима дальнейшее торможе­
ние будет происходить все более и более энергично. Бели в
подобной ситуации летчик точно не знает, возможен ли гори­
зонтальный полет на данной высоте при оставшихся рабо­
тающих двигателях, то ему следует уменьшать скорость не
ниже той, которая соответствует границе между первым и
вторым режимами, а затем, поддерживая эту скорость, сни­
жаться до той высоты, где самолет сбалансируется в гори-
зонтальном полете.
,
1
Чгобы избежать затруднений, связанных с полетом на
втором режиме, необходимо прежде всего твердо знать ин­
дикаторную скорость ,своего самолета, соответствующую
границе между первым и вторым режимами полета, и по воз­
можности из'6егать полета на установившейся скорости,
меньшей, чем указанная.
Если в силу каких-либо причин летчику все же придется
выполнять горизонтальный полет на втором режиме или
вблизи него, нужно ВНIИМательно следить за скоростью и уг­
лом тангажа (по авиагоризонту или визуально). Отклоне­
ния по высоте лучше всего направлять изменением тяги си­
.rювой установки, а не маневром по скорости.
На самолетах, имеющих автопилот с высотной коррек­
цией, воздействующей не на тягу, а на rпродольный угол са­
молета, при полете на втором режиме .или вблизи него вклю­
чать коррекцию не следует.
Полет реактивного самолета на втором режиме - один
из ,возможных особых случаев, и каждый летчик в интере­
сах безопасност~и полета должен иметь ясное представление
о его особенностях.
*

Лстцин-испытап~слъ псрвоzо п.11асса
Н. В. .АДАМUВИЧ
УПРАВЛЕНИЕ УГЛОМ ТАНГАЖА НА САМОЛЕТЕ
Однажды, устраняя ,снос при посадке, летчик запоздал с
выравниванием и отклонил ручку на себя чуть резче обыч­
ного. Самолет, казалось, «не заметил» ошибки, но потом
плавно пошел вверх, задирая нос и теряя скорость. Летчик
отклонил ручку немного от себя, пытаясь предупредить
взмывание. Самолет набрал еще метра два высоты, потом
помедлил и круто «посыпался» вниз, кренясь и опуская нос.
Смягчить удар о землю можно был, бы, быстро действуя
рулями. Но летчик выполнил это недостаточно энергично.
К:ак будто решив все делать по-своему, самолет стукнулся
колесами о дорожку, несколько раз подпрыгнул и затем ус­
покоился в стремительном пробеге. Посадка была неудач­
ной. Она могла закончиться и поломкой самолета.
Можно с уверенностью сказать, что не существует лет­
чика, который с теми или иными «индивидуальными оттен­
ками» не проделал бы однажды подобной посадки. Видимо,
здесь имеются особые, общие для всех летчиков трудности
пилотирования. В чем их причина?
Ручку (штурвал) и педали называют иногда «рычагами
управления рулями». Такое название неточно. К:огда летчик
действует ручкой и педалями, он не думает о рулях, а сле­
дит за положением самолета в пространстве, ориентируясь
по углу тангажа, курсу и углу крена. Самолет в руках лет­
чика превращается как бы в систему «приводных механиз­
мов», или «приводов», связывающих- рычаги управления в
кабине с углом тангажа, курсом и углом крена- Запазды­
вание действия этих «приводов», т. е. отставание по вре-
40

мени изменения углов от перемещений ручки и педалей, и
составляет основную трудность пилотирования всех совре­
менных самолетов.
Запаздывание особенно затрудняет управление, когда
маневр самолета должен быть выполнен точно: при посадке,
взлете, контактировании для заправки горючим в :~олете,
пилотаже, полете вблизи потолка, воздушной стрельбе и т. д.
Во всех этих случаях часто даже опытный летчик не в со­
стоянии «заставить» самолет делать в точности то, что он
хочет.
Причина запаздывания кроется в особенностях «приво­
дов», схема которых определяется уравнениями динамики
самолета. Разобраться в этих уравнениях трудно не только
рядовому .тrетчику, но и опытному инженеру. В то же время,
не зная ,свойств указанных «приводов», научиться летать
нельзя. Поэтому каждый летчик в процессе обучения и даль­
нейшей работы буквально «на ощупь» знакомится с ними.
Задача не из легких, если учесть, что количественные ха­
рактеристики «приводов» в большой мере зависят от режима
полета и конструкции самолета.
Трудностью этой задачи отча,сти объясняется, почему
научиться летать оказывается гораздо труднее, чем водить
любую другую маши,ну.
Для улучшения техники пилотирования каждому ле.­
чику полезно познакомиться с принципом указанных «при­
водов». На примере простой модели рассмотрим «привод»
управления углом тангажа.
Углом тангажа &, как известно, называется угол между
продольной осью самолета и горизонтальной плоскостью.
Поднимая или опуская нос самолета, летчик ориентируется
(через фонарь кабины или по авиагоризонту) именно на
этот угол. Между прочим в технической литературе часто
пишут о том, что, действуя ручкюй (штурвалом), летчик
ориентируется не на угол тангажа, а на перегрузку ny.
В действительности главным ,средством контроля режима
полета летчику служит зрение. Ощущаемые перегрузки в
лучшем случае лишь несколько дополняют контроль. В этом
легко убедиться, например, во время полета по приборам
без авиагоризонта. «Чувство перегрузки» (даже если его
дополнить показаниями акселерометра) далеко не воспол­
нит отсутствия главного прибора контроля угла тангажа -
авиагоризонта. Следовательно, основные качества самолета,
создающие удобство управления в вертикальной плоскости,
41

а
б
<1)
~""' :::,
"'
с:1
с:,:, 1
~~1
Е:1
1 1s.лия11ие нежесткости
1 сDязи- мi1 ,18вJ..- ~
11
'' -~
1
·:.J ~11
1
1
'•'
~в.-• '
!,! !,ii f•·
и-~•
rr~м. ,.,r 11 11-}у
и Исхоi111ый 1 \
д'·
1-- ре;жим -t---Перехо нuи
режим
1
.1
IJl21
D !:о
v"i- -
'11
1/
ноlый
tсек
ptJН/JM
!tачало_отдачu"'ручки
(оnреdеляется 11а глаз)
мв
с;::, о
Взятие ручки 1/
на cetJя
----
1
!12
li,
о
исхоаный
режим
лхв
Взятие/яуvки
110сея
Переходный
режим
Но6ый
режим
tce:,
t сек
tсек
"OmiJa"° "pgvкu d момеttт
tJости:жения 1J'г
Рис. 1. Характеристики работы:
а - спмолетноrо «привода»; б
-
автомобильного «привода»

бйределяiотся «приводом» управления углом тангажа, а Ii~
пер~грузкой.
Угол тангажа равен сумме двух углов: угла ;:~таки u 11
) гла наклона траектории полета 0 к горизонту (рис. 1), т. е.
v=а+Ан,
Допустим, что летчику нужно перевести самолет с од­
ного угла тангажа -&1=а+ев1 на другой -&2. Как в этом слу­
чае действует «привод», связывающий ручку (штурвал) че­
рез составляющие а и ев с углом тангажа?
Пусть в исходном режиме самолет летит прямолинейно
с неизменной скоростью, усилие на ручке снято ,с помощью
триммера до нуля. Если в этом случае энергично отклонить
ручку на себя или от себя на некоторую величину Лхв, угол
атаки довольно быстро изменится на величину Ла, пропор­
циональную Лхв (рис. 1, а). Произойдет это тем скорее, чем
больше приборная с1юрость полета. Затем благодаря ста­
тической устойчивости самолет будет продолжать rполет с
новым углом атаки а+Ла.
Представим ,сначала, что «добавок» к углу атаки - угол
L\a - без отставания по в1ремени следует за перемещением
ручки Лхв. Тогда первую ступень «привода», связывающего
ручку с углом а, можно изобразить в виде простой рычаж­
ной передачи (рис. 2, а). Ручка, сцентрированная пружи­
ной f, «жестко» связана с визиром А, условно изображаю­
щим деталь фонаря кабины, с помощью ,которой летчик ви­
зирует горизонт, или «1силуэтик» авиагоризонта. Прилагая
усилие ЛРв, летчик отклоняет ручку на величину Лхв и по­
лучает, как на реальном самолете, отклонение визира ни
дополнительный угол зрения
Ла = с1ЛХв = ciJ,Pв,
где с 1 и с2 - передаточные числа от ручки к углу атаки;
они постоянны при данной скорости полета по прибору и
числе М.
На этом как бы заканчивается действие первой ступени
рассматриваемого «привода», связывающего ручку с углом
атаки.
При переходе на новый угол атаки подъемная ,сила ста­
новится бо1Льше (или меньше) веса самолета, вследствие
чего траектор1Ия полета начинает искривляться. Визируя го­
ризонт, летчик воспринимает начало этого искривления как
включение второй ступени «привода», связывающего
угол Ла с углом наклона тра,ектории полета 0 в.
43

Разддижна"---м
муrрта
~~
6
в
(ру"ка -лсх)
1-н и Z-н ступени" npufJoдa •
f·н и 2-я ступени» npufJoila"
(рuчка -мх -r,88)
Рис. 2. Модель «привода» управления углом тангажа:
а и 6 - упрощенные схемы
-
связь (ручка ➔ да) жесткая; в - действительи~я
схема - связь (ручка ➔ Дu) упругая

Связь эта, однако, такова, чтр вначале, в момент пере­
хода самолета на новый угол атаки, возникает пропорцио­
нальная углу Ла угловая скорость изменения угла наклона
траекгории
где с3 - коэффициент пропорциональности, постоянный при
л:анных скорости и высоте полета.
Затем угол 0в постепенно возрастает на величину ЛЕ>я
(рис. 1, а).
Подобной «скоростной» зависимостью обладают, как из­
вестно, многие электрические, гидравлические и другие при­
воды, применяемые в технике. На рис. 2, 6 изображен элек­
трический привод, подсоединенный в качестве в11орой сту­
пени к нашей модели «привода» самолета. Как видно из
рисунка, этот привод состоит из раздвижной электромуфты
и питающего ее потенциометра. Муфта включает в себя
безынерционный электродвигатель, вращение ,которого поз­
воляет изменять длину штыря, несущеrо визир А. Ползунок
потенциометра укреплен на тяге, соединяющей ручку с визи­
ром, и поэтому перемещается пропорционально Ла. Напря­
жение, поступающее через ползунок на клеммы двигателя,
пропорционально отклонению ползунка. Поскольку обороты,
развиваемые дв1Иrателем, в свою очередь пропорциональны
напряжению, угол визирования точки А, измененный летчи­
ком на величину Ла, начнет дополнительно возрастать по
времени в ту же сторону на величину Л0в. Следовательно,
для каждого момента времени в переходном режиме угол
тангажа
Угол Л0в будет неограниченно увеличиваться до тех пор,
пока обратным движением ручки летчик не «уберет» избы­
точный угол атаки Ла (на рис. 2, 6 этот угол условно огра­
ничен ходом раздвижной тяги). Чтобы точно выйти на за­
данный угол тангажа &2, летчик должен на глаз определить
начало, характер и темп этого обратного движения ручкой
1 ак, чтобы к моменту выхода на угол &2 избыточный угол
атаки обратился в нуль, а увеличение угла Л0в прекрати­
лось. Для полученного таким путем нового режима угол
тангажа будет
45

Так действует на самолете «привод», кинематичесю1
связывающий с помощью двух ,стуюеней ручку с углом тан­
гажа. :Как видим, угол атаки Ла, связь которого с ручкой
представляет первую 1ступень «привода», играет промежу­
точную и второстепенную роль: он служит только «сред­
ством» изменения угла наклона траектории полета 0в. Чтобы
изменить угол {} даже на значительную величину, вплоть до
выполнения петли (когда {}=360°), достаточно движением
ручwи лишь немного (на несколько градусов) упеличить угол
атаки и сохранять его не1юторое время. Появившиеся бла­
годаря этому избыток подъемной силы и угловая скорость
приведут к увеличению угла 8 0 (вторая ступень «привода»).
По мере достижения нужной величины угла {} летчик посте­
пенно отклоняет ручку в исходное положение, «убирает»
Ла до нуля, рост Л8в прекращается и самолет продолжает
прямолинейный полет под углом {}2 к горизонту. Из подоб­
ных возвратно-постуrпательных движений руч1юй (штурва­
лом) и складывается весь процесс управления углом тан­
гажа.
В реальном полете изменение угла тангажа при посто­
янной тяге двигателей приведет, конечно, к плавному изме­
нению скорости и высоты полета. Это не нарушит нашей
схемы действия «привода», но скажется на величинах его
передаточных чисел (рис. 3). Для передаточных чисел. пер­
вой ступени с1 (см/град) и с2 (кг/град) ,существуют опти­
мальные значения, при коrгорых управление самолетом
удобнее всего, а точность управления - максимальная (на
рис. 3 она принята за 100%). При отклонении с1 и с2 в ту
или иную сторону удобство и точность управления ,сни­
жаю'Гся. В одном случае это происходит из-за слишком рез­
кой реакции ,самолета на небольшие движения ручкой, а в
другом случае, наоборот, из-за слишком размаши­
стых движений ручкой и больших усилий на нее. В первом
случае возможно непроизвольное разбалтывание самолета
по тангажу, а во втором - управление оказывается утоми­
тельным. Поэтому конструкторы всегда принимают меры к
тому, чтобы величины с1 и с2 по возможности были близки к
оптимальным.
Передаточные числа с1 и с2 принято оценивать с помо­
дРв
щью зависящих от них величин: -- - расхода
Лпу
у1силий
на ручке на единицу перегрузки и
ЛХв
-
расхода пере­
дпу
мещен~ия ручки на единицу перегрузки. На верхних графи-
46

ках рис. 3 !Пунктиром показан переход
:Как видим, оптимальным значениям с1
определенные, убывающие с ростом
к этим величинам.
и с2 соответствуют
скорости значения
ЛРв
ЛХв
"
--
и--,
при которых любои самолет во всем диа-
лпу
Лnу
пазоне ·скюростей полета будет наиболее удобным в управ­
лении.
в
"" ,а,
<:,
1~1
о.,,
"~
<<
,"'
Vz
✓ ~"'
v, ~~,"'
'\~~
-------
vпр растет
::,_ :::: О Vмuн
Vмакс
2
Зс3
Нгпод;я ско/;;;,ть Вд
"а r• угпо атаки
Рис. 3. Зависимость точности и удобства управления:
а - от хода ручки для изменения угла атаки иа 1°; 6- от усилий на ручке
для изменения угла атаки на 1°; в - от угловой скорости угла тангажа при
изменении угла атаки иа 1°
Из нижнего графика (рис. 3) видно, что наличие второй
ступени привода снижает удобство управления. Величина
с3 определяется тактическим назначением само1Лета и режи­
мом полета.
Интересно, что рассмотренный самолетный «привод»
(см. рис. 2, 6) близок по схеме к руJ1евому «приводу» авто·
мобиля. Рощ, крыла на автомобиле играют передние колеса,
47

поворот которых под углом к направлению движения вы­
зьшает боковую (т. е. «подъемную») ,силу. При этом .появ­
ляется и угловая ск,орость разворота, пропорциональная
углу поворота колес.
У автомобиля, однако, колеса поворачиваются относи­
тельно кузова, а крыло самолета •скреплено ,с фюзеляжем
неподвижно. Поэтому водитель автомобиля визуально угол
поворота K'OIJiec не воспринимает и при развороте воздей­
ствует непосредственно на угловую скорость. Летчику же
при управлении углом тангажа приходится все времfl учи­
тывать, что одно из слагаемых этого угла (угол атаки Ла)
в к,онце разворота обратится в нуль.
Такая особенность самолетного «,привода», естественно,
требует от летчика большого внимания и тренировки. Уст­
ранить это неудобство можно, на,пример, с помощью пово­
рачивающегося относительно фюзеляжа крыла, управляе­
мого от ручки в кабине. Для такого самолета всегда, неза­
висиlVЮ от а, угол тангажа будет равен 0в. Поэтому при пе­
реходе от &1 к &2 движение ручкой упростится (см. rис. 1, б),
что потребует от летчика меньшего внимания.
Другое отличие самолетного «привода», также ухудшаю­
щее его по ·сравнению с автомобильным, заключается в фак­
тическ,ой нежесткости связи ручки ,с углом атаки крыла.
Вот почему, строго говоря, нельзя эту связь изобразить ·про­
стой рычажной передачей, как на рис. 2. Соотношениt'
между массой и восстанавливающим аэродинамическим мо­
ментом на ,самолете таково, что эта •связь оказывается за­
метно упругой. При малейшем внешнем возмущении или
неосторожном движении ручкой возникают самопроизволь­
ные колебания угла атаки. Чем больше высота полета, тем
медленнее они затухают. Период этих колебаний зависит
от скорости полета по прибору и статической устойчивости
и для современных самолетов в среднем составляет
2-4 сек.
,
Чтобы привести модель в соответствие с этой особенно­
стью первой ступени «привода» самолета, необходимо же­
сткость тяги, соединяющей ручку с визиром А, уменьшить,
установив пружину, груз и демпфер (см. рис. 2, в).
Соотношение между жесткостью пружины, массой груза
и мощностью демпфера подбирается таким, чтобы при за­
жатой ручке собственные к,оле6ания визира А (если, напри­
мер, его толюнуть рукой) по периоду и затуханию ,совпа­
дали с самолетными. Тогда модель будет в точности воспро­
изводить «привод» самолета, а к передаточным числам с1,
48.

с2 и с3 , характеризующим этот «привод», добавятся еще две
характеристики колебательных (динамических) свойств пер­
вой ступени «привода»: период собственных колебаний Т и
«относительное демпфирование» 11·
Физичесв-,qй смысл этих величин прост. При ч=О демпфи­
рования нет и колебания угла атаки, возникшие при непод-
d
~п e::f,O; 7=0
d
:п =О,6; 'l=0,4
~~
п~
а
в
о
rl
d n =О; 'l=l,O
n-.1
~- : :x.=:;===:=:;:->-t,ce11
Внешнее Оозмущение
6
«п 1,0
dn-1
2 0,5
Хв(c~t 111 ЖIШ11111111 fljj ftl1 ft fffff It1 lt 11 lfl irn
О1020,JO4050W
70 80 !1J
t,сек
"t,сек
Дадорат -----Точное слежение ------,Отборот-­
Рис. 4. Характеристики колебательных свойств первой ступени «при­
вода» (а- г) и запись ручкой при точном управлении (д)
вижной ручке, совсем не затухают (рис. 4, а). В этом случае
отношение каждой последующей амплитуды к предыдущей
.. .. ::!!_ = 1. С появлением и увеличением демпфирования
an-1
возрастает 11 и колебания гаснут все быстрее (рис. 4, б).
С увеличением 11 до 1 (рис. 4, г) собственных колебаний
системы поч11и нет, а при 1'\ = 1 (рис. 4, в) они прекр1.а­
щаются.
Из сравнения моделей привода, схемы ~оторых даны на
рис. 2, б и 2, в, следует, что пользоваться таким «приводом»
тем труднее, чем мягче пружина и ,слабее демпфер. Пl)tи
управлении углом 0в посредством угла атаки приходится все
время учитывать, что угол Ла может самопроизвольно изме­
ниться. Ручкой двнгать нужно очень плавно и осторожно.
49

Если возниКJают колебания угла атаки, то их следует пари­
ровать дополнителыными, хорошо рассчитанными движе­
ниям.и ручкой (пунктирные кривые на рис. 1, а). Именно
так и приходится действовать в полете на больших высотах,
гд,е «относительное демпфирование» 11 очень мало.
Автомобилисту легко представить эти неудобства са'мо­
летного привода, если вообразить, что связь «баранки» с ко­
лесами упруг,ая, а последние имеют столь большую маосу,
что могут покачиваться относительно неподвижной «ба­
ранки» с собственным периодом Т, равным примерно 3 сек.
Точное управление таким автомобилем, скажем, при разъ­
езде со встречной машиной потребует, очевидно, от води­
теля весьма большого внимания, быстрых и точных дви­
жений. Летчик аналогично действует ручкой (штурвалом)
при посадке, в полете строем и в других случаях, требую­
щих точного управления углом атаки.
На рис. 4, д в качt~тве примера приведена запись дви­
жений летчика-истребителя при слежении за целью через
обычный коллиматорный прицел. Совмещение перекрестия
прицела с целью - непрерывная и очень напряженная ра­
бота летчиКJа. И все же, если сравнить полученную в этом
случае точность управления самолетом даже с обычной точ­
ностью управления автомобилем, то окажется, что на само­
лете она гораздо ниже.
Теперь рассмотрим количественную разницу в удобстве
управления между разными современными ,самолетами и
между самолетным и автомобильным «приводами>),
На диаграмме (рис. 5) по осям отложены значения Т и
11, а с uомощью кривых постоянных точностей показано, как
в зависимости от этих характеристик самолета изменяется
точность и удобство управления углом &.
Возьмем случай, когда Т=О, т. е. когда связь ручки с
углом атаки жесткая. Это соответствует модели ( рис. 2, 6),
по динамическим свойства,м совпадающей с автомобильным
«приводом». Ей же на диаграмме ,соответствует максималь­
ная точность, принятая условно за 100 %.
Отклонение по диаграмме от вертикальной оси вправо
соответствует пеrеходу от схемы 2, 6 к самолетной схеме
2, в, причем у первой ступени «привода» появляются отри­
цательные колебательные свойства.
При относительном демпфировании 11, близком к еди­
нице ( большое демпфирование), с отклонением по диа­
грамме вправо удобство управления плавно снижается из-за
ухудшения «хождения» самолета за ручкой: с,амолет все
50

медленнее реагирует углом атаки даже на быстрые откJ1О­
нения ручки. Если 11 близка к нулю (демпфирование мало),
то с отклонением по диаграмме вправо происходит вначале
очень резкое снижение удобства управления из-за появле­
ния у самолета склонности к «разбалтыванию» по углу
атаки. Затем качество «привода» несколько повышается,
1ЬоJo/1Jo
~о
J
1 1 А6томат f}емпфиро
1 \6ания (m1 )
1,0
1
QJ~ AIJmo отус-'
! ~ тойчиtJости \\
ii~ (т;У)
,
1
§~
/1
is~
,'
1
~~
_с:,~
g,-t-+---+-
'"
~8
1::,
40--
Vnp растет
Vмин СоdстОе,,,,ый nepuoiJ Тсек
'--""'-'-""--тя-ж-+-jл-ь-'-,-е-са_м_о_л_е_т_ь_,-==колеdаffий угла атаки
~т Vмин,1
'-"-'-=~Л-е-гк_и_е_с~~молеты'
Рис. 5. Влияние колебательных свойств первой ступени «привода» на
точность и удобство управления углом тангажа
после чего снова начинает плавно снижаться подо-бно тому,
как это показано в верхней части диаграммы.
Было установлено, что в области «разбалтывания»
(рис. 5) ,собственные колебания ,самолета совпадают по пе­
риоду с самыми быстрыми движениями ручкой, которые
летчик может сделать, активно управляя углом тангажа.
Поэтому, если значения Т меньше, чем в области «разбал­
тывания», летчик не пытается гасить быстрые, небольшие
по амплитуде собственные колебания ,самолета, на глаз
осредняет их и пользуется первой ступенью «привода», как
жесткой. Если значения Т больше, чем в области «разбал­
тывания», можно быстрыми движениями ручки гасить мед-
51

леннЬiе колебания самолета по углу ата~и. А в самой обла­
сти «разбалтывания» попытки гасить колебания приводят к
rому, что ручка попадает «не в такт», возникает так назы­
ваемый резонанс двух колебаний, который воспринимается
как склонность самолета к «разбалтыванию».
Для примера на рис. 5 нанесены области, характери­
зующие управляемость двух современных самолетов: лег­
кого (истребителя) и тяжелого. Остальные самолеты зани­
мают на диаграмме промежуточное положение. Пунктирные
кривые показывают, как изменяется управляемость истреби­
теля, имеющего среднюю скорость Vпр и высоту в зависи­
мости от режима полета (скорости, высоты и числа М), мо­
мента инерции самолета, его статической устойчивости и
демпфирования.
С увеличением скорости Vпр (при неизменной высоте)
период Т уменьшается, а демпфирование У) остается прак­
тически неизменным. Отставание по времени угла атаки от
хода ручки при этом уменьшается и удобство управления
возрастает.
С увеличением высоты Н (при постоянной Vпр), наобо­
рот, период Т практически не меняется, а демпфирование У)
быстро снижается. Угол атаки приобретает все большую
склонность самопроизвольно «покачиваться» (при непод­
вижной ручке), что снижает удобство управления.
К:огда коэффициент статической устойчивости m1j уве-
личивают (например, смещением вперед центра тяжести
самолета), изменяются все характеристики управляемости
по прямой к началу координат.
Если уБеличить коэффициент демпфирования т; (на­
пример, установкой автомата демпфирования), то измене­
ние характеристик управляемости будет происходить по
диаграмме вверх, так же как и при снижении высоты Н.
Во всех случаях увеличение момента инерции fz очень
вредно. Оно ухудшает управление.
Таким образом, каждь1й самолет в зависимости от его
диапазона скоростей и высот полета занимает определен­
ную область на диаграмме, представленной на рис. 5. Зная
данные самолета, легко найти эту область, а также значе­
ния с1, с2 и сз. Тогда, даже не летая еще на самолете,
можно составить представление о его «характере» и заранее
определить соответствующую технику пилотирования.
Особого внимания заслуживают области возможного
«разбалтывания». В частности, здесь могут оказаться неко-
52

'i\орые Jiегкие самолеты в i10J1eтe на средних высотах ЩJИ
больших числах М. Требуе11ся повышенное внимание, чтобы
неточными движениями ручки не «разбоJiтать» самолет по
углу тангажа.
К:ак влияют на удобство управJiения автоматы усrойчи­
вости и демпфирования?
Они, как известно, позволяют с помощью дополнитель­
ного отклонения pyJiя высоты очень сильно увеличить коэф­
фициент устойчивости m~y и коэффициент демпфирования
т;. Эти автоматы как бы «берут на себя» часть работы
летчика, затрачиВ,аемой на гашение •собственных колебаний
первой ступени «привода», и делают эту ступень более
<<жесткой». На рис. 5 пунктирными линиями со стрелками
показано, что с помощью автоматов можно любой совре­
менный самолет «перегнать» в верхнюю левую область
диаграммы, где удобство управления такое же, как и при
«жестком» автомобильном «приводе». По сравнению ,с наи­
худшими областями диаграммы это соответствует повы­
шению точности управления в два - три раза. При таком
ухудшении свойств «привода» удобство управления повы­
шается так, что летчик изменяет представление о самолете.
Таковы свойства «привода» управления углом тангажа.
Знание этих ,свойств позволяет летчику быстрее овладеть
техникой пилотирования и правильно действовать в слож­
ных случаях полета.
*

J,
,
•
-·-
=-~.: -<-:_~~ -
_.=---:-=::==~~
-
3(lc.rty31ceuuый .r~етчин-испытате.r~ь СССР
Герой Советсно~о Союза
ииwсеиер-по.1ковиин Г. А. СЕДОВ
О ПРОДОЛЬНОМ ПИЛОТИРОВАНИИ СВЕРХ3ВУКОВЫХ
CA.JIOЛETOB
В полете на дозвуковых скоростях современный сверх­
звуковой самолет-истребитель 1 в отличие от самолетов
40-х годов можно пилотировать с большими углами атаки.
Пр,и переходе от прямых крыльев к стреловидным и при
дальнейшем увеличении угла стреловидности х наклон кри­
вой, характеризующей зависимость коэффициента подъем-
Рис. 1. Изменение наклона кри­
вой коэффициента подъемной
-силы крыла
ной силы крыла Су от . угла
атаки а, становится более по­
.тюгим (рис. 1) и критические
углы атаки анрит, соответствую­
щие максимальному значе­
нию Су и срыву потока с крыла,
возрастают.
На современных истребите­
лях с большой стреловидно­
стью крыла анрит достигает
18-20°. Поэтому углы атаки,
на которых можно безопасно
пилотировать самолет при по­
садке и на взлете, значитель­
но возрастают. Планирование
перед посадкой также производится на заметно большем
угле атаки. Во всех этих случаях самолет обладает хорошей
устойчивостью и летчику не грозят ни сваливание на крыло,
1 Хотя речь будет идти о пилотировании самолетов-истребителей,
многие положения можно распространить и на пилотирование совре­
менных бомбардировщиков.
54

ни какие-либо другие неприятности. Летчик по положению
капота в момент отрыва и приземления и по величине ско­
рости на планировании контролирует, правильно ли он
использует возможности самолета. Занижение углов атаки
при переходе на современный самолет может увеличить
скорости отрыва и посадочную, а также взлетно-посадоч­
ные дистанции.
При выполнении маневра на современных и1стребителях
требуется изменять угол атаки на большую величину, чем
на самолетах недавнего прошлого. Если на самолетах с
прямыми и стреловидными крыльями совершать горизон­
тальный полет с одним и тем же значением коэффициента
подъемной силы сУг. п, а зате:VI выполнять маневр с одина·
1ювыми перегрузками, т. е. увеличить коэффициент подъем­
ной силы до сУман• то на самолете со ,стреловидным крылом
для этого нужно из'Менить угол атаки больше, чем на само­
лете ,с прямым крылом (см. рис. 1). Увеличение потребного
«переламывания» самолета почти незаметно при полете на
больших приборных скоростях, но на малых и средних оно
ощутимо.
Опасность срыва в штопор на ,современных истребителях
очень мала. Это объясняется тем, что, во-первых, при боль­
шом увеличении угла атаки задолго до анрит на самолете
возникает пре:Цупредительная срывная тряска (на рис. 1 ее
начало отмечено точкой), интенсивность которой с дальней­
шим ростом угла атаки повышается, и, во-вторых, даже
если летчик, несмотря на предупредительную тряску, будет
увеличивать угол атаки и его значение станет равно анрит,
то и в этом случае ,срыв распространяется плавно и само­
произвольное сваливание самолета в штопор маловеро­
ятно.
Если у летчика появилось опасение, что самолет сорвется
в штопор (очень сильная срывная тряска, перебрасывание
самолета с крыла на крыло), ему следует немного отдать
ручку от ,себя, т. е. перейти на меньшие углы атаки. Значит,
полет на повышенных углах атаки достаточно безопасен и
ег,о можно производить при малых и средних приборных
скоростях дозвукового режима во всех случаях, когда тре­
буется максимально искривить траекторию: при форсирован­
ных маневрах, при выполнении переворотов на малых ско­
ростях, если надо потерять минимум высоты, и. т. д. Осо­
бенно такое пилотирование целесообразно для сокращения
радиуса переворота на больших высотах. Пренебрежение
бол·J,шими углами атаки приводит к тому, что маневр полу-
55

чается с болышими радиусами, «размазанным». Угол атаки
нужно увеличивать до значения, соответствующего началу
предупредительной тряски, а летчикам, хорошо освоившим
самолет данного типа, можно выполнять полет и на боль­
ших углах атаки.
Таким образом, основная отличительная черта продоль­
ного пилотирования современных истребителей на дозвуко­
вых скоростях заключается в необходимости пилотирования
лУ
самолета на взлете, посадке и
у
АУсв
при маневре с большими угла­
L1 Yro.ctJ
G'
ми атаки.
Перейдем к рассмотрению
особенностей продольного пи­
лотирования на звуковых и
сверхзвуковых скоростях.
Как известно, с некоторыми
допущениями фокусом само­
лета называют точку прило­
жения приращения подъемной
силы самолета при изменении
угла атаки.
Рис. 2. Эффективность рулей в
продольном отношении
Если само.лет летит прямо­
линейно в горизонтальном по­
лете, то его подъемная сила У
равна весу G и приложена в центре тяжести (рис. 2). При
этом сумма всех продольных моментов равна нулю.
Чтобы заставить самолет лететь по кривой с перегруз­
кой, равной, например, двум единицам, нужно увеличить
угол атаки настолько, чтобы к подъемной силе У= G доба­
вилось приращение ДУ, также равное весу G, так как про­
дольная перегрузка ny равна отношению подъемной силы
к весу самолета. Это приращение подъемной силы будет
приложено в его фокусе. На в,сяком продольно устойчивом
самолете при увеличении угла атаки и неизменном положе­
нии руля высоты или стабилизатора возникшее приращение
подъемной силы ЛУ будет стремиться вернуть самолет на
прежний угол атаки, т. е. фокус будет находиться позади
центра тяжести.
Обозначим расстояние от фокуса до центра тяжести са­
молета XF (см. рис. 2). Чтобы удержать самолет на угле
атаки, соответствующем перегрузке ny = 2, нужно откло­
нить ручку на себя и приложить тем самым к горизонталь­
ному оперению дополнительную силу ЛУг.о, направленную
вниз. Расстояние от центра тяжести до вектора ,силы ЛУr.о

обозначим Lг•о• Из условия равенства момен'rов от допоюш­
тельно возникших сил на новом угле атаки
ЛУХF= ЛУr, оLг.о
следует, что приращение силы на горизонтальном опере­
нии, потребное для удержания самолета на новом угле
атаки, будет
На дозвуковых скоростях, т. е. когда изменение скоро­
сти не вызывает качественного изменения обтекания само­
лета, положение его фокуса
(величина xF) остается неиз- xF
менным на всех скоростях и на
всех практически используе•
мых углах атаки. Однако с уве-
личением скорости до сверх­
звуковой фокус самолета силь­
но смещается назад, так что
на сверхзвуковых скоростях XF
становится в три - пять раз
больше, чем . на дозвуковых
(рис. 3). А это значит, что при­
ращение подъемной силы дУсв
при увеличении угла атаки
на большой сверхзвуковой ско­
рости будет приложено на
м
Рис. 3. Смещение фокуса само­
лета с увеличением скоростн
полета
расстоянии от центра тяжести, в три - пять раз большем,
чем на дозвуковой скорости. Например, в полете с прибор­
ной скоростью 800 км/час на высоте 1000 и 12 ООО м (число
М соответственно равно 0,7 и 1,3), чтобы создать одинако­
вую вертикальную перегрузку, к горизонтальному опере­
нию при сверхзвуковой скорости (на высоте 12 ООО м)
нужно приложить силу ЛУг.о, в три- пять раз большую,
чем при дозвуковой скорости (на высоте 1000 м).
Если сравнить силы, приложенные к горизонтальному
оперению при равных углах отклонения руля высоты и рав­
ных приборных скоростях, то на сверхзвуковой скорости
эта сила значительно меньше, чем на дозвуковой. На до­
звуковой скорости полета при отклонении руля высоты раз­
ность давлений на верхней и нижней поверхностях профиля
возникает не только на самом руле, н9 также и на стабили-
57

заторе (рис. 4). Кроме силы Ур, приложенном: к рулю, на
стабилизаторе появляется сила Уст, примерно в два раза
большая, чем Ур.
На сверхзвуковой скорости, 1югда отклонение руля не
вызывает перераспределения давления на стабилизаторе,
Рис. 4. Возникновение
разности давлений на
верхней и нижней по­
верхностях профиля
при дозвуковой скоро-
сти полета
суммарная сила, приложенная к гори­
зонтальному оперению, будет состоять
практически из силы, приложенной к
рулю, т. е. она будет примерно в три
раза меньше той, которая приложена к
горизонтальному оперению на дозвуко­
вой скорости.
Следовательно, для маневра с оди­
наковыми перегрузками при равных
приборных скоростях на сверхзвуковом
режиме потребуется отклонить руль
высоты в 9-15 раз больше, чем на до­
звуковом. Иными словами, в полете на
сверхзвуковых скоростях летчик сталкивае11ся со значи­
тельным снижением эффективности руля высоты. Это зна­
чит, что при пилотировании на больших сверхзвуковых ско­
ростях, особенно на больших высотах, самолет вяло реаги­
рует на отклонение руля высоты и в большом диащ1зоне
чисел М летчику для более энергичного маневра приходится
полностью выбирать руч-
ку на себя.
су
Как выглядят распола­
гаемые величины коэффи­
циентов подъемной силы
на современном истреби­
теле с рулем высоты при
неподвижном стабилиза­
торе? На участке 1-2
(рис. 5) рас,полагаемые
величины Су определяются
максим:альным значени-
ем Су :макс; при дальней-
2
Сuмакс
4
,.. __ _ __-f -.1,0~------
М
Рис- 5. Располагаемые коэффициенты
подъемной силы современного само­
лета со сверхзвуковыми скоростями
шем увеличении угла атаки наступает срыв потока с крыла.
На участке 1-2 летчик может вывести самолет на режим
срыва при не полностью добранной ручке. В точке 2 режим
срыва будет соответствовать полностью добранной ручке. На
участке 2-3 -4 значения Су меньше Су
.
Они ооотвРТ·
:маRс
'
ствуют полностью добранной ручке, т. е. <'lв:макс. В большом
58

диапазоне чисел М из-за маЛ,оЙ эффективности руля вы­
соты самолет нельзя вывести даже на углы атаки, соответ­
ствующие началу предупредительной тряски.
• Если эту кривую (см. ри1с. 5) пересчитать на распола­
гаемые перегрузки ny для какой-либо высоты, то она будет
выглядеть так, как показано на рис. 6.
Из-за недостаточной п9
эффективности руля
высоты на сверхзвуко­
вых скоростях самолет
не может выйти на угол
атаки, при котором мо­
жет произойти срыв в
штопор, а
следова­
тельно, пока скорость
1,0
4
м
не станет дозвуковой, Рис. 6. Рас11олагасмые перегрузки само-
самол,ет не сорвется в
лета для определенной высоты
штопор даже при пол-
ностью добранной ручке. При числах М, меньших единицы,
срыв в штопор уже возможен.
Если при маневре скорость меняется незначительно, то
самолет на сверхзвуковых скоростях уст,ойчивее ,сохраняет
заданную перегрузку, чем на дозвуковых. Но при интенсив­
ных маневрах скорость, как правило, довольно быстро
уменьшается, и при подходе к числу М= 1,0 ~благодаря пе­
ремещению фокуса вперед и воостановлению эффективно­
сти руля вьюоты (переход от точки 3 к точке 2 на рис. 5
и 6) самолет самопроизвольно начинает увеличивать угол
атаки и перегрузку; происходит, как говорят летчики,
«подх1ватывание» самолета на большую перегрузку. Про­
цесс «подхватывания» обычно достаточно медленный, и лет­
чик .вполне успевает парировать его плавным отклонением
ручки от себя к нейтральному положению. Однако при са­
мом неблагоприятном стечении обстоятельств (торможение
со сверхзвуковой: скоростью с полностью добранной руч­
кой, при полностью убранном газе и выпущенных тормоз­
ных щитках, с набором высоты rи при задней центровке)
«подхватывание» может быть очень энергичным, что потре­
бует от летчика быстрой реакции.
Поскольку руль высоты даже при полном его отклоне­
нии не позволяет на сверхзвуковых скоростях полностью
использовать несущие свойства крыла, на смену ему при­
шел управляемый в полете стабилизатор. Управляемый ста-
59

билизатор обладает значительно большей эффективностью,
чем руль высоты, и дает возможность выполнять на сверх­
звуковых скоростях более энергичные маневры.
При больших потребных отклонениях рулей и увеличе­
нии шарнирных моментов на оверхзвуковых скоростях
стало невозможно управлять вручную (без дополнительных
устройств) современными скоростными самолетами. Вна­
чале на помощь мускульной силе летчика пришли обрати­
мые силовые системы управления, а затем на смену им -
необратимые, главным образом гидравлические бустерные.
В последние годы необратимые бустерные системы ши­
роко применяются на скоростных самолетах. Так как уси­
лия от рулевых поверхностей на ручку при использовании
необратимых систем не поС'тупают, а без усилий на ручке
летчик пилотировать самолет не может, то нагрузка на ней
стала создаваться искусственно. Простейшая система такой
нагрузки состоит из пружинного механизма, с помощью ко­
торого усилие на ручке меняется толыю в зависимости от
величины ее отклонения. Это вполне позволяет летчику
«чувствовать» самолет по усилиям на ручке на всех режи­
мах, однако вносит в пилотирование ряд особенностей, так
как на самолетах с ручным управлением на дозвуковых
скоростях по мере ра,ста скорости ручка «затяжеляет,ся».
За меру легкости управления обычно принимают усилие
ЛРв, которое необходимо приложить на ручке, чтобы из­
менить перегрузку на единицу, т. е. отношение ЛРв к Лпv,
Эту характеристику называют обычно градиент о м
у с ил и я п о п ере грузке. На самолетах с необрати­
мыми бустерами и с простейшей системой загрузки ручки
(кривая 1 на рис. 7) при М < 1 легкость управления ме­
няется с изменением скорости по закону, обратному «есте­
ственному», т. е. с ростом скорости ручка «облегчается».
Поэтому в первых полетах было трудно определить ско­
ро,сть по усилиям на ручке и чаще, чем обычно, приходи­
Jюсь обращаться к прибору. Однако летчик среднеи ква­
лификации уже через пять - семь полетов по изменению
усилий на ручке так же хорошо начинает судить о скоро­
сти полета, как и при ручном управлении (кривая 2 на
рис. 7).
Следует иметь в виду, что в противоположность ручному
управлению при необратимом бустерном управлении в мо­
мент подхода к верхней точке петли или полупетли потреб­
ные тянущие усилия на ручке не уменьшаются, а увеличи-
60

ваются и летчику вначале может показаться, что он пере­
тягивает ручку. Поэтому неко11орые летчики ослабляют
ручку и петля получается с зависанием. Нужно помнить,
что на восходящей ветви вертикальной фигуры ручку надо
тянуть со все возрастающим усилием. Пока летчик не при­
выкнет к характеру
потребных усилий, о
правильности пило-
тирования на петле
он может судить по
положению ручки: в
начале петли она
выбирается настоль­
ко, чтобы создать пе­
регрузку, предусмота
ренную инструкцией
для самолета данно­
го типа, а затем до
верхней точки петли
~
1
1
1
1
1
1
2
1М
'-------------1:>:.о;;-·-
Рис. 7. График усилий по перегрузке:
! - на самолетах с необратимым бустером; 2 -
при ручном управлении
ее положение в среднем остается неизменным. Положение
ручки летчику труднее контролировать, чем усилие на нее.
Поэтому, как только летчик привыкнет оценивать потреб­
ные усилия, он должен переходить к контролю по ним.
На самолетах ,с ,более совершенными системами управ­
ления, когда усилия на ручке зависят не только от ее отклс:1-
нения, но еще корректируются по скоростному напору и вы­
соте или по числу М, нет противоестественного изменения
усилий на ручке в зависимости от скорости. На таких са­
молетах летчику не приходится переучиваться, чтобы пра­
вильно судить о режиме пqлета.
Стремление повысить эффективность руля высоты на
сверхзвуковых скоростях приводит к тому, что в случае
применения простейшей необратимой бустерной системы
руль на боJiьших приборных скоростях при М < 1, т. с. на
малых высотах, оказывается чрезмерно эффективным, а
ручка --- чересчур Jiегкой в продоJiьпом отношении. Сравнн­
теJiьно небольшому изменению усиJiня на ручке соответ­
ствует значительное изменение перегрузки. При слишком
е11егком управлении трудно дозировать усилия, прилагаемые
к ручке, и управлять самолетом становится невозможно.
Борясь с возникшей перегрузкой одного знака, летчик мо­
жет, помимо своего жеJiания, вывести самолет на чрезмерно
большую перегрузку другого знака. К:роме того, поск,ольку
частота собственных продольных колебаний некоторых са-
61

молетов на определенных -скоростях 1оравнима с максималь­
ной частотой перемещения ручки летчиком (при парирова­
нии колебаний), то летчик, стремясь прекратить колебания
и перемещая ручку в такт им, на самом деле может увели­
чить их, т. е. создать режим продольной «раскачки» само­
лета с прогрессивно нарастающими положительной и отри­
цательной перегрузками.
На всех современных скор,остных самолетах характери­
стики управляемости подобраны с таким расчетом, чтобы
не было чрезмерной эффективности рулей, легкости упра 1в­
.11ения и стремления к «раскачке». Однако в случае отказа
или неправильной эксплуатации системы управления само­
лет может перейти на этот крайне опасный режим. Мы не
будем разбирать отдельные системы управления и их от­
казы, а ограничимся лишь общими рекомендациями_
Загрубление продольного управления (увеличение уси­
JIИЙ загрузочного механизма или уменьшение передаточного
числа от ручки к рулевой поверхности) по сравнению ,с нор­
ма.rrьным для данной скоро·сти не опасно, так как может
лишь ограничить маневр самолета, вызвать более быстрое
утомление летчика при пилотировании и несколько услож­
нить посадку. Наоборот, значительное облегчение продоль­
ного управления по сравнению с нормальным для данной
скорости сильно усложняет пилотирование, которое на
больших доз1вуковых скоростях и малых высотах стано­
вится невозможным, так как наступает усиливающаяся
продольная «раскачка».
Если по какой-либо причине 1самолет вышел на режим
«раскачки», то парировать ручкой каждое отдельное коле­
бание не нужно, ибо это тольюJ усугубит пилотирование.
Следует зажать ручку в положении, несколько выбранноl\1
от нейтрального на себя. Самолет при этом будет терять
скорость и быстро прекратит колебания. Если летчик обна­
ружил, что на большой скорости и малой высоте чрезмерно
облегчилось управление, но самолет при этом еще управ­
ляем, надо погасить скорость до безопасной, плавно пере­
ведя ,самолет в набор высоты, но ни в коем случае не вы­
пускать тормозные щиткн. Прп этом недопустимы ни резкая
уборка газа, ни резкие движения ручки, т. е. любые мани­
пуляции, могущие нарушить балансировку самолета. В по­
лете на сверхзвуковых режимах продольная устойчивость
настолько увеличивается, что даже при больших прибор­
ных скоростях облегчение управления ни к каким неприят­
ностям не приводит.
62

На скоростных са,Молетах ручное управление рулевыми
поверхностями отживает. Необратимые бустерные системы
неоднократно дублируются. Аварийные системы управле­
ния делаются также необратимыми силовыми: гидравличе­
скими или электрическими. Однако до сих пор еще встре­
чаются скоростные самолеты с рулями высоты, на которых
аварийное управление ручное. Оно наиболее трудно для
летчика, поэтому на нем мы и остановимся.
При проверке про­
дольной балансировки са­
молета с вык.шоченным
бустером аэродинамиче­
ский триммер руля вы­
соты устанавливается в
такое положение, чтобы
для сохранения прямоли­
нейного полета к ручке
надо было прикладывап~
давящие усилия, т. е.
чтобы самолет стремился
кабрировать. Небольшае
тянущие усилия допуска­
ются только на очень ма­
лых приборных скоро­
4
м
Рис. 8. Кривая усилий на ручке
управления самолетом, возникаю­
щих при отказе бустера руля вы­
соты (1, 2, 3 и 4 - точки, соответ­
ствующие различным скоростям
полета)
стях. Положение триммера, которое обеспечивает такие
усилия,называется балансировочным. Оно обычно
указывается в формуляре самолета и на самом триммере.
Типичная кривая усилий на ручке при отказе бустера руля
высоты приведена на рис. 8.
Усилия на ручке от шарнирного момента на малых ско­
ростях обычно небольшие. На средних скоростях при чис­
лах М до 0,75-0,85 (точки 1 и 2 на рис. 8) давящие уси­
.тшя на больших высотах также невелики. На малых высо­
тах они достигают 10-20 кг, а на отдельных самолетах -
25-30 кг. На сверхзвуковых скоростях (точки 3 и 4 на
рис. 8) давящие усилия на ручке могут измеряться десят­
ками и даже превышать ,сотни килограммов. Как же будет
вести себя самолет при отказе бустера в полете с различ­
ными скоростями?
Во всем диапазоне дозвуковых скоростей на любой
высоте при балансировочном положении аэродинамиче­
ского триммера летчик справится с возник!Шими на ручке
усилиями и сможет пилотировать само.11ет по прямой и де­
.rrать развороты. Если бустер отказал при выполнении фи-
63

l'YP пилотажа, то летчик в состоянии вывести самолет в nря­
молинейный горизонтальный полет.
Если бустер отказал на сверхзвуковой скорости, летчик
может не справиться с вовникшими большими давящими
усилиями на ручке. Чтобы оценить поведение самолета
в этом случае, рассмотрим:, как изменяется градиент у,си-
.rшя по перегрузке дРв с изменением числа М (см. рис. 8).
дпу
Если на дозвуковых скоростях для изменения перегрузки
на единицу нужно приложить усилие в 2-4 кг, то ,с увели­
чением числа М более 0,85 усилие на ручку для изменения
перегрузки на единицу резко возрастает и при M>l (на
сверхзвуковых скоростях) измеряется десятками килограм­
мов. Если летчик не сможет преодолеть у,силия на ручке и
бросит ее, то ,самолет перейдет в криволинейный полет с пе­
регрузкой. Прирост перегрузки будет равен усилию на
ручке Рв, потребному для удержания самолета в горизон­
тальном полете, деленно,му на градиент усилия по пере-
д~
мн
грузке -
при данном числе . а ,сверхзвуковых скоро-
дпу
стях возрастает не только усилие на ручке Рв, но и гра­
дРв С
диент усилия -
.
оотношение этих величин .на современ-
дпу
ных ,самолетах таково, что прирост перегрузки при отказе
бу,стера и брошенной ручке на средних высотах достигает
3-4 g, а на больших высотах не превышает 1-2 g. Если
летчик будет препятствовать кабрированию, то хотя он,
возможно, и не удержит самолет в прямолинейном полете,
но заметно снизит перегрузку, с которой самолет перейдет
на кабрирование. Если в полете на сверхзвуковой ,скорости
при отказе бустера летчик не может удержать саl\.олет от
перехода на ка,брирование, следует убрать обороты двига­
теля до холостого хода и пустить самолет на кабрирование.
Он быстро перейдет на дозвуковую скорость, после чего
летчик вновь может преодолеть усилия на ручке.
Переход на кабрирование ,с небольшой перегрузкой при
отказе бустеров на сверхзвуковых скоростях ,свойственен
всем скоростным самолетам с рулями высоты. Такое пове­
дение самолетов обеспечивает при отказе бустера руля вы-­
соты безопасный переход на дозвуковую скорость, т. е. на
режимы, где летчик может управлять самолетом и без бу­
стера.
В полете с отказавшим или выключенным бустером лет­
чик при перемещении ручки преодолевает не только шар-
64

ни,рные моменты на рулях, но еще и значительное трение
в ,бустере. Это существенно усложняет пилотирование, осо­
бенно на малых скоростях, так как трение мешает чувство­
вать по усилиям на ручке скорость самолета. Чтобы пра­
вильно его пилотировать, нужно очень часто контролиро­
вать режим полета по указателю скорости, в особенности
при заходе на посадку.
***
:Как пользоваться тримме12ом руля высоты 1в полете?
Обычно летчик может справиться с усилиями на ручке при
отказе бустера на дозвуковой скорости, если аэродинами­
ческий триммер ,стоит в балансировочном положении. Если
же триммер окажется в каком-то произ,вольном положении,
хуже 1всего в крайнем, то на больших приборных скоростях
усилия на ручке могут быть такими, преодолеть которые
летчик не в состоянии. Поэтому перед каждым полетом не­
обходимо убедиться в том, что триммер находится в балан­
,сировочном положении. Это особенно важно еще и потому,
что при необратимых бустерных системах в полете с рабо­
тающим бустером по усилиям на ручке летчик не опреде­
лит, в каком положении находит,ся триммер.
:Как правило, электрические схемы не позволяют поль­
зоваться триммером при включенных бустерных системах,
однако на отдельных ,самолетах такой блокировки может
и не быть. Бели летчик при работающей необратимой си­
стеме управления какой-либо рулевой поверхностью при­
меняет в полете аэродинамический триммер, он совершает
самый бессмысленный поступок и показывает свое незна­
ние авиационной техники.
Аэро:д.инамический триммер ,служит для полета без бу­
стера, однако им нужно уметь пользовать,ся. Рассмотрим
несколько упрощенную схему работы триммера. Пусть са­
молет был сбалансирован в прямолинейном полете тримме­
ром, который затем был отклонен, например на кабрирова­
ние. Если не прикладывать к ручке никакого усилия, то
отклонение триммера вызовет отклонение руля высоты до
нового равновесного положения, что повлечет за ,собой опре­
деленное изменение угла атаки самолета и перегрузки. На
дозву1ювой ,скорости при отклонении триммера вниз
(рис. 9) аэродинамическая сила будет приложена не только
к триммеру (сила Р, ), но и к рулю (сила Р:) вследст~ие
перераспределения давления на задней ча,сти руля. Мо-,
65

менты этих ,сил относительно оси вращения руля уравнове­
сят ~момент от ,аилы Рр, приложенной к рулю высоты и
отклоняющей его вниз. На сверхзву1ювой скорости откло­
нение триммера не вызовет перераопределения давления на
задней кромке руля, и силы Р: не будет. Сила Рр в этом
случае будет удалена от о,си вращения болыше, чем на до­
звуковой скорости. Поэтому при равных углах отклонения
триммера на дозвуковой скорости равновесие ,системы
«руль - триммер» наступит при большем отклонении руля
Rr 'т
~M<I ~~
~-
мн\;,
высоты, чем на сверхзвуковой скорости.
Выше был сделан вывод, что для
выполнения · маневра с одинаковы­
ми перегрузками на сверхзвуко­
вом режиме потребуется отклонить
руль высоты в 9-15 раз больше, чем
на дозвуковом. Если теперь оценивать
эффективность триммера по изменению
перегрузки, вызванной его отклонени­
Рис. 9. Схема откло- ем, то можно заметить, что эффектив­
нения триммера на
дозвуковой (М < 1) и
сверхзвуковой (М> 1)
скоростях
ность аэродинамического триммера
руля высоты на сверхзвуковом режиме
полета в десятки раз меньше, чем на
дозвуковом.
Возьмем ,щва примера неправильного пользования трим­
мером. Пусть на сверхзвуковом режиме в прямолинейном
горизонтальном полете отказал бустер. На ручке при этом
возникли большие давящие усилия, преодолеть которые
летчик не в ,состоянии. Самолет плавно перейдет на кабри­
рование. Летчик, желая уменI,Шить давящие усилия на
ручке, переставляет триммер на пикирование. Летчик может
даже полностью отклонить триммер и все ра1вно не ощутит
сколько-нибудь заметного уменьшения давящих усилий ~а
ручке или уменьшения и без того небольшой перегрузки.
Одна1ю, как только скорость уменьшится и станет дозву­
ковой, триммер обретет эффективность и энергично потянет
самолет на пикирование.
Допустим теперь, что бу,стер вышел из строя на сверх­
звуковом режиме во время пикирования. На ручке также
возникнут большие давящие усилия, и самолет начнет вы­
ходить из пикирования. Если летчику нужно вывести его
в горизонтальный полет с перегрузкой, большей, чем та,
которая соответ,ствует нулевым усилиям на ручке, он может
это сделать, приложив к ручке большие тянущие усилия.
66

Если при этом летчик захочет помочь себе триммером, то,
даже отклонив его полностью на кабрирование, он помощи
не ощутит. Но как только скорость уменьшится и станет
дозву1ювой, триммер вновь обр,етет эффективность и энер­
гично переведет -самолет на кабрирование. Если это про­
изойдет на средних высотах, 110 у летчика может не хватить
сил удержать самолет от 'Выхода на большую перегрузку и
от срыва в штопор.
Таким образом, пользоваться аэродинамическим трим­
мером на оверхзвуковых скоростях не только бесполезно, но
даже вредно. А так как эффективность триммера начинает
падать несколько раньше, чем скорость самолета достигнет
зву1ювой, то триммером не следует пользоваться уже при
числах М > 0,85-0,9.
Нужно помнить, что при отказе бустера руля высоты на
сверхзвуковом режиме даже при М > 0,85-0,9 гасить ско­
рость следует с балансировочным положением триммера и
только при М < 0,85-0,9 для уменьшения усилий на ручке
можно полызоваться триммером.

Зас.rtужеииый .rtemчun-ucnьtmame.1/Ь СССР
Герой Советсиоzо Союза М. л. ГАЛЛАЙ
ПОПЕРЕЧНАЯ И ПУТЕВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА
Среди факторов, определяющих закономерности боко­
вого движения самолета, наибольшую роль играют харак­
теристики поперечной и путевой устойчивости. Поэтому
каждому летчику для понимания воех оообенностей пове-
. дения
самолета необ~одимо хорошо представлять физиче­
скую картину бокового движения и, в частности, сущность
конкретного проявления поперечной и путевой устойчи­
вости.
К сожалению, это затруднено тем, что ни по одному
вопросу у,стойчивости и управляемости ,самолета не суще­
ствует такого разрыва между понятиями, принятыми в
аэродинамике, и практическими представлениями, сложив­
шимися у летного состава, как по вопросам, связанным
с путевой и особенно с поперечной устойчивостью. Сказан­
ное легко подтвердить примерами. Анализируя полеты
одного из тяжелых бомбардировщиков, летчики едино­
душно отмечали, что поперечная устойчивость самолета
оставляет желать много лучшего. Но при этом одни летчики
считали, что поперечная устойчивость недостаточна и ее
следовало бы повысить, а другие, наоборот, полагали, что
устойчивость избыточна и требует уменьшения. Надо ока­
зать, что ра.схождения в качественных оценках пилотаж­
ных свойств квалифицированными летчиками встречаются
• вообще крайне редко, а столь диаметральные расхождения,
как в данном случае, буквально единичны, причем возни­
кают они чаще всего именно при оценке бо,ковой устойчи­
вости.
68

Чтобы установить, какая же точка зрения является пра­
вильной, следует проанализировать, как протекает боковое
движение самолета после возмущения.
Пока на самолет не действует внешнее возмущение, на­
правление полета . (вектор скорости) лежит в плос1юсти
симметрии самолета, его обтекание встречным потоком
воздуха происходит также симметрично и скольжение от­
сутствует.
а
V
.. ..
fl"O; Мх=О; Му=О
d
Рис. 1. Нарушение поперечной и путевой балансировки самолета над
действием скольжения:
а ~ самолет летит без скольжения; аэродинамические моменты рыскания и
крена отсутствуют; б - самолет летит со скольжением; возинкают аэродинами­
ческие моменты рыскания (М у ) и крена (М х )
Предположим, что внешнее возмущение вывело самолет
из исходного режима так, что он повернулся на некоторый
угол относительно направления своего полета. Иными сло­
вами, вектор скорости вышел из плоскости симметрии, т. е.
возникло скольжение. При этом все части самолета -
крылья, оперение, фюзеляж, мотогондолы - начинают
обтекаться несимметрично, вследствие чего немедленно по­
являются аэродинамические моменты крена Мх и рыска­
ния Му (рис. 1). Возникающий при скольжении момент ры­
скания стремится довернуть самолет в сторону скольжения
и тем самым устранить последнее. В этом и проявляется
действие путевой статической устойчивости. Поведение са­
молета здесь можно уподобить поведению флюгера, всегда
стремящегося занять положение в плоскости потока обте­
кания. Поэтому путевую устойчивость самолета часто на­
зывают флюгерной.
Важно заметить, что парирование результатов возму­
щения происходит здесь наиболее естественным путем: от­
клонившийся самолет доворачивается обратно вокруг вер-
69

тикальной оси, пока его плоскость симметрии вновь не сов­
падет с вектором скорости, т. е. не исчезнет скольжение.
При этом все движение происходит только в одной плос­
кости - той самой, в которой возникло первоначальное от­
клонение от исходного режима полета.
Ра,ссмотрим тепе.рь действие поперечного аэродинами­
ческого момента Мх. Этот ,момент, как правило, стремится
накренить самолет в сторону, обратную направлению сколь­
жения. При накренении образуется боковая составляющая
силы тяжести, которая увлекает самолет в сторону крена
и таким образом способствует возвращению вектора ско­
рости к плоскости симметрии аппарата. Следовательно,
аэродинамический момент крена также действует в направ­
лении ликвидации скольжения, но более сложным, кос­
венным путем, чем момент рыскания, так как в этом случае
колебательное движение возникает уже не в одной, а в двух
плоскостях: путевой, в которой произошло первичное воз­
мущение, и поперечной, в которой до этого никакого возму­
щения не было. Подавляющее большинство кренов само­
лета при полете в «болтанку» вызывается не непосредствен­
ным воздействием внешних возмущений, а представляет
собой реакцию по крену на скольжение.
В возникновении поперечного момента, кренящего само­
лет в сторону, обратную ,скольжению, и проявляется дей­
ствие так называемой поперечной статической устойчиво­
сти самолета.
Путевую и поперечную устойчивости обычно рассматри­
вают совместно, так как при -скольжении обе они прояв­
ляются о;:;.новременно.
Разумеется, на боковое движение самолета, кроме попе­
речной и путевой устойчивости, влияют и другие факторы:
демпфирование рыскания и особенно крена, отклонение ру­
,1Тей и элеронов и т. д. Однако влияние этих факторов по
сравнению с устойчивостью у ,современных самолетов ,вто­
ростепенно. Момент демпфирования направлен всегда про­
ти·в угловой скорости и поэтому может повлиять только на
амплитуду возмущенного движения, но никак не может спо­
собствовать возвращению в исходный режим полета.
Что же касается отклонения рулей, то, говоря об устой­
чивости, т. е. способности самолета восстанавливать после
воздействия внешнего возмущения исходный _режим полета
без вмешательства летчика, естественно, следует предпо­
<"Iагать органы управления неподвижными.
Вот почему основными факторами, влияющими на ха-
70

рактер бокового движения самолета, приходится считаrъ
поперечную и путевую устойчивости, тем более что у кон­
структора имеется целый ряд возможностей для их измене­
ния в довольно широких пределах: форма и размеры вер­
тикального оперения, установка форкилей («гребней») на
фюзеляже, изменение угла поперечного V крыла, наконец,
применение специальных автоматических устройств, так на-.
зываемых демпферов боковых колебаний.
Итак, скольжение влечет за собой появление аэродина­
мических моментов Мх и Му, которые в свою очередь вызы­
вают сложное движение самолета в двух плоскостях одно­
временно. При этом оказывается, что в зависимости от
соотношения степеней поперечной и путевой устойчивости
в боковом движении самолета может преобладать либо
рыскание, либо накренение. Изменяя значение этих коэф­
фициентов, можно придать боковому движению наиболее
благоприятный характер.
Весь вопрос в том, какой характер движения считать
наиболее благоприятным, иными словами, какой способ
устранения скольжения лучше - креном или рысканием?
Опыт полетов на многих самолетах, обладающих раз­
,rтичными характеристиками боковой устойчивости, позво­
ляет решительно предпочесть рыскание, при котором откло­
нение от исходного режима устраняется непосредственно.
Ликвидация же скольжения обрат.ным креном сводится, по
существу, к борьбе с возмущением в одной плоскости це­
ной создания нового (не вызванного внешними причинами)
возмущения в другой. Причем это «вторичное» возмуще­
ние в ряде случаев может оказаться более вредным, уто­
мительным для экипажа и даже более опасным, чем пер­
вичное.
Многим летчикам хорошо известно, что самолеты неко­
торых типов обладают повышенной склонностью к попе­
речному раскачиванию при полете в «болтанку». Сравни­
тельно незначительные возмущения атмосферы вызывают
у них энергичные крены, борьба .с которыми отнимает не­
мало внимания и сил. Зачастую подобные самолеты летчики
характеризуют как недостаточно устойчивые в поперечном
отношении, подразумевая под этим отсутствие способности
к стабильному поддержанию постоянного (нулевого) крена.
Однако с точки зрения аэродинамики, которая понимает
под поперечной устойчивостью в сущности не что иное, как
способность самолета реагировать на скольжение обрат­
ным креном, такие самолеты обладают не недостаточной,
71

а чрезмерной поперечной устойчивостью. Иначе говоря, при
малейшем скольжении у них возникает очень большой по
абсолютной величине поперечный аэродинамический мо­
мент Мх, который и вызьnвает энергичное накренение. Ве­
личина крена бывает иногда настолько значительной по
сравнению с вызвавшим его движением рыскания, что пос­
леднее вообще не замечается летчиком. Поведение само­
лета он расценивает в этом случае как поперечное раска­
чивание, хотя в действительности оно представляет со,бой
сложное боковое движение как в поперечной, так и в путе­
вой плоскостях.
Если попытаться улучшить поведение такого самолета
увеличением степени его поперечной ус:гойчивости (напри­
мер, увеличив угол поперечного V крыла), оно станет не
лучше, а хуже. И наоборот, известен ряд типов самолетов,
кюторые в поперечном отношении были практически нейт­
ральны, т. е. обладали степенью поперечной устойчивости,
близкой к нулю, а летчики отзывались о поведении таких
самолетов в поперечном отношении положительно.
Из сказанного вытекает, казалось бы, парадо!<iсальный
вывод: более «устойчивый» самолет ведет себя в полете
хуже, чем менее «устойчивый». Конечно, в действительно­
сти это противоречие имеет лишь чисто терминологический
характер.
Все дело заключается ,в том, что движение самолета
весьма сложно и характеризуется не одним, а целым рядом
параметров. При этом устойчивость поддержания одного из
них может не совпадать с устойчивостью другого, а иногда
даже вступать в прямое противоречие с ним. Именно так
происходит с креном и скольжением.
Аэродинамика понимает под поперечной устойчиво­
стью способность сохранять постоянный (нулевой) угол
скольжения ценой колебаний угла крена, а в летной прак­
тике чаще называют поперечно устойчивым самолет, хорошо
сохраняющий постоянный угол крена. Иногда «интересы»
крена и скольжения совпадают: так, при прямолинейном
установившемся полете со скольжением вывод самолета из
крена и из скольжения осуществляется одним и тем же
движением. Но этот режим полета представляет собой, по­
жалуй, единственное исключение. Во всех остальных слу­
чаях крен и скольжение «враждуют» между собой.
Особенно наглядно это проявляется в одном важном
случае летной практики: внезапном отказе одного из раз-
72

несенных по размаху крыла двигателей 1. В момент подоб­
ного отказа самолет под действием несимметричной тяги
разворачивается вокруг вертикальной оси в сторону
отказавшего двигателя, продолжая по инерции дви­
гаться в прежнем направлении. В результате вектор ско­
рости оказывается вне плоскости симметрии, т. е. появ­
ляется скольжение.
При наличии у самолета так называемой «поперечной
устойчивости» (иначе, каJ{ в кавычках, здесь не напишешь!)
скольжение повлечет развитие момента крена, величина
которого будет тем больше, чем больше значение попереч­
ной устойчивости.
В практике известны самолеты, обладавшие настолько
избыточной поперечной устойчивостью, что отказ одного из
двигателей вызывал у них резкое накренение, вплоть до
переворачивания вверх колесами. При этом положение
осложнялось тем, что зачастую летчики, имея прочные, до­
веденные до автоматизма навыки парирования крена эле­
ронами, пытались дейс11вовать так же и в подобных обстоя­
rельствах. Однако момент крена, вызванный проявлением
поперечной устойчивости, бывал на,столько велик, что па­
рировать его одними элеронами не удавалось. Для устране­
ния крена надо было, продолжая бороться с ним элеронами,
в то же время энергично отклонить руль направления.
чтобы прежде всего ликвидировать скольжение, как перво­
причину крена. Та,кое поведение самолета в момент несим­
метричного отказа двигателей усложняло его пилотирова­
ние и снижало безопасность полета.
Чем меньше степень поперечной устойчивости, тем сла­
бее проявляется тенденция к накренению в момент отказа
одного из двигателей, а при поперечной нейтральности этой
тенденции практически не будет. Самолет под действием
не-симметричной тяги прос110 начнет плоским разворотом
(«тарелочкой») ухо\ll.ИТЬ ,с курса, пока летчик, разобрав­
шись в происшедшем, не прекратит разворота, не сбалан­
сирует самолет триммером руля направления и не вернет
его на нужный курс. Как видим, никакой сколько-нибудь
опасной ситуации при этом не возникает.
Вопрос о поведении в момент несимметричного отказа
силовой установки особенно актуален для самолетов
1 Более подробно пилотирование самолета при отказе одного из
крыльевых двигателей рассматривае'!'ся в следующей статье: «Полет
с Нf:nолной и несимметричной тягой».
73

с турбовинтовыми двигателями, мощные винты которых со­
здают при отказе двигателя (по1ка не зафлюгированы
винты) большую тормозную силу, значительный момент
рыскания и соответственно большой угол скольжения. По­
этому избыток поперечной устойчивости для самолетов
с турбовинтовыми двигателями особенно опасен и может
вызывать резкое накренение не только при отказе одного
из них, но -даже при сравнительно небольшом нарушении
симметрии тяги работающих двигателей (например, при
несинхронном изменении тяги во время подтягивания перед
посадкой).
Таким образом, поперечная устойчивость отнюдь не
обеспечивает хорошей стабилизации самолета по крену,
а в ряде случаев даже прямо препятствует ей. Незнание
этого обстоятельства и приводит к ряду недоразумений при
оценке пилотажных свойств самолета, а также при форму­
лировке требований к оптимальным характеристикам
устойчивости самолета. Избыток поперечной устойчивости
следует считать опа,сным, а недостаток ее до нейтральности
включительно, наоборот, не только безопасным, но даже
желательным.
Иначе обстоит дело с путевой устойчивостью. Бе увели­
чение улучшает стабилизацию самолета в путевой плоско­
сти и поэтому весьма полезно. Характерно, что в летной
практике не зафиксировано ни одного случая, чтобы лет­
чики жаловались на избыточность путевой устойчивости .
. Чем
выше путевая устойчивость, тем меньшие углы с~оль­
жения возникают при том же внешнем возмущении, тем,
следовательно, стабильнее сохраняет самолет свое поло­
жение в воздухе.
Более того, хорошая путевая у,стойчивость в какой-то
степени уменьшает вредное дестабилизирующее влияние
избьпочной поперечной уст-ойчивости, так как, чем меньше
углы скольжения, тем меньше и поперечный момент (при
постоянном значении поперечной устойчивости). Поэтому,
когда значение поперечной устойчивости велико и нет ре­
альных возможностей для его снижения (например, при
полете самолета ,со стреловидным крылом на больших
углах атаки), высокая степень устойчивости пути несколько
смягчит недостатки, связанные с из·бытком поперечной
устойчивости. Это в полной мере относится и к случаю
несимметричного отказа тяги.
Высокая степень путевой устойчивости существенно
упрощает пилотирование самолета на виражах и разворо-
74

'rax, так как пределыю облегчает соблюдение так называ~­
мой «координации», т. е. такого сочетания действий элеро­
нами и рулем направления, при котором вектор скорости
остается в плоскости симметрии самолета и ско,11ьженис пс
возникает.
В прошлом соблюдение 1<:оординации представляло собой
один из сложных элементов пилотирования и требовало
большого внимания летчика. На большинстве же современ­
ных самолетов вираж выполняется одними элеронами,
почти без использования руля направления, причем самолет
«сам» подбирает себе такую угловую скорость разворота,
при которой нс будет скольжения. Многолетние попытки са­
молетостроителей заменить трехкомпонентное (продольное,
поперечное и путевое) управление самолетом двухкомпо­
нентным, при котором управление маневрами в боковой
плоскости осуществлялось бы одним рычагом, фактически
• увенчались успехом. Причиной этого успеха является высо­
кая степень путевой устойчивости, присущая большинству
современных самолетов. Малейшее скольжение, едва начи­
нающее возникать при вводе в крен, вызывает у такого са­
молета настолько мощный восстанавливающий момент ры­
скания, что машина немедленно разворачивается в сторону
крена, подобно флюгеру, и продолжает вращение вокруг
вертикальной оси с угловой скоростью, которая исключает
скольжение при данном крене, т. е. гарантирует выполне­
ние координированного разворота.
Следует подчеркнуть, что постоянная угловая скорость
разворота, соответствующая данному крену, установится
у самолета, обладающего большой путевой устойчивостью,
очень быстро, практически одновременно с образованием
самого крена, и во всЯlком случае значительно быстрее, чем
у самолета с малой путевой устойчи,востью, который, бу­
дучи введен в крен, может лететь без разворота (или с мед­
ленным разворотом) «на боку», со скольжением, пока летчик
рядом последовательных движений педалями не подбере:г
нужную скорость вращения . .Ясно, что во втором случае
ввод самолета в разворот будет связан с неизбежными
колебаниями и займет больше времени, чем в первом
(рис. 2). Приведенный пример лишний раз показывает не­
обоонованность иногда еще встречающегося среди летного
состава и даже в литературе механического противопостав­
ления устойчивости и управляемости друг другу.
Таким образом, высокая степень путевой устойчивости
является весьма ценным свойством самолета, придающим
75

1
1
('
11, ,,
/\1'1\'\
\1
V v-,
..... ,
_,,,,
1
1
l/2
1
1-- .
,~ \..--..-------
Время
':IСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
-- - С амолет
с бь1сакай степенью путебой устоi1чи6ости
-
-
-
-Самолет с небольшой степенью путебой ycmoiJ11uDocmu
Рис. 2. Характеристики ввода в установившийся вираж самолетов
с различной степенью путевой устойчивGсти:
1 - начало режима установившегося виража самолета с высокой сте­
пенью путевой устойчивости: 2 - то же, самолета с небольшой степенью
путевой устойчивости

ему ряд ,положительных пилотажных качеств и повышаю­
щим безопаснос1.о полета. При этом - в отличие от попе­
речной устойчивости - никаких несоответствий между поло­
жениями аэродинамики и практическими воззрениями лет­
ного состава на вопросы, связанные с путевой устойчиво­
стью, как правило, не возникает.
*

-
-
Зас.11,у31се11иый лет•t,ин-испытател-ь се СР
Герой Советспо~о Союза М. Л. ГАЛЛАЙ
ПОЛЕТ С НЕПОЛНОЙ :И НЕСИММЕТРИЧНОЙ ТЯГОЙ
Способность самолета продолж_ать полет после частич­
ного отказа силовой установки - одно из важнейших
свойств, обеспечивающих безопасность его эксплуатации.
Особенно большое значение этот вопрос приобрел в связи с
широким внедр-ением в эксплуатацию самолетов с тур,бо­
винтовыми двига11елями. Возникающая при отказе такого
двигателя несимметрия внешних сил в несколько раз
больше, чем у самолетов других типов, из-,за чрезвычайно
большого аэродинамического сопротивления автор·отирую­
щего воздушного винта. Даже при исправной работе си­
стемы флюгирования винт отказавшего двигателя переходит
во флюгерное положение за 5-6 сек и успевает создать,
хотя и кратковременно, значительный путевой момент.
Поэтому все явления, происходящие при выходе из
строя бокового двигателя, проявляются на самолетах с тур­
бовинтовыми двигателями сильнее и влекут за собой более
ярко выраженные трудности пил-оrгирования - разворот,
кренение, большие усилия на органах управления (осо~
бенно на педалях руля направления), снижение скороподъ­
ем,ности, потолка, диапаз•она скоростей и т. д., чем на само­
летах с двигателями других типов, хотя физическая сущ­
ность указанных явлений остается во всех случаях одина-
ковой.
,
Чтобы разработать достаточно обоснованные рекоменда­
ции по пилотированию самолета в случае полета с неполной
и несимметричной тягой, рассмотрим явления, сопутствую­
щие такому полету.
Понятия «неполная» и «несимметричная» тяга, строго
говоря, нельзя считать совпадающими, так как можно пред-
78

ставить себе полет с неполной, но симметричной тягой, на­
пример полет. трехмоторного самолета после выхода из
стр,оя центрального (фюзелнжного) мотора. Однако у со­
временных самолетов двигатели располагаются, как пра­
вило, вне плоокости симметрии, и поэтому отказ одного и:i
них почти всегда влечет за собой появление несимметрич­
ной тяги.
Неполная, но симметричная тяга у четырехмоторного
самолета может быть лишь при выходе из строя не одного,
а по крайней мере двух двигателей (обоих внутренних либо
обоих внешних). Такой случай принципиально возможен, но
практически крайне маловероятен.
Таким образом, неполная тяга почти всегда являет,ся и
несимметричной, и взаимосвязанное рассмотрение их
вполне согласуется с летной практикой.
Самое ,сложное ,в пилотировании самолета при отказе
одного из боковых двигателей - это управление машиной в
самый момент отказа, особенно на малой скорости, ,сразу
после взлета или при заходе на посадку. Здесь летчик дол­
жен особенно четко парировать как тенденцию к развороту
и крену, так и к потере окорости.
При боковом движении, вызванном несимметричным от­
казом двигателя, главная опасность заключается не столько
в развороте, сколько в сопутствующем ему накренении само­
лета. У ,самолетов некоторых типов тенденция к крену в
этом случае настолыю велика, что при нечетких действиях
летчика может вызвать развитие крена до недопустимых
величин, вплоть до пере.ворачивания самолета вверх коле­
сами.
На первый ,взгляд мож-ет показаться странным, что не­
симметричная тяга нарушает равновесие самолета не только
в путевом, но и в поперечном отношении. Одна1ко имею­
щуюся здесь ,взаимную связь явлений нетрудно объяснить.
Когда выходит из строя двигатель, происходит «занос хво­
ста», т. е. поворот плоскости симметрии самолета относи­
тельно направления дви,жения. Иначе говоря, возникает
скольжение (рис. 1), которое будет тем больше, чем при
прочих равных условиях меньше путевая (флюгерная)
устойчивость. Поскольку самолет обладает поперечной
устойчивостью, последняя проявит себя в виде момента
крена, направленного ,в сторону, противоположную скольже­
нию, т. е. в сторону отказавшего двигателя. Следовательно,
тенденция к накренению, появляющаяся вслед за возник­
новением несимметричной тяги, будет тем сильнее, чем
79

боJiыше поперечная и чем меньше путевая устойчивость са­
молета.
Многое зависит и от действия Jiетчика. ПоскоJiьку кре­
нение возникает как реакция поперечно устойчивого само­
лета на скоJiьжение, то главное средство борьбы ,с ним -
противодействие скольжению как первопричине крена. Не
Mg•
:t-
--{,..
~,,-,
.--~----~~-~*.l~---~t.-'-
а. Прямолинеiiныо
полвт с симмет­
ричной тягоv
6. Откаа о!Jного
ВВиготеля.
ВоаникноВение мо­
мента несиммет­
рицноii тяги (Mg)
6. flo8 Вейст8ием z. ПofJ fJeiicmBue.м
момента Mg Возни- скольжения Воани-
коет угол сколь-
кuет щ;мент
жения ({J)
'<ГJенr, (Nc)
Рис. 1. Движения рыскания и крена при отказе бокового двигателя
следует пытаться парировать кренение тоJiько элеронами,
так как это потребует боJiьших усиJiий и тем не менее мо­
жет не увенчаться успехом. Прежде всего необходимо при­
нять меры, чтобы уничто,жить иJiи, по крайней мере, на­
скоJiько возможно, уменьшить скоJiьжение, энергично откло­
нив руль направJiения в сторону, противопоJiожную крену.
Единственный случай, в котором эта рекомендация не­
применима, - поJiет в обJiасти обратной реакции самолета
по крену на скоJiьжение, иногда набJiюдаемой в некотором
диапазоне закритических чисел М. Но в этой обJiасти крен
при отказе бокового двигатеJiя увеличивается, как правило,
сравнительно медJiенно.
Следует заметить, что неожиданный отказ двигатеJiя во­
обще не на всех режимах поJiета одинаково опасен. На крей­
серских окор,остях эффективность органов управления
обычно достаточно веJiика, а тяга двигатеJiей имеет умерен­
ную веJiичину, бJiагодаря чему 011каз одного из них не влечет
за собой чересчур ,боJiьших несимметричных путевых момен­
тов. Поэтому даже неожиданный отказ двигатеJiя на крей­
серских режимах обычно Jierкo парируется Jiетчиком.
Менее благоприятны с этой точки зрения малые, бJiизкие
к эволютивной, скорости, когда эффективность органов
управJiения понижена, а несимметрия тяги ,может достигать
боJiьших значений, особенно у самоJiетов с турбовинтовыми
двигателями, у которых сопротивление авторотирующего
винта достигает наибольшего значения как раз в этой об-,
Jiасти. Поэтому сразу по~ле взщта и при заходе на посадку
80

летчик любого самолета, и особенно самолета
товыми двигателями, должен быть очень
чтобы в случае отказа одного из двигателей
с турбовин­
внимателен,
действовать
четко и без промедления.
После того как летчик справился с неожиданным отка­
зом одного из двигателей, перед ним встает вопрос о воз-
можности ПрОДОЛЖеНИЯ Н
Практическw патолак
горизонтального полета.
-
- -при-палiюй- тяге -
-
Естественно, что лет­
ные данные самолета в
случае неполной и несим­
метричной тяги ухудша­
ются. Особенно заметно
падают скороподъемность
и потолок (рис. 2). Диа­
пазон скоростей в случае
неполной тяги у большин­
ства современных самоле­
тов также уменьшается,
но гораздо меньше, осо­
бенно на малых и
средних высотах. Та­ н
кое положение объ-
ясняется тем, что
максимальные ско­
рости современных
самолетов в доволь­
но широком диапа·
зоне высот обычно
ограничиваются не
избытком
тяги
(мощности), а огра­
ничениями по ско-
ростному
напору
Vg
Рис. 2. Скороподъемность и потолок
самолета с полной и неполной тяrоi\
Область f/J(]l{muчecкu осgщест6имых cкopocmeii
гориаонтапьного попета при полной тяге
(приборной скоро-
сти) и числу м
(рис. 3). В резуль­
тате может оказать­
ся, что самолет и с
неполным числом ра­
ботающих двигате­
лей разовьет ско­
рость,
превышаю­
щую наложенные ог-
ГР7:i') Оопасть {/Jактически осgщест6имых скоростеи
~ гаршонтапьнаго попето при оilном неработающем
88игателе
Рис. 3. Максимальные скорости полета с
полной и неполной тягой:
1 - ограничения минимальной скорости; 2 - мак•
симальная скорость полета при полной тяге всех
двигателей (без учета ограничений); 3 - макси­
мальная скорость полета при одном неработаю­
щем двигателе (без учета ограничений): 4 -
ограничение максимальной скорости по числу М;
5 - ограничение максимальной скорости по ско•
ростному н~qору
81

раничеf!ИЯ или приближающуюся к ним. В этом случае вы­
ход из строя части двигателей не скажется (или почти не
скажется) на диапазоне скоростей.
Вынужденное изменение высоты полета из-за остановки
ча,сти двигателей само по себе, казалось бы, не представляет
опасности, но косвенно может поставить экипаж самолета в
достаточно сложное положение, например, если полет про­
исходит над облачностью, в которой возможна сильная тур­
булентность воздуха, обледенение или другие опасные яв­
ления.
Кроме того, следует учитывать, что у современных само­
летов с турбореактивными двигателями наибольшая даль­
ность достигается на высоте, лежащей на 1-3 км ниже
практического потолка. Уменьшение этой высоты из-за ча­
стичного выхода из строя силовой· установки неизбежно ска­
жется на дальности полета и может привести к необходимо­
сти преждевременной посадки на промежуточном аэродроме
или к возвращению на аэродром вылета. Во всяком случае
при вынужденном изменении высоты полета экипаж само­
лета должен учесть уменьшение дальности и своевре­
менно внести в штурманский план полета необходимые по­
правки.
Говоря о вынужденном уменьшении высоты полета,. надо
та1кже иметь в виду, что в полете по маршруту невозмож­
ность выдерживания заданной высоты своего эшелона и от­
клонение от него хотя бы на 100-200 .м фактически равно­
значно нео·бходимости снижения до высоты следующего эше­
лона, т. е. для современных реактивных и турбовинтовых
самолетов на 2000 .м, так как полет на промежуточной вы­
соте (между эшелонами) недопустим.
Чтобы дополнительно не уменьшать и без того сократив­
шиеся резервы тяги (мощности) и свести неизбежные по­
тери летных данных самолетов к минимуму, далеко не без­
различно, каким образом пилотировать самолет в у,стано­
вившемся полете с несимметричной тягой.
Казалось бы, что для летчика естественнее всего в этом
случае стремиться к поддержанию того самого пространст­
венного положения, которое самолет имел до отказа одного
из двигателей, т. е. выполнять полет без крена. Однако при
этом неизбежно возникает скольжение (рис. 4). В самом
деле, чтобы парировать разворот, вызываемый действием
момента несимметричной тнги (Р + Qдв) а, летчик вынуж-'
ден отклонить руль направления в сторону работающих
82

двигателей и создать момент Zр.п lв.о, равный по величине
и обратный по знаку моменту от не,симметричной тяги 1.
Но этим еще не обеспечивается полная боковая балан­
сировка, тя.к как взаимно уравновешены будут только мо­
менты, но не силы, действующие на самолет. В частности,
поперечная сила, возникшая в результате отклонения руля,
первоначально ничем не
уравновешивается, и под ее
действием самолет начнет
двигаться вбок, т. е. лететь
хотя и без крена, rю со
скольжением.
Интересно отметить, что
здесь (в отличие от рассмот­
ренного выше возмущенного
движения самолета в самый
момент отказа бокового дви­
гателя) скольжение проис­
ходит в сторону отказавшего
двигателя. По мере того как
поперечная
составляющая
скорости Vz будет увеличи­
ваться, под действием боко­
вой обдувки у самолета
возникнет и станет расти
боковая аэродинамическая
сила. Рост ее прекратится
толыю тогда, когда по своей
Рис. 4. Равновесие боковых сил и
моментов в полете с несимме­
тричной тягой без крена со
скольжением на неработающий
двигатель
абсолютной величине она сравняется с боковой силой, вы­
званной отклонением руля направления, иными словами,
когда будет достигнуто равновесие поперечных сил, дейст­
вующих на самолет, и установится режим равномерного
прямолинейного полета с несимметричной тягой без крена,
но со скольжением (рис. 4). Однако боковая сила Z1 устой-
1 Здесь
Р- тяга работающего двигателя;
а- расстояние от плоскости симметрии самолета до
оси двигателя;
Qдв - сопротивление отказавшего двигателя и его винта
(при флюгировании винта, а также у безвинтовых
двигателей этой величиной можно пренебречь);
Zp. н- аэродинамическая поперечная сила, возникающая
иа оперении при отклонении руля направления;
lв. о - расстояние от центра тяжести самолета до центра
давления вертикального оперения.
83

чивого в путевом отношении самолета всегда приложена не
в центре тяжести, а несI<олько ближе к хвосту. Поэтому
она в свою очередь создает момент в путевой плоскости,
действующий, как это видно из рисунка, в ту же сторону,
что и момент несимметричной тяги.
Для парирования этого дополнительного момента при­
деrея еще больше увеличить о'Гклонение руля направления,
в результате чего усилия, кото-
рые должен приложить к пе-
Лv
дали летчик (пока он не вое-
U
пользуется триммером), полу-
чатся весьма значительными.
Р
Рис. 5. Равновесие боковых сил в Рис. 6. Равновесие боковых сил и
полете с несимметричной тягой без моментов в полете с несимме-
скольжения с креном
тричной тягой без скольжения с
креном на работающий двигатель
За счет скольжения, а также отклонения руля направления
аэродинамическое сопротивление самолета увеличится, что
приведет к дополнительному уменьшению и без того неболь­
шого избытка тяги.
Всех этих осложнений пилотирования можно избежать,
если совершать полет с креном в сторону работающихдви­
гателей. За счет крена возникает боковая ,составляющая
силы тяжести ,самолета, направленная вдоль размаха вбок
(рис. 5). Бели подобрать такой ,крен, при котором боковая
составляющая силы тяжести по абсолютной величине была
бы равна боковой ,силе, возникшей от отклонения руля на­
правления, полет будет происходить с креном, но без околь­
жения (рис. 6).
В этом случае аэродинамическое сопротивление само­
лета будет меньше, чем в предыдущем варианте полета, как
84

благодаря оtсутствию ,скольжения, так и вследствие меnь­
шей потребной величины отклонения руля направления.
Разумеется, достигаемый выигрыш в летных данных -само­
лета по своему абсолютному значению может оказаться
очень окромным. Но ,1югда вопрос -стоит о возможности или
невозможности продолжения полета, даже незначительное
увеличение скороподъемности или диапазона -с1юростей
полета может иметь решающее значение.
Величину крена, потребного для полета ·с несимметрич­
ной тягой без скольжения, легко определить из ,следующих
простых рассуждений. Путевое равновесие самолета обес­
печивает,ся равновесием моментов от несимметричной тяги
и отклоненного руля направления, т. е.
Одна1ю равновесие поперечных сил, действующих на
самолет, требует, как видно из рис. 5, соблюдения равен­
ства
Zp ... =Gsinr,
где G - вес самолета;
1 - угол крена.
Следовательно,
откуда
siny= Р+Qдв
G
а
lв.о
Для большинства современных самолетов потребная ве­
личина крена будет находиться между 0°,5 и 2°,5. Даже для
самолетов с турбовинтовыми двигателями в -случае отказа
внешнего двигателя и авторотации его винта для полета
без скольжения не потребуется крен более 4-5°.
Можно представить себе и третий вариант прямолиней­
ного полета с несимметричной тягой, а именно: полет с
~креном и скольжением в сторону работающих двигателей
(рис. 7). В этом случае также возникает боковая аэродина­
мическая сила, но направлена она уже в сторону отказав­
шего двигателя. Момент ее действует в направлении пари­
рования момента несимметричной тяги и превращае'ГСя,
85

'Гаким образом, из «противника» руля направления в его
«r,.оюзника». В результате потребное отклонение руля на­
правления получается еще меньше, чем при полете с креном
без скольжения. Это обстоятельство и делает в некоторых
случаях целесообразным применение последнего способа
полета с несимметричной тягой.
При рассмотрении преимуществ и недостат1ков различ­
ных способов пилотирования самолета в полете ,с несимме­
Рис. 7. Равновесие боковых сил
и моментов в полете с несимме­
тричной тягой со скольжением и
креиом на работающий двигатель
тричной тягой большое зна-
1 1ение имеют свойственные
им показания пилотажных
приборов.
На первый взгляд кажет­
ся, что для суждения о
скольжении можно пользо­
ваться имеющимся в ком­
плекте пилотажного обору­
дования указателем сколь­
жения (шариком). Однако в
действительности его пока -
зания верны не всегда. Так,
например, в полете со сколь­
жением без крена (см.
рис. 4) шарик указателя бу­
дет находиться в центре,
т. ·е. никакого скольжения не
покажет. В самом деле, по­
ложение шарика опреде­
ляется только действием бо­
ковой составляющей его собственного веса и приложенных
к нему сил инерции. Никакие другие силы на него не вли­
яют. В рассматриваемом нами случае составляющая веса
шарика отсутствует, так как нет крена. Точно так же ничем
не проявляет себя и инерция, ибо полет происходит прямо­
линейно, без каких-либо боковых ускорений. В результате
шарик остается в центре прибора.
Заметим, что сказанное относится только к устаfiовивше­
муся полету ,со скольжением без крена. В самый же момент
отказа одного из двигателей, т. е. при переходе от полета без
скольжения к полету со ,с~юльжением, шарик качне-гся от
своего центрального положения в сторону. Однако он вновь
верне-гся туда сразу, как только установится прямолинейный
полет без крена.
86

В ,связи со сказанным у читателя могут ,возникнуть сом­
нения, можно ли доверять показаниям указателя окольжения
и если да, то в каких случаях. Чтобы разрешить эти сомне­
ния, надо вспомнить, что шарик может отойти от своего
центрального положения лишь в том случае, если на само­
лет действует боковая составляющая аэродинамических сил.
Эта составляющая может быть либо ничем не уравновешена
(тогда самолет будет совершать криволинейное боковое дви­
жение), либо уравновешена равной ей по величине и обрат­
ной по направлению силой иного, не аэродинамического ха­
рактера. В обоих случаях шарик отклонится от центра ука­
зателя под действием инерции илк веса. В летной практике
подобное положение, как правило, бывает только при сколь­
жении и поэтому летчик с полным основанием привыкает
судить о наличии или отсутствии скольжеаия 110 положе­
нию шарика указателя.
Случай полета с несимметричной тягой без крена оо сколь­
жением представляет собой редкое исключение: боковое рав­
новесие самолета достигается здесь взаимодействием одних
лишь аэродинамических сил (Zp. н и Z1). Значит, результи­
рующая боковая составляющая аэродинамичеоких ,сил равна
нулю, и поэтому шарик остается в центре, несмотря на сколь­
жение. Столь же редким исключением является и случай
полета с несимметричной тягой без скольжения с креном,
когда боковая аэродинамичеокая сила Zp. н уравновеши­
вается боковой составляющей веса самолета («не аэродина­
мической силой») и шарик отклоняется в сторону, хотя
скольжения нет.
То же относится и к ощущениям находящегося в самолете
человека. На него (как и на весь самолет) действуют сила
тяжести и инерция, но (в отличие от самолета) непосредст­
,венно не влияют аэродинамические силы. Поэтому субъек­
тивные ощущения человека в полете с несимметричной тягой
так же обманчивы, как и показания указателя скольжения.
В прямолинейном полете без крена со ,скольжением летчик
последнего физически не ощущает, а шарик указателя
остается в центре прибора. Наоборот, в полете без скольже­
ния, но с креном летчика «клонит» в направлении крена, и в
ту же сторону, приблизительно на половину своего диаметра,
0ТКЛОНИ11СЯ И шарик.
Непривычность показаний некоторых пилотажных прибо­
ров и неудобное положение тела летчика относятся к недо­
статкам варианта полета с несимметричной тягой и креном,
но без скольжения. К: этому нужно добавить, что точность
87

показаний существующих пилотажных приборов, в частно­
сти авиагоризонта, нес1юлько затрудняет точное выдержива­
ние заданных, очень небольших значений крена, особенно в
условиях полета по приборам .
.Какой же из рассмотренных способов пилотирования -са­
молета в полете ,с несимметричной тягой следует признать
наилучшим?
На этот счет единого мнения еще не установилось. Автор
настоящей статьи неоднократно высказывался в пользу
полета с креном и без скольжения, как обеспечивающего
наименьшую потерю летных данных самолета и повышен­
ный (по сравнению ,с полетом без крена) запас отклонений
руля. Однако иногда считают этот способ чересчур сложным .
.Каждый способ пилотирования самолета с несимметрич­
ной тягой ( за исключением явно невыгодного полета с кре­
ном и ск,ольжением в сторону отказавшего двигателя) имеет
свои преимущества и ,свои недостатки.
Для достижения минимально возможного аэродинамиче­
ского сопротивления и ,снижения потерь в летных данных са­
молета наилучшим является полет с креном и без ,скольже­
ния. Отклонение от этого режима, особенно в ·сторону
уменьшения крена, вызывает прирост сопротивления со
всеми вытекающими отсюда последствиями.
Потребное отклонение руля направления, а также- соот­
вет,ствующая ему величина усилий на педалях уменьшаются
по мере увеличения угла ,крена, достигая наименьших значе­
ний при полете е креном и ,ск,ольжением в сторону работаю­
щих двигателей.
Показания пилотажных приборов и поза летчика будут
наиболее привычными ,в полете без крена, хотя и с неизбеж­
ным в этом случае ,скольжением в направлении отказавшего
двигателя.
Так;им образом, выбирать режим полета с несимметрич­
ной тягой в данных ,конкретных условиях надо исходя из
того, какой из перечисленных выше элементов является в
настоящий момент критичеоким. Если у самолета остается
достаточный избыток тяги и потребное оrгклонение руля неве­
лико, можно продолжать полет без крена, обеспечивая этим
сохранение привычной позы летчика и привычных показаний
приборов . .Когда запас тяги находится на пределе, целесооб­
разнее всего леrгеrгь с небольшим креном, но без ,скольжения.
Наконец, если критическим элементом полета является запас
руля направления (например, при подтягивании во время
захода на посадку), целесообразно применять повышенньуе
88

углы крена, вызывающие скольжение в ,сторону работающих
двигателей и, как было показано выше, увеличивающиеэтим
запас отклонения руля.
Большое значение имеет вопрос о выполнении разворотов
с несимметричной тягой. Если выполнять их без ,окольжения
(координированно), нет оснований -считать разворот в ,сто­
рону отказавшего двигателя более опасным, чем в ,сторону
работающего. Следует только помнить, что координирован­
ный разворот с данной угловой скоростью в направлении
работающих двигателей должен выполняться с ,большим ~кре­
ном, чем в сторону неработающего. Причина этого очевидна.
Ведь для прямолинейного по.лета без скольжения уже нужен
был некоторый крен в сторону работающего двигателя.
Поэтому в отличие от полета с симметричной тягой в этом
случае «отсчитывать» угол крена надо не от нуля, а от того
угла, который уже имелся при полете по прямой.
При заходе на посадку с несимметричной тягой ,следует
иметь ,в виду, что вся,кое изменение тяги работающего дви­
гателя должно сопровождаться соответствующим измене•
нием угла крена, чтобы избежать появления дополнитель­
ного ,01юльжения и «увода» самолета в сторону от линии
пути. Отдельные случаи невыхода на посадочную полосу
при заходе с несимметричной тягой объясняются, на наш
взгляд, именно этим явлением. Поэтому при ,подтя~гивании
необходимо одновременно с увеличением оборотов рабо­
тающих двигателей плавно у,аеличивать крен в их сторону,
а, пр:и снижении оборотов (прекращении подтягивания)
уменьшать его. Если соблюдать это правило, то самолет бу­
дет приближаться к посадочной полосе, не уходя из ее плос­
кости в сторону.
После посадки у самолетов с поршневыми и турбореак­
тивными двигателями отказавший двигатель на пробеге про­
должает создавать некоторое, хотя и незначительное, сопро­
тивление. При этом симметрично расположенный работаю­
щий двигатель даже на режиме малого газа (хмостого хода)
создает определенную, иногда довольно заметную, ТЯ,гу.
Поэтому тенденция к развороту в сторону отказавшего дви­
гателя будет наблюдаться и на пробеге, хотя, разумеется,
значительно ,слабее, чем в полете:
•
Другое дело на ,самолете •С турбовинтовыми двигателями.
Если винт отказавшего двигателя переведен во флюгерное
положение, его сопротивление меньше, чем ,сопротивление
винта работающего двигателя, переведенного на режим ма­
лого газа. В результате на пробеге возникает тенденция к
89

раэвороту не в сторону отказавшего, а в ,сторону исправно.го
двигателя, что может привести к неожиданному для летчика
энергичному «уводу» самолета с полосы. Чтобы избежать
этого, после посадки с несимметричной тягой на самолете с
турбовинтовым двигателем следует оставить рабСУГающий
двигатель, симметричный отказа.вшему, на режиме нулевой
тяги и, не ,снимая рычагов управления этим двигателем и его
винтом с промежуточных упоров (во всяком случае в первой
половине пробега), тормозить парой исправных двигателей.
Едва ли не самый трудный случай, возможный в по­
лете, - это отказ одного из двигателей на взлете. Разумеется,
когда позволяет оста,вшаяся ча,сть взлетно~посадочной
полосы, при малейших -сомнениях в исправности силовой
установки необходимо прекратить взлет. Но так как это не
всегда возможно (например, при отказе одного из двигателей
в самом конце разбега), летчик иногда может оказаться
вынужденным продолжать взлет с несимметричной тягой.
В этом случае, даже если энерговооруженности самолета для
такого взлета достаточно, неизбежно возникает ряд трудно­
стей в пилотировании.
Первая из них заключается в необходимости парировать
тенденцию самолета к развороту в сторону отказавшего дви­
гателя. На самолете с турбовинтовыми двигателями наибо­
лее трудными будут первые несколько секунд, пока а,втомат
флюгирования не перевел винт отказавшего двигателя на
большие углы. После того как винт перешел во флюгер, вы­
держивание направления разбега, даже при отказе крайне.го
внешнего двигателя, на всех современных самолетах особых
трудностей не вызывает. Однако летчик должен быть готов к
тому, что после отрыва от .земли он столкне11ся с необходи­
мостью парировать вновь возрастающую тенденцию само.лета
к развороту. Происходит это малоизвестное широкому кругу
летного состава явление ло следующим причинам.
Пока -самолет разбегается по земле, боковая сила, возник­
шая в результате отклонения руля направления, уравновеши­
вается боковыми .составляющими сил трения колес шасси о
землю (рис. 8) и самолет движется прямолинейно, не откло­
няясь от оси взлетной полосы.
Но сразу после отрыва действие сил трения, естественно,
прекращается и самолет начинает, как это было показано
выше (см. рис. 4), скользить в сторону отказавшего двига­
теля. Неизбежно возникающая при; скольжении боковая аэ­
родинамическая сила создает дополнительный разворачи­
вающий момент, который действует в том же направлении,
90

что и момент несимметричной тяги. Чтобы уравновесить этот
момент, требуется .г;ибо дополнительно отклонить ру.пь
направления, либо накренить самолет на несколько градусов
~
ТТТТ.,~~
fш
11/illll/llJlllll/llilll!ПllilliПI
ЛIIIIIIIIIJIIПIJ/ll//lfllПfllJ/1/I
Рис. 8. Равновесие поперечных сил, действующих на самолет при раз­
беге и после отрыва при взлете с несимметричной тягой
в сторону работающих двигателей. Нс зная об этом явлении,
летчик может попасть в трудное положение, причем в такой
момент, когда он, как ему кажется, уже убедился, что откло­
нение руля направления достаточно для парирования разво­
рота.
*

Нпжепер М. Г. ROTИR
и д,етчии-испытате.11/Ь перво~о u.tiacra
noдno.tiuoвnuu А. А. ЩЕРВАRОВ
ОСОБЕННОСТИ БОКОВОЙ УСТОЙЧИВОСТИ
И УПРАВЛЛЕМОСТИ СВЕРХ3ВУRОВЫХ САМОЛЕТОВ
Устойчивость и управляемость сверхзвуковых и дозвуко­
вых самолетов существенно различаются между ,собой. Для
правильного понимания особенностей устойчивости и управ­
ляемости и причин, порождающих эти особенности, р,э,ссмот­
рим кратко основные отличительные черты ,современных
сверхзвуковых самолетов, влияющие на характеристики их
устойчивости и управляемости. В настоящей статье рассмот­
рены особенности только боковой (путевой и поперечной)
устойчивости и управляемости, свойственные современным
самолетам, имеющим сверхзвуковые окорости полета.
Особенности устойчивости и управляемости сверхзвуко­
вых самолетов обусловлены в основном тремя причинами.
Первая из них ,связана с изменением форм и размеров
(абсолютных и относительных) основных частей самолетов,
обусловленных переходом к сверхзвуковым скоростям. Вто­
рая причина вызвана изменением действующей на самолет
аэродинамической нагрузки при переходе от дозвуковой к
сверхзвуковым скоростям полета и при выходе самолета на
большие высоты полета. Третья причина обусловлена увели­
чением разнос.а масс вдоль фюзеляжа и уменьшением этого
разноса по размаху крыла. По этой причине у современных
самолетов может существенно проявляться инерционное
взаимодействие продольного и бокСУвого движений (см. сле­
дующую статью). Строго говоря, .последние щве причины в
известной мере являются следствиями первой.
92

В качестве примера, иллюстрирующего указанные выше
.тенденции, ра,ссмотрим изменение основных параметров
самолетов за последние 20 лет (см. табл.). К:ак видно из таб-
Наименование параметра
Максимальная относительная толщина
крыла, проц.
Удлинение крыла .......... .
Относительная длина фюзеляжа (отне­
сенная к размаху крыла)
Относительная длина носовой (распо­
ложенной впереди от центра тяже­
сти самолета) части фюзеляжа (от­
несенная к размаху крыла) . . . . .
Отношение плеча вертикального опере­
ния к длине носовой части фюзе-
ляжа.
.
...........
.
Относительная площадь вертикального
оперения (отнесенная к площади
крыла), проц ..
Максимальная у дельная нагрузка на
крыло, кг/м2 ........... .
Отношение момента инерции крена (от­
носительно продольной оси) к мо­
менту инерции тангажа (относитель­
но боковой оси)
Локхид
Р-104
3-4
2,5
2,5
1,6
0,44
21
336
1: 10
конвер
Р-102 А
4
2,2
1,6
1,0
0,35
11
220
1:6
Суперма­
рнн
МК. V
12
5,6
0,8
0,23
2,1
6
122
1: 1,33
.~шцы, у самолетов F-104 и 1""-102 А ( рис. 1), имеющих
сверхзвуковые скорости, относительная длина фюзеляжа в
два - три раза больше, чем у самолета МК:. V, скорость ко­
торого не превышает звуковую, причем особенно существенно
rюзрастает относительная длина носовой части фюзеляжа
(в пять - семь раз). Относительная площадь вертикального
оперения у этих самоJiетов также намного больше (в два -
три раза), а максимальная относительная толщина крыла
(аналогичный вывод может быть сделан и в отношении вер­
тикального оперения) в несколько раз меньше, чем эти пара­
метры у самолета МК:. V.
Путш1а~r УС'I'ОЙЧИВОСТЬ И управтrеМ:ОСТJ,
Потребная степень путевой устойчивости самолета опре­
деляется в основном поведением его в момент асимметрич­
ного отказа части силовой установки, максимально допусти-
93

F-102 А
Рис. 1. Самолеты Локхид F-104, Конвер F-102 А и Супер­
м,~рин МК. V

мыми в noJ1eтe (,с точки зрения прочности конструкции или
особ_енностей поведе~_шя самолета при скольжении) вели­
чинами углов скольжения при выполнении некоордиюrрован­
ных маневров с нормально работающей силовой установкой
и поведением самолета в полете .с угловой скоростью крена
при наличии заметно выраженного взаимодействия продоль­
ного и бокового движений самолета.
Выбор требуемой степени путевой статической устойчиво­
сти определяется условиями полета на сверхзвуковой скоро­
сти. Для обеспечения удовлетворительных динамических ха­
рактеристик на сверхзвуковых скоростях и больших высотах
самолет должен обладать большой путевой ·статической
устойчивостью на дозвуковых скоростях. Рассмотрим этот
вопрос подробней.
Вспомним, что путевая статическая устойчивость само­
лета в основном определяется: разностью двух больших вели­
чин: стабилизирующего момента, создаваемого вертикаль­
ным хвостовым оперением, и дестабилизирующего момента,
создаваемого фюзеляжем. Так как длина носовой части
фюзеляжа у современных самолетов значительная, то и де­
стабилизирующий момент рыскания, создаваемый фюзеля­
жем, оказывается у них большим. Поэтому и потребный ста­
билизирующий момент рыскания, создаваемый вертикаль­
ным Хв\1стовым оперением, у таких самолетов должен быть
более значительным. Иными словами, эти самолеты должны
иметь достаточно большую площадь или большое плечо (либо
и то и другое вместе) вертикального оперения, т. е. большой
статический момент вертикального оперения. Для этого в
некоторых случаях целесообразно_ устанавливать на •само­
лете, помимо обычного вертикального хвостового оперения,
расположенного над фюзеляжем, еще и подфюзеляжное
(подфюзеляжный гребень). Однако увеличение площади и
плеча вертикального оперения ,связано с рядом трудностей,
препятствующих достаточно полному осуществлению этих
мероприятий.
Чтобы уменьшить лобовое сопротивление вертикального
оперения в полете на .сверхзвуковой скорости и устранить
тенденцию к непроизвольному рысканию самолета в полете
на околозвуковых скоростях, вертикальное хвостовое опере­
ние стремятся сделать достаточно тонким. Но для такого
оперения возможны значительные деформации, обусловлен­
ные влиянием аэроупругости (особенно на сверхзвуковых
скоростях полета на малых высотах), что значительно сни­
жает стабилизирующее влияние вертикального оперения.
95

Для уменьшения упругих деформаций повышают жесткость
вертикального оперения, но это увеличивает вес ~юнст­
рукции.
На сверхзвуковой скорости с ростом числа М угол на­
клона кривой, показывающей изменение коэффициента подъ­
емной силы вертикального оперения в зависимости от его
угла атаки (рис. 2), уменьшается, а положение центра дав­
Рис. 2. Угол атаки вертикального
оперения, равный по величине углу
скольжения
ления вертикального опере­
ния изменяется так, как это
обычно происходит в случае
крыла малого удлинения.
Поэтому создаваемый вер­
тикальным оперением ста­
билизирующий момент ры­
скания при околозвуковых
скоростях полета несколько
возрастает с ростом скоро­
сти, а затем, при дальней­
шем увеличении уже сверх-
звуковых скоростей, начи­
нает заметно уменьшаться. Дестабилизирующее влияние от­
носительно rонкого фюзеляжа практически почти не зависит
от числа М.
На уменьшение степени путевой статической устойчиво­
сти самолета на сверхзвуковой скорости может оказывать
влияние заметное уменьшение местного скоростного напора
в области расположения вертикального хвостового оперения,
когда последнее оказывается в зоне спутной струи крыла и
фюзеляжа (затенение вертикального оперения спутной
струей крыла и фюзеляжа). Это ·может произойти на само­
летах ,со стреловидным крылом и особенно на самолетах с
крылом малого удлинения, у которых диапазон эксплуата­
ционных углов атаки и корневая хорда крыла по сравнению
с самолетами, имеющими крыло большего удлинения, зна­
чительно больше. На работу вертикального оперения могут
заметно влиять и вихри сравнительно ~болЫ11ой интенсивно­
сти, сбегающие с длинного остроносого фюзеляжа на боль­
ших углах атаки. Путевая устойчивость ,самолета может
ухудшаться также и из-за интерференции потоков, обтекаю­
щих хвостовую часть фюзе.'lяжа и вертикальное хвостовое
оперение.
В результате ,степень путевой статической устойчивости
самолета падает с ростом сверхзвуковых скоростей полета
(рис. 3).
96

В зависимости от общей компоновки самолета и режима
полета характер этого изменения может быть различным,
однако во всех случаях путевая статическая устойчивость с
увеличением
чис- Степень путеОой
ла М уменьшается cmam1J<Jecкoй устойчиОости
(рис. 4). Высокое
расположение гори­
зонтального опере­
ния (улучшающее
условия обтекания
вертикального опе­
рения) позволяет за­
метно повысить сте­
пень путевой стати­
ческой устойчивости
самолета обычной
схемы на до- и около­
звуковых скоростях
полета. Степень пу­
тевой статической
устойчивости само­
лета бесхвостой схе­
Устоичи8ость, созilа8аема•
8еvтикалы,ым оперением
Ё
/
~
-~-
1-
--
·1:,,
--
Yt:mouчul1ocmь самолета
i f1-------
fJ целом
jl
·1
r
115 1,0
ZJJ г.s м
-
-
-
~ Heycmau11u/Jocmь. созilа/Jаемай
Фюзеляжем
Рис- 3. Изменение степени путевой ,статиче­
ской устойчивости сверхзвукового самолета
с ростом числа М
мы (в основном из-за малости плеча вер1шкального опере­
ния, а также и из-за интерференции потоков, обтекающих
крыло и оперение) оказывается намного меньшей.
as
1,0
1,5
2,0
м
Рис. 4. Зависимость степени· путевой статической
устойчивости от числа М:
1 - у самолета с высокорасположенным горизонтальным
хвостовым оперением н удельной нагрузкой на крыло
350 кг/м2 ; 2 - у самолета с низкорасположенным хвостовым
оперением и такой же удельной нагрузкой; 3 - у самолета
бесхвостой системы с удельной нагрузкой на крыло
170 кг/м 2
Задача обеспечения достаточной -степени путевой стати­
ческой устойчивости самолета во всем эксплуатационном
диапазоне чисел М, высот и приборных ,скоростей полета,
а также на всех эксплуатационных углах атаки без созданин
97

ьttень большого лобового сопротивления или чрезмерного
утяжеления конструкции самолета является одной из основ­
ных и наиболее трудной при проектировании сверхзвуковых
самолетов.
Если требование обеспечения достаточной степени путе­
вой статической устойчивости самолета для полетов на боль­
ших сверхзвуковых скоростях оказывается несовместимым с
получением высоких летно-тактических данных даже при
Cmt!nl!Hb nymelloй статицеrкой
устойии/Jос.ти самолета
наиболее рациональ­
ном выборе конфигура­
ции фюзеляжа и кры-
s
/О
а
ла, а также площади,
местоположения и дру­
гих характеристик вер­
тикального оперения,
применяют устройства
1s !!голатаки
автоматической стаби-
самолета (граi/) лизации, которые и
обеспечивают устойчи­
Степень nyme/Jou статической
ycmoйvu8ocmu самолета
вость и управляемость
во всем эксплуатацион­
ном диапазоне режи-
·t~tl
~~
·1 ~l0
~~~
10
6
мов полета. К:роме того,
для этого дополнитель­
но увеличивают эффек­
тивность органов путе-
вого управления, а в не-
15 высота по- которых случаях уста-
лета(нм) навливают целиком от­
клоняющееся в полете
Рис. 5. Зависимость степени путевой ста­
тической устойчивости при постоянном
вертикальное оперение
(управляемый киль).
Еще трудней обес­
печить высокую степень
числе М полета:
а - от угла атаки самолета; 6 - от высоты путевой
статической
полета
устойчивости самолета
в полете на больших углах атаки как при сверхзвуковых,
так и при дозвуковых скоростях полета. Большое удлине­
ние фюзеляжа у современных самолетов увеличивает влия­
ние сбегающих с него вихрей на эффективность верти­
кального хвостового оперения. Существенно сказывается
также затенение вертикального оперения спутной струей
крыла. В результате степень путевой статической устойчи­
вости с ростом угла атаки обычно уменьшается (рис. 5, а).
98

Падение путевой статической устойчивости самолета с
увеличением угла атаки особенно нежелательно на больших
сверхзвуковых скоростях полета, так как ее исходное значе­
ние невелико. В этом случае даже сравнительно небольшое
увеличение угла атаки приведет ,к возникновению путевой
неустойчивости, что затруднит пилотирование самолета.
Резкое уменьшение степени путевой статической устойчи­
вости современного самолета при больших углах атаки суще­
ственно ухудшает и его взлетно-посадочные характеристики,
чrо, естественно, также является нежелательным.
Значительное изменение степени путевой статичес~юй
устойчивости самолета может быть вызвано влиянием упру­
гих деформаций вертикального оперения и хвосrовой части
фюзеляжа в полете. Возрастание скоростного напора (осо­
бенно при сверхзвуковых скоростях полета) резко увеличи­
вает дестабилизирующее влияние аэроупругости на степень
путевой статической устойчивости самолета, ухудшая при
этом его путевую управляемость и маневренные возможно­
сти (рис. 5, 6).
Выше было указано, что для улучшения путевой устойчи­
вости и управляемости самолета используются средства авто­
матической стабилизации. Если они по каким-либо причинам
откажут в воздухе, можно посадить машину без использо­
вания автоматической стабилизации. При этом в некоторых
случаях можно безопасно летать без применения этих уст­
ройств и на больших скоростях и высотах, используя автома­
тическую ,стабилизацию только непосредственно для воздуш­
ного боя.
У современных самолетов при выборе потребной степени
путевой статичеокой у,стойчивости критическими являются
режимы полета на наибольших допустимых в эксплуатации
значения.)( числа М и угла ата,ки, а в некоторых случаях и
скоростного напора. Вот почему при проектировании скорост­
ных самолетов именно из условий полета на этих режимах
выбирают параметры, влияющие на путевую устойчивость
(в первую очередь площадь и плечо вертикального опере­
ния). Если при этом учитывать, что при перемещении цен­
тра тяжести самолета назад уменьшает,ся степень его путе­
вой статичеокой устойчивости, так как уменьшается плечо
вертикального хвостового оперения, то достаточность степени
путевой статической устойчивости на указанных критиче­
сжих режимах полета необходимо проверять при предельно
задней эксплуатационной центровке самолета.
Недостаточная ,степень путевой статической устойчиво-
99

сти самолета в полете со ,сверхзву,ковой скоростью на указан­
ных выше режимах, а тем более потеря путевой статичеокой
устойчивости могут привести к тяжелым последствиям. При
выходе на недопустимо большие углы скольжения (вследствие
недостаточной путевой устойчивости) возможно, например,
сваливание самолета в штопор на больших ,сверхзвуковых
скоростях полета. При отсутствии скольжения выход само­
лета на режим сУмаRсна таких скоростях невозможен из-за
недостаточной эффективности органов продольного управле­
ния (даже при предельно задних эксrIЛуатационных цент­
ровках самолета). Это подтверждается практикой полетов.
При малой эффективности руля направления на больших
сверхзвуковых скоростях полета отклонения его при выпол­
нении маневров со скольжением должны быть больше. Одно­
временно с увеличением потребных отклонений резко ,возра­
стают шарнирные моменты руля
напра,вления,
что
значительно затяжеляет путевое управление на сверхзвуко­
вых -скоростях (если нет бустеров в системе управления
рулем направления). Тем не менее при малой путевой стати­
чеокой устойчивости самолета рулем направления и на сверх­
звуковой скорости мож,но создать большие углы сколь­
жения.
Поперечная уIIравллем:ость
Потребная· эффективность элеронов у современных само­
летов, летающих на больших высотах со сверхзвуковыми
-скоростями, определяе11ся другими условиями, чем для ,само­
лета с дозвуковой скоростью полета. Это объясняется изме­
нившими,ся условиями их полета.
Рассмотрим характер возмущенного движения крена у
современных самолетов. Затухание движения крена зависит
от соотношения ,аэродинамического момента демпфирования
крена и момента инерции самолета относительно продольной
оси. Аэродинамическшй момент демпфирования крена, ,созда­
ваемый в основном крылом, убывает с уменьшением размаха
крыла, а также с возрастанием высоты полета и числа М.
Обычно аэродинамическое демпфирование крена у современ­
ных самолетов на больших высотах при больших числах М
сравнительно невелико. А так как момент ,инерции самолета
относительно продольной оси не зависит от режима полета,
то затухание возмущенного движения крена в этих условиях
происходит значительно медленнее, чем на малых скоростях
и высотах полета. Вот почему для успешного выполнения ма­
невров, требующих, например, создания заданного крена с
100

последующим быстрым прекращением вращения самолета
относительно продольной оси, на всех скоростях и высотах
полета у ,самолетов необходимо и желательно иметь эффек­
тивные элероны и устройства автоматического демпфирова­
ния возмущенного движения крена.
Под влиянием сж,имаемости воздуха эффективность эле­
ронов при сверхзвуковых скоростях значительно умень­
шается (рис. 6). Одновременно на эффективность элеронов
может влиять и аэроулругость, так как ·вызываемые отклоне-
1
1"1
j:::,
~
fo as
,.о
1.5
2.0
2.5 м
Рис. 6. Зависимость эффективности элеронов от
числа М
нием элеронов упругие деформации крыла уменьшают углы
атаки его сечений. При этом уменьшается и .создаваемый от­
клонением элеронов момент крена. Наиболее заметно прояв­
ляется такое изменение углов атаки сечений крыла при
отклонении элеронов в случае тонкого и особенно стреловид­
ного крыла, у которого не только деформации кручения, но и
деформации изгиба уменьшают углы атаки его сечений.
В таких случаях при постоянном значении числа М с умень­
шением высоты полета эффективность элеронов заметно па­
дает.
Влияние деформаций изгиба па изиенение углов атаки
сечений стреловидного ,крыла объясняется следующим. Абсо­
jJютная ·величина деформации изгиба увеличивается по на­
правлению к концу крыла. Поэтому смещение точки С вверх
вследствие изгиба, возникающего под действием положитель­
ной подъемной ,силы, оказывается большим, чем смещение
точки А (рис. 7). Следовательно, и смещение точки D под
действием деформаций изгиба, примерно равное по величине
смещению точки С (обе эти точки лежат на одном перпенди­
куляре к оси лонжерона), оказывается также большим, чем
смещение точки В. Таким образом, угол атаки рассматри-
101

ваемого сечения крыла BD уменьшает,ся и под действием де­
формапий изгиба.
Снижению эффективности элеронов скоро.стных самоле­
тов способствует также характерное для них уменьшение
удлинения крыла, чrо сократило плечо элеронов.
Поэтому теперь, помимо обычных элеронов. в некоторых
случаях применяются и другие средства поперечного управ­
ления .самолетом на сверхзвуковой скорости, не подвержен­
ные или менее подверженные влиянию аэроупругости на
Рис. 7. Схема, поясняющая
причину уменыдения углов
атаки сечений стреловидного
крыла под действием дефор-
маций изгиба
больших скоростях полета, но эф­
фективность которых сравнима с
эффективностью элеронов на ма­
лой скорости. Это так называе­
мые интерпепторы (,пластины на
верхней либо на нижней поверх­
ности крыла, отклоняемые или
выдвигаемые в направлении, пер­
пендикулярном к обтекающему
крыло потоку) и конuевые элеро­
ны (uеликом отклоняющиеся кон­
цы крыла). Последние могут со­
здавать большие моменты крена,
однако они имеют некоторые кон­
структивные и другие недостатки.
Интерпепторы сравнительно
хорошо сохраняют свою эффек-
тивность при больших числах М.
Они позволяют также избежать нежелательного закручи­
вания крыла и сохранить достаточную эффективность попе­
речного управления при больших скоростных напорах.
Интерцептор, расположенный на верхней поверхности
крыла, уменьшая его подъемную ,силу, создает требуемый
момент крена. При этом отклонение интерщштора на верх­
ней поверхности 1,рыла увеличивает его лобовое сопротивле­
ние, что благоприятствует понвлению момента рыскания,
разворачивающего нос .самолета в ,сторону опускающеюся
крыла.
Но эффективность интерцепторов снижается на малых
скоростях полета. Кроме того, они уменьшают аэродинамиче­
ское демпфирование крена, что особенно неприятно в полете
на больших скоростях и высотах. Поэтому в некоторых слу­
чаях интерцепторы целесообразно устанавливать на самолете
вместе с обычными элеронами. Это позволяет, в частности,
компенсировать падение эффективности элеронов на бо,'IЬ-
102

ших числах М с помощью интерцепгоров, а при малых ско­
ростях полета, когда интерцепторы малоэффективны, обес­
печить нормальное поперечное управление ,самолетом с по­
мощью элеронов.
Для обеспечения хороших характеристик маневренности
самолета при выполнении маневров с креном на больших
сверхзвуковых скорос1:ях и больших высотах полета эффек­
тивность органов поперечного управления должна быть
.намного болыше той, которая нужна в полете на малых с.ко­
ростях и малых высотах. Такая большая эффективность
органов поперечного управления нужна, во-первых, для соз­
дания достаточно ,больших угловых скоростей и угловых
ускорений крена и, во-вторых, для создания искусственноrJ
демпфирования.
Возможно, что на самолетах ближайшего будущего по­
требуется иметь регулируемые в полете системы поперечного
управления как для создания оптимальных характеристик
поперечной управляемости на всех эксплуатационных скоро­
стях и высотах полета, так и для предотвращения в случае
необходимости возможного выхода самолета на критические
угловые скорости крена, обусловленные инерционным взаи­
модействием продольного и бокового движений самолета.
Такая регулировка •системы поперечного управления должна
будет действовать автоматически, например, в зависимости
от высоты и числа М полета.
Боковое воамущенное движение II боковая устойчивость
Боковое возмущенное движение ,самолета, как известно,
складывается из трех налагающихся одно на другое движе­
ний: двух апериодических и одного колебательного. Первое
из этих двух апериодических движений называется д в иже­
ни е м кр е н а и характеризуется быстро затухающим вра­
щением самолета относительно его продольной оси. Второе
представляет собой неустойчивое апериодически нарастаю­
щее (а иногда устойчивое апериодически затухающее) дви­
жение, называемое сп и р а л ь н ы м. Его легко проследить
, в полете, дав самолету на исходном установившемся режиме
импульс рулем направления или элеронами и наблюдая
затем последующее возмущенное движение самолета в тече­
ние сравнительно продолжительного промежутка времени.
Обычно в таком случае самолет начинает медленное дви­
жение по пологой спиралеобразной траектории в направле­
нии действия начального возмущения. Если при этом летчик
103

нс вмешивается в управление, то ,спираль ,становит,ся все
более круrой, движение постепенно ускоряет,ся и переход!ит
затем в пикирование с большой ,скоростью по спиралеобраз­
ной траектории.
Колебательное движение представляет ,собой
попеременное рыскание и кренение самолета то в одну, то в
другую сторону. Оно напоминает собой движение падаю­
щего листа. Так, например, если у устойчивого в поперечном
отношении самолета внезапно появляется левое ,скольжение,
он начинает опускать правое крыло и тем самым создает
правое скольжение, которое в свою очередь вызовет опуска­
ние левого крыла, приводящее снова к левому ,скольжению,
ит.д.
У самолетов обычной ,схемы, имеющих большую путевую
и умеренную поперечную статическую устойчивость, та~юе
движение обычно быстро затухает. При малой путевой ,стати­
ческой ус'Гойчивости затухание происходит медленно. В слу­
чае путевой неусюйчиво,сти самолета это движение может и
нарастать. При болышой путевой неу,стойчивости боковое
колебательное движение может даже распадаться на два
апериодически нарастающих движения.
В зави,симости от начального возмущения и характери­
стик исходного режима полета тот или иной вид бокового
возмущенного движения может практически 011сут,ствовать.
Затухающее движение крена зависит от отношения аэро­
динамического демпфирующего момента к моменту инерции
крена. Движение крена обычно нелегко проследить в полете
на малых и средних высотах из-за быстрого его затухания.
Однако у современных самолетов при больших числах М на
больших высотах, где аэродинамическое демпфирование
крена сравнительно невелико, это движение ,становится за­
метным. Особенно оно проявляе11ся при выполнении манев­
ров, требующих ооздания заданных углов крена •С последую­
щим быстрым прекращением вращения самолета относи­
тельно его продольной оси.
Спиральное движение зависит от соотношения ,степеней
путевой и поперечной статической устойчивости самолета, а
также от величины демпфирования и момента крена, созда­
ваемого за счет угловой скорости рыскания. Современные
самолеты могут быть ,спирально устойчивыми либо спи­
рально неустойч,ивыми. Это зависит от геометрических форм
самолета и от режима полета (высоты, числа М, угла атаки
и т. д.). Однако спиральное движение не влияет ,существенно
на пилотажные характеристики самолета без автопилота.
104

Даже в случае спиральной .неустойчивости, так как нараста­
ние спирального движения происходит достаточно медленно.
летчик легко (практически не замечая этого) успевает пари­
ровать его.
Период и затухание бокового колебательного движения у
различных ,самолетов могут изменяться в широком диапа­
зоне по указанным выше причинам. Кроме того, на характе­
ристики бо,ковых колебаний самолета влияют также момент
рыскания, создаваемый угловой скоростью крена, и боковая
сила, возникающая при скольжении.
Так как большинство всех параметров, влияющих на ха­
рактеристики бокового колебательного движения, сущест­
венно изменяется с изменением числа М и угла атаки, лет­
чикам необходимо в .каждом конкретном случае исследовать
устойчивость боковых колебаний во всем эк,сплуатационном
диапазоне режимов полета, чтобы ,судить о боковой устойчи­
вости своего ,самолета.
Трудно ,сделать общие выводы об устойчивости боковых
колебаний современных самолетов-истребителей на всевоз­
можных реж1имах полета. Однако некоторые обобщения все
же возможны.
Во-первых, все аэродинамические параметры боковой
устойчивости количественно (по абсолютной величине) на
сверхзву1ювых скоростях значительно меньше, чем на дозву­
ковых. Поэтому ВJrияние инерционных парам,етров самолета
возрастает, особенно на больших высотах, что значительно
увеличивает период боковых колебаний и существенно ухуд­
шает их затуха,ние, т. е. ухудшает характеристики боковых
колебаний ,самолета.
К:роме того, большинство параметров боковой устойчи­
вости зависит и от величины угла атаки, поэтому необхо­
димо наиболее тщательно последовать устойчивость боко­
вых колебаний самолета в полете с большими числами М на
больших высотах и особенно при выполнении маневров с
перегруз,1юй. Самолет, обладающий достаточной боковой
устойчивостью на режиме прямолинейного горизонтального
полета, может оказаться неустойчивым в боковом отношении
при выполнении таких, например, маневров, как горка, выход
из пикирования, переворот через крыло, вираж и др.
А так как современные ,самолеты летают в страто,сфере с
большими сверхзвуковыми скоростями, для улучшения их
пилотажных характеристик (в ча,стности, для улучшения воз­
можностей точного пилотирования самолета в боковом отно­
шении, например, при прицеливании по движущейся цели,
105

при заправке топливом в полете и т. д.) необходимо улуч­
шать боковую устойчивость самолета. С этой uелью и при­
меняются средства автоматической стабилизаuии самолета в
боковом отношении.
Во-вторых, весьма существенным является обеспечение
определенного соответствия между отношением степеней пу­
тевой и поперечной статической устойчивости самолета и
между отношением его моментов инерuии относительно вер­
тикальной (момент инерuии рыскания) и продольной
(момент инерuии крена) осей. Для получения хороших
характеристик боковой устойчивости самолета с увеличением
указанного отношения моментов инерuии отношение степени
путевой статической устойчивости к степени поперечной ста­
тической устойчивости должно возрастать.
А так как с увеличением угла прямой стреловидности
крыла, что типично для современных самолетов, поперечная
статическая устойчивость увеличивается, у сверхзвуковых
самолетов со стреловидным крылом ,создается даже обрат­
ное поперечноеV.
Одновременно ,с этим, чтобы путевая статическая устой­
чивость, которая уменьшаеr-ся с увеличением чисел М и угла
Rтаки, оставалась достаточно большой, на современных са­
молетах с большим углом прямой стреловидности крыла
увеличивают площадь и плечо вертикального оперения, а
также устанавливают средства автоматической стабили­
зации.
*

.ииже11ер м. г. котик
и .летчии-испь,тате.11,ь первого >н.11,асса
подпо.~1щвю1п А. А. ЩЕРВАКОВ
УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕ~IОСТЬ СВЕРХ3ВУКОВОГО
САМОЛЕТА НА МАНЕВРАХ С КРЕНОМ
Своей аэродинамической, весовой и конструктивной ком­
поновкой современный сверхзвуковой самолет существенно
отличается от самолета, имеющего дозвуковые скорости,
что, несомненно, влияет на характеристики его устойчиво­
сти и управляемости. Напр1имер, у современного самолета­
истребителя обычной схемы ( с фюзеляжем и хвостовым
оперением) в соответствии с требованиями аэродинамики
сверхзвуковых скоростей крыло, хвостовое оперение и фю­
зеляж имеют малую относительную толщину. У такого
самолета сравнительно малы удлинение и площадь крыла,
а угол стреловидности большой. Все это блаrогiриятно ска­
зывается на уменьшении лобового сопротивления. Так как
внутренние объемы крыла из-за уменьшения его относи­
тельной толщины и увеличения набора силовых элементов
сократились, практически все топливо и оборудование раз­
мещаются в фюзеляже.
Фюзеляж современного самолета оказывается гораздо
длиннее, а его относительная толщина меньше. В то же
время в фюзеляже размещено больше грузов. Отсюда у него
разнос масс значительно увеличен вдоль оси самолета и
сильно уменьшен в направленИ1и размаха крыла.
Именно этим и можно объяснить существенное отличие
инерционных характеристик самолетов со сверхзвуковой и
дозвуковой скоростями. При вращении, например, с одина­
ковой угловой скоростью относительно произвольной оси у
сверхзвукового самолета инерционные моменты рыскания
107

и особенно тангажа значительно больше, а инерционные мо­
менты крена намного меньше, чем у дозвукового самолета.
Заметно отличаю-гся и характеристики устойчивости этих
самолетов. На некоторых режимах полета угловая скорость
крена у сверхзвукового самолета существенно влияет на его
продольную и боковую устойчивость.
Чтобы объяснить это влияние, рассмотрим вначале осо­
бенности движения двух идеальных самолетов, кренящихся
с некоторой угловой скоростью. Будем считюь, что они дви­
жутся по;~ действием только аэродинамических сил и момен­
тов (инерционные моменты отсугствуют). Пусть первый из
них обладает бесконечно большим запасом продольной и
путевой статической устойчивости, а второй ,статичеоки ней­
трален в продольном и путевом отношении, иными словами,
его запасы продольной и путевой устойчивости равны нулю.
Предполож:им, что эти самолеты совершают прямолиней­
ный горизонтальный полет с некоторым углом атаки без
скольжения. Если к первому приложить момент крена (на­
пример, отклонить элероны), то он начнет вращаться, не
меняя исходных значений углов атаки и скольжения. Обус­
ловливается такое поведение в данном случае бесконечно
большими запасами статической устойчивости, т. е. при из­
менении этих углов возникают бесконечно большие восста­
навливающие аэродинамические моменты, которые немед­
ленно возвращают самолет к исходным углам атаки и
скольжения.
Центр тяжести такого ,самолета при появлении угловой
скорости крена будет продолжать двигаться по прямолиней·
ной траекrории, а все другие точки - по окружностям (цен­
тры которых лежат на траектории полета), перемещаю­
щимся вдоль траектории ,со ,скоростью полета (искривлелием
траектории за ,счет разницы веса и подъемной силы прене­
брегаем). Продольная ось самолета будет двигаться по ко­
нической поверхности, ось которой совпадает с направлением
полета. Сама же коническая поверхно,сть перемещается ,со
скоростью полета.
Если приложить момент крена ко второму (статически
нейтральному) самолету, он будет вращаться относительно
своей продольной оси, сохраняющей неизменное положение
в пространстве. Объясняется это тем, что благодаря нуле­
вому запасу статической устойчивости не будет восстанавли­
вающих аэродинамических моментов при изменении углов
атаки и скольжения, т. е. не будет ,сил, способных вывести
ось вращения самолета (продольную ось) из вертикальной
108

11лоскости или изменить угол между этой осью и траектоDией
полета. Продольная ось такого самолета перемещается в ,про­
странстве параллельно самой себе. При повороте ,само.11ета
относительно продольной оси на 90° угол атаки изменяется
от своего исходного значения до нулевого. Затем при пово­
роте на 180° он станет равным исходному по абсолютному
значению, но будет обратным ему по знаку. При повороте
на 270° угол атаки снова будет равен нулю и возвратится к
исходному значению при поворо11е ,самолета на 360°.
При
nращении самолета относитеJiьно продольной оси анало­
гично будет изменяться и угол ,скольжения. Вначале он равен
нулю, после по,ворота на 90° возрастет до ,величины, равной
исходному углу атаки, и снова уменьшится (через 180°) до
нуля. При повороте на 270° его значение будет отрицатель­
ным, но по абсолютной величине равным исходному углу
атаки; при поворо-ге на 360° угол скольжения ,снова ,станет
равным нулю.
Запасы продольной и путевой устойчивости реального
самолета имеют определенную конечную величину. При вра­
щении такого самолета, кроме аэродинамических, у него по­
являются еще и инерционные силы и моменты, влияющие на
его движение.
Рассмотрим характер движения самолета, !<'оторый имеет
конечный запас продольной и путевой статичеоК'ОЙ устойчиво­
сти, но при этом возникающие инерционные ,силы и моменты
настолько малы, что их влиянием можно пренебречь. Бла­
годаря конечному запа,су продольной и путевой статической
устойчивости такой самолет под действием кренящего
момента будет вращаться вокруг оси, не совпадающей ни ,с
направлением траекrории полета, ни с направлением своей
продольной оси. Происходит это лотому, что изменение углов
ата,ки и .скольжения, вызываемое вращением, будет оопро­
.вождаться появлением восстанавливающих моментов, пово­
рачивающих продольную ось самолета относительно траек­
тории полета. Поэтому углы атаки и с!<'ольжения будут тем
ближе •К ,своим исходным значениям, чем меньше угловая
скорость крена. Бели последняя невелика, то самолет будет
вращаться относительно оси, почти совпадающей с направле­
нием траектории полета.
При большой угловой скорости крена картина изменится.
Восстанавливающие аэродинамические моменты практиче­
ски не будут у,спевать устранять возникающие при вращении
,самолета цикличеокие изменения углов атаки и окольжения,
и ,самолет будет вращаться относительно оси, почти совпа-
109

дающей с его продольной осью. Однако в обоих раосмо!Грен­
ных случаях самолет устойчив.
Как же влияют инерционные силы и моменты на характе­
ристики движения при угловой ,скорости крена (имеется в
Рис. l. Действие аэродинамического и инер­
ционного моментов тангажа на вращающийся
самолет:
1 - инерционная сила; 2 - направление восстанав­
ливающего
аэродинамичесl{ого
момента тан­
rажа; 3 - направление дестабилизирующего инер·
ционного момента тангажа
3 ::::=::::::::::
~z
m=m,+m2
Рис. 2. Действие аэродинамического и инер­
ционного моментов рыскания на вращаю-
щийся самолет:
1 - инерционная сила; 2 - направление восстанав­
ливающего аэродинамического момента рыска­
ния; 3 - направление дестабнли~ирующего инер-
ционного момента рыскания
виду реальный самолет, имеющий определенный запас устой­
чивости)? Чтобы объяснить это, представим все находя­
щиеся в фюзеляже массы т условно в виде двух сосредото­
ченных мас,с т1 и т2, расположенных в носовой и хвостовой
частях фюзеляжа (рис. 1 и 2). Тогда при вращении само.11ета
относительно оси, не ,совпадающей с его продольной осью,
11О

центробежные ,силы ,создадут инерционные моменты, которые
будут стремиться увеличить угм между этими двумя осями,
т. е. повернуть самолет относительно исходной траектории
полета. При этом инерционный момент тангажа будет увели­
чивать угол атаки (см. рис. 1), а инерционный момент рыска­
ния-угол скольжения (см. рис. 2). Таким образом, оба эти
момента являются дестабилизирующими. Происходящее под
их действием изменение углов атаки и скольжения выз·овет
воостанавливающие аэродинамические моменты, так как са­
молет обладает статической устойчивостью. Восстанавли­
вающие аэродинамические моменты будут стремиться пари­
ровать действие дестабилизирующих инерционных моментов.
Описанное выше явление, обусловленное влиянием инер­
ционных моментов тангажа и рыскания, возникающих при
наличии угловой скорости крена, часто называют ин е р ц и­
онным взаимодействием продольного и бо1ювого
движений самолета.
Увеличение угловой скорости крена самолета естественно
приводит к возра,станию инерционных моментов. Когда угло­
вая скорость достигает определенного значения, так назы­
ваемой критической угловой скорости крена, дестабилизи­
рующий инерционный момент становится равным соответ­
ствующему восстанавливающему аэродинамическому мо­
менту. Дальнейшее увеличение угловой скорости крена ведет
к тому, что дестабилизирующий момент оказывается больше
восстанавливающего и самолет становится неустойчивым.
Так, например, если инерционный момент тангажа превысит
соответствующий: аэродинамический момент, то угол атаки
будет непрерывно возрастать и ,самолет станет а,симптотиче­
ски неустойчивым в продольном отношении.
В приведенных рассуждениях не принимались во внима­
ние центробежные силы, обусловленные расположенными в
крыле массами. Можно показать, что такие центробежные
силы в раесмотренных случаях практически не создают инер­
ционных моментов тангажа, но вызывают не1юторые восста­
навливающие инерционные моменты рыскания. Однако у са­
молета со ,сверхзвуковыми скоростями полет.а их величина
обычно намного меньше дестабилизирующих инерционных
моментов рыскания, которые создаются массами, разнесен­
ными по оси фюзеляжа.
Таким образом, дестабилизирующие инерционные мо­
менты, образующиеся при угловой скорости крена, зависят
от разноса масс по оси фюзеляжа, длины последнего и вели-
111

чины самой угловой скорости. Что же касается восстанав­
ливающих аэродинамических моментов, то они зависят
от запаса статической устойчивости, скорости и высоты
полета.
У современных истребителей длинный фюзеляж и боль­
шой разнос ма,сс вдоль его оси. Благодаря значительным ско­
ростям полета и ,сравнительно малому демпфированию крена
такие самолеты могут иметь большие угловые скорости
крена.
При переходе от дозвуковых к сверхзву1ювым скоростям
полета запасы продольной и путевой статической устойчиво­
сти самолета существенно изменяю11ся. Запас продольной
статической устойчивости ,сначала намного увеличивается, а
затем остае11ся примерно постоянным (у самолетов с низким
или средним расположением горизонтального оперения). I(ак
только у,гол атаки достигнет определенного значения, даль­
нейшее его увеличение иногда приводит к резкому умень­
шению запаса продольной статической устойчивости (или
даже к возникновению неусrойчивости).
При увеличении дозву1ювой окюрости полета запа,с путе­
вой статической устойчивости несколько возрастает (глав­
ным образом при подходе к околозвуковым окоростям), а с
увеличением сверхзвуковой -скорости значительно умень­
шается. Увеличение угла ата,ки при этом также существенно
уменьшает запа,с путевой статической устойчивости само­
лета.
Увеличение высоты полета, характерное для современных
самолетов, связано с возрастанием влияния инерционных
моментов, так как аэродинамические моменты из-за падения
плотности воздуха уменьшаются.
Следовательно, в полете -со сверхзву1ювой окоростью на
больших высотах у современного самолета при кренении
может довольно сильно проявляться путевая неустойчи­
вость. Особенно сильная путевая неустойчивость мотет быть
в полете на большом vгле атаки или с большими числами М,
если самолету сообщить большую угловую ,скорость крена.
Пример такого маневра - вывод из пикирования со сравни­
тельно бо.11ьшой перегрузкой и одновременным накренением
самолета. У не1юторых ·самолетов на больших углах атаки
может возникать продольная неустойчивость.
Продольное движение самолета в маневрах с креном
может -стать апериодичеоки неустойчивым, ·когда угловая
скорость крена по абсолютной величине превысит так назы-
112

ваемую первую критичос'Кую угловую скорость кр,ена
ш1 крит, определяемую по приближенной формуле
_-. f т?c~qSbA
Ш1Rрит- V
-
-----,
ly-lx
где m;.v - мера продольной статической устойчивости само­
лета по перегрузке;
с; - производная коэффициента подъемной силы 1са-
моле'Га по углу атаки;
q - ,скоростной напор потока;
S - площадь крыла самолета;
Ьл - средняя аэродинамическая хорда крыла;
I у - момент инерции самолета относительно вертикаль­
ной оси;
I х - момент инерции самолета относительно продоль­
ной оси.
Путевая апериодичеокая неус11ойчивость самолета на ма­
неврах ,с креном мотет возникнуть при создании угловой
скорости крена, превышающей так наэываемую .в11орую кри­
тичес'Кую угловую окорость крена ffi2 нрит, которая опреде­
ляе11ся по приближенной формуле
ш_
-.
f _ mfqSl
2Rрит - V
lz-f _,:'
где mt - мера путевой статической устойчивости самолета;
l - размах крыла самолета;
lz - момент инерции самолета относительно боковой
оси.
Предельно достижимая в полете угловая скорость крена,
получаемая при полном отклонении элеронов, может быть
вычислена по приближенной формуле
где
ш=dwxа
пре:п; dоэ Эмакс '
dюi:
u
-
прирост угловои ,скорости крена на один гра-
dоэ
дус отклонения элеронов (средняя величина
для в•оего диапазона углов отклонения элеро­
нов);
6 э маRс - полное отклонение элеронов.
113

Таким образом, при .выполнении маневров с креном само­
лет может ,стать апериодически неустойчивым, если абсолют­
ная величина фактической углов.ой скорости крена превысит
меньшее из двух критических ее значений (первую либо вто­
рую критическую угловую скорость крена). При угловых ско­
ростях крена, меньших ,критических, появление апериодиче­
ской неу,стойчивости самолета под влиянием инерционного
Критическая углобая
скорость крена
Предельно достижимая
tJ полете углоtJая скорость
крена
м
Рис. 3. Границы области эксплуатационных угловых скоростей крена
современного ,самолета
взаимодействия невозможно. Поэтому летчику всегда ·необ­
ходимо заранее знать, может ли ( а если может, то на каких
режимах полета) данный самолет выйти на критическую
угловую ,окорость крена.
Критическая и предельно достижимая (при полном откло­
нении органов поперечного управления) угловые ·скорости
кр,ена зависят от числа М в режиме прямолинейного горизон­
тального полета самолета (рис. 3). К:ак видно из рисунка,
при М < М1 возникновение неустойчивости самолета, обу,с­
ловленное влиянием угловой скорости крена, невозможно,
а при М > М1, когда угловые скорости крена превысят кри­
тические, может возникнуть неустойчивость самолета.
В рассматриваемом случае неустойчивость самолета при
кренении обусловлена падением запаса путевой ,статической
устойчивости поц влиянием ,сжимаемости.
Летать на таких режимах чрезвычайно . опасно, потому
Ч'ГО углы атаки и ок,ольжения, а следовательно, и пере­
грузки при кренении самолета быстро возрастают и могут
превысить свои предельно допустимые •значения.
Опасные положения, обусловленные инерuионным вза­
имодействием, не щ.жлючены даже при угловьтх скорост~х
!14

кр,ена, меньших критических. Та.к, например, есю1 во<)ста­
навливающий момент путевой статической ус-юйчивости и
инерционный дестабилизирующий момент б:лизки по вели­
чине, но последний все же меньше, то неустойчивость не
возникнет, но самолет может при этом испытывать значи­
тельные путевые колебания с большими углами ,скольже­
ния и перегрузками.
Возьмем такой пример. Самолет выполняет маневр со
сравнительно небольшой вертикальной перегрузкой на до­
статочно большой ,сверхзву1ковой приборной окорости,
когда летчик знает, что до Су 1 рит еще далеко и срыв в што­
пор не произойдет. Но если при этом летчик начал накре­
нять самолет, то в результате инерционного взаимодей­
ствия появится скольжение, которое было бы устранено в
случае достаточной ,путевой статической устойчивости
самолета (т. е. на ,сравнительно небольших числах М). При
скольжении самовращение ~крыла может начаться на значи­
тельно меньших углах атаки, и самолет в данном ,случае
свалится в штопор неожиданно для летчика.
К:ак предотвратить возможность возникновения такой
ситуации?
Расчеты показывают, что в принципе можно управлять
самолетом даже при маневрах с проявлением инерционного
взаимодействия. Но. при этом координация действий руля
направления, элеронов и стабилизатора очень ,сложна и не­
привычна для летчика (пример такой координации при кре­
нении самолета показан на рис. 4). Бели летчик допустит
некоторую ошибку в последовательности -или величине
отклонений рулей, то может быть, что проявление инерцион­
ного взаимодействия будет не предотвращено, а усугублено.
К:роме того, процесс нарушения управляемости из-за инер­
ционного взаимодействия достаточно скоротечный. Поэтому
летчик едва ли сможет воспользоваться методом пилотиро­
вания, .вытекающим из теоретического расчета. Во всяком
случае, на практике это пока не удавало~ь.
В такой ситуации, по-видимому, целесообразнее всего
зафиксировать рули в нейтральном положении и как можно
окорее погасить окорость. При таком пилотировании воз­
можность выхода самолета на опасные перегрузки и углы
атаки будет вероятно наименьшей.
К:аждый тип самолета, где рассматриваемое явление по­
тенциально возможно, должен быть подробно исследован
в процеосе летных испытаний, до начала серийного выпуска,
115

И соответствующие рекомендации должны быть в инструк­
ции по пилотированию.
Для устранения этого явления имеются различные 1сред­
ства. К ним можно отнести демпфер крена или кююй-либо
другой автомат, ограничивающий угловую скорость крене-
УглоfJая скорость
1<рена
Продолжитель­
ность манеfJра
2сек
Рис. 4. Пример потребных отклонений рулей
при полете на режиме с проявлением инерци­
онного взаимодействия
ния. Хороший результат могут дать также автоматы путе­
вой у;стойчивости.,
Предупреждение о предельно допустимом числе М, кого·
рое не следует превышать в полете для избежания инерцион­
ного взаимодействия, или запрещение полностью отклонять
элероны на больших числах М и т. п. можно допу1скать л'ишь
как временные ограничения, не являющиеся радикальным
средством обеспечения безопасности полета в этом случае.
*

~-~ -
••
----
----·
---~-·
_---
-= -= --==== -------
-- -=======-- -_-
аасJ1у;нсенный .ttетчин-испытате.11ъ СССР
инжеиер-по.ttновнu1t Н. П. ЗА Х АРОВ
и u11;нсенер-подпо.ttновнин В. С. ТАТАРЕНЧВR
ПОЛЕТ В CIIYTHOЙ СТРУЕ
В полете летчики иногда могут попасть в спутную струю
впереди летящего самолета. Это случае-гся, например, при
атаке в хвост, в полете в сомкнутом строю, когда самолеты
заправляются топливом в воздухе или подходят к аэродрому
с малыми интервалами. Следует подчеркнуть, что не всегда
самолет входит в спутную струю из-за ошибок летчика в
технике пилотирования; порой э-го вызывается тактичеокими
соображениями.
Протяженность ,спутных струй ,с-голь велика, что летчик
ча,сто ощущает ,сильное встряхивание своей машины, даже
не видя вблизи ,себя ,самолетов. При выполнении виражей
истребители часто попадают в ,собственный след и также
испытывают значи-гельное встряхивание. Это ,служит при­
знаком того, что фигура выполнена правильно (она замкну­
ла,сь).
Спутная струя за самолетом очень устойчива. А воздей­
ствие ее на ,самолет иногда бывает на,столько сильным, что
превосходит возможности парирования этого воздействия
органами управления. Недооценка особенностей пилотиро­
вания в спутной струе в некоторых случаях приводит к воз­
никновению довольно сложной обстановки.
Что должны знать летчики?
Спутная струя за самолетом образует,ся из вихревого
следа ,крыла, кильватерного следа фюзеляжа и струй от
двигателей. Наибольшее воздействие на самолет оказывает
вихревой след крыла. Объясняется это ,следующим.
117

Когда крыло ,самолеtа движется в воздухе и имееt
подъемную силу, оно оставляет позади себя вихревой след,
вид которого зависит от формы крыла и на небольшом рас­
стоянии от его задней кромки представляет собой совокуп­
ность двух вихревых жгутов одинаковой интенсивности и
противоположного вращения.
Рис. 1. Схема вихревого следа крыла
Расстояние между этими вихрями неоколько меньше раз­
маха крыла (около 80% размаха). При горизонтальном по­
ле-ге ведущего самолета вихри тянутся за ним почти гори­
зонтально, очень медленно опускаясь вниз. Направление
вращения вихрей таково, что воздух между ними отбрасы­
вается вниз (рис. 1).
Раесмотрим движение воздуха в плоскости, перпендику­
лярной к осям вихрей. Вначале разберем случай,· когда
имеет,ся только один вихрь, простирающийся в обе стороны
до бесконечности. Воздух движется по окружностям в на­
правлении вращения вихря со скоростью, прямо пропорцио­
нальной его интенсивности и обратно пропорциональной
длинам окружностей. Такое движение (в дальнейшем будем
называть E:ro циркуляционным) встречается всюду вокруг
вихря, за исключением его центральной части, или ядра,
где частицы воздуха перемещаю'ГСя ка,к во вращающемся
твердом теле, т. е. со скоростью, пропорциональной расстоя­
нию до оси вихря (рис. 2).
При описании вихревого движения обычно вводят поня­
тие завихренности, которая определяется циркуляцией вихря
и площадью ядра. Вне ядра завихренности нет. Диаметр
ядра ,составляет около 17 % размаха крыла.
Если имеются два вихря, то вектор скорости движения
воздуха геометри'lески складывается из двух векторов, каж­
дый из которых соответствует своему вихрю и образуется по
описанному выше закону.
Заметим, что скорость циркуляционного движения воз­
духа тем больше, чем больше средняя аэродинамическая
118

хорда самолета, угол атаки и скорость полета. Например,
при полете одного и того же самолета на одной и той же
индикаторной скорости (при одина~ювом значении Су), но
на разных высотах, скорость циркуляционного движения
воздуха будет тем больше, чем больше высота. С увеличе­
нием перегрузки эта скорость пропорuионально возрастает.
Такое состояние вихря наблюдается в момент его обра­
зования, т. е. непосредственно за самолетом. Чем дальше от
,,.,- о"' о"' о- 0-....3⁄4._' '\ \
\. \ i//////_,,_, - ~ -
✓✓✓/ ,
\\\\111II~1"'~'
"',,;,"'""'~ '
I!I1\\\ ~/✓,1,1
~~~~~////111\\\'''о-....~✓✓ ~
1метд.
2м/сек
Масштаб Влины - -масштаб скорости --о
Рис- 2. Распределение вектора скорости движения воздуха для случая
бесконrчных вихрей противоположного вращения
самолета, тем больше uиркуляuионное движение воздуха
затухает или, как говорят, происходит диффузия . вихря.
Затухание может вызываться двумя причинами: вязкостью
воздуха и турбулентностью атмосферы. Ра,ссмотрим пооче­
редно их действие.
Вяз.кость воздуха проявляе11ся, если соседние частиuы
движутся с различными окоростями. Благодаря вязкости
происходит выравнивание этих с1юростей. Аналогичный
процесс происходит и при циркуляuионном движении воз­
духа вне ядра вихря. Частиuы воздуха, расположенные
ближе •к вихрю, движутся с большей скоростью, чем более
удаленные. Вследствие вязкости окорости внутренних ча­
стиц уменьшаются, а внешних - увеличиваются.
Процесс диффузии вихря тем интенсивнее, чем резче из­
меняется скорость циркуляционного движения вдоль ра­
диуса, так как при этом сильнее проявляется вязкость воз­
духа. Скорость циркуляuионного движения резко увеличи-
119

вается с приближением раосматриваемой точки к оси вихря.
Поэтому вследствие вязкости вихри затухают -гем быстрее,
чем ближе область циркуляционного движения к оси вихря,
т. е. чем меньше ядро вихря. Так как ядро вихрей, созда­
ваемых крылом, имеет довольно большие размеры, ожидать
быстрого уменьшения их интенсивности нельзя.
Вторая и основная причина затухания вихр,ей - атмо­
сферная турбулентность. Благодаря ей в область циркуля­
ционного движения попадают маосы воздуха, имеющие раз­
личные по величине и направлению окорости, ,вследствие
чего происходит обмен количества движения и циркуля­
ционное движение замедляе11ся. Так как невозможно зара­
нее предсказать характер турбулентности атмосферы, нельзя
определить и время затухания вихрей. Практика полетов в
спутной ,струе показала, что заметное ослабление интенсив­
ности спутной струи наступает через 15-20 сек после про­
лета самолета. Возможно и более медленное затухание.
Каков же характер воздействия вихревого следа впе­
реди летящего самолета на следующий за ним?
На рис. 2 видно, что наибольшее воздействие вихревого
следа на летящий сзади самолет можно ожидать, когда ось
его будет совпадать с осью одного из вихрей. В этом ,слу­
чае скорости вихревого движения во всех частях простран­
ства, окружающего самолет, будут создавать кренящий мо­
мент в направлении вращения ,самого вихря. Если ось само­
лета совпадает с осью одного из вихрей, то на внутреннем
к вихревому следу крыле углы атаки ,сечений будут меньше,
а на внешнем - больше на величину
Ла = _!'__
V'
где W - вертикальные скорости вихря.
Наибольшая величина да может быть определена через
Су и удлинение крыла л впереди летящего самолета по фор­
муле
До
5Су
амакс= 7,3Т.
Если самолет, летящий в плоскости вихрей, будет пере­
мещаться во внешнюю ,сторону, то кренящий момент, на­
правленный внутрь следа, будет уменьшаться. В дальней­
шем он перейдет во внешний кренящий момент, максималь­
ное значение которого в два раза меньше мак,симального
знач('lния внутреннего.
!20

п
"
,J
ри перемещении внутрь следа внутреннии кренящии
момент уменьшается и обращается в нуль, когда ведомый
самолет располагае11ся ,симметрично между вихрями. При
этом, если размах крыла ведомого самолета меньше рас­
стояния между вихрями, то по мере перемещения к ,оси
следа кренящий момент может из внутреннего превратиться
во внешний и за11ем приблизиться ,к нулю (оставаясь внеш­
ним). Характер распределения скоростей в вихревом следе
(см. рис. 2) показывает также, что при выходе ,самолета
из плоскости вихрей вверх или вни,з следует ожидать быст­
рого уменьшения кр,енящих момен11ов.
Таким образом, самолет, попавший в спутную струю,
начинает крениться. При входе в струю на той же высоте
полета справа сначала возникает правый крен, а затем,
когда оси сам,олета и вихря совпадут, - энергичный крен
влево. Если самолет окажется между вихрями, он испыты­
вает лишь общую носильную тряску. При про.хюде оси ле­
вого вихря вновь создается энергичный крен, но уже вправо.
При выходе из левого вихря ,самолет кренится влево.
Помимо кренящих, на ведомый самолет могут действо­
вать и разворачивающие моменты, вызванные влиянием
гориз,онтальных составляющих скорости вихревого движе­
ния (выше или ниже плос1юсти вихрей), а также разностью
сопротивления правого и левого крыльев (при полете само­
Jiета вдоль оси вихря). Величина разворачивающих момен­
тов значительно меньше кренящих.
Результат ,воздействия вихр,евого ·следа на самолет зави­
сит не только от скоростей вихревого движения, но и от раз­
меров самого самолета и окорости его полета. Рассматри­
вая характер ра,спределения ,с1юрости циркуляционного дви­
жения ,воздуха в вихревом следе, видим, что, чем меньше
размах самолета, тем больше изменя11ся углы атаки на кон­
цах его крыла и кренящий момент. Точно так же, чем
меньше окорости ,самолета (при неизменной интенсивности
вихрей), тем больше изменя11ся углы атаки сечений его
крыла и кренящий момент. Возможность парирования кре­
нящего момента зависит от эффективности элеронов.
Летчики при полетах в спутной струе не только ощущали
по кренящим моментам воздействие двух вихрей, но и на­
блюдали вихревые жгуты при солнечном •освещении. Зату­
хание движения в вихревом следе было замечено при поле­
тах в спутной струе бомбардировщика. Летчики ,самолетов­
истребителей чувствовали заметное ослабление воздействия
вихревого следа, если они попадали в ,спутную ,струю через
121

14-20 сек после пролета бомбардировщика. Если же истре­
битель оказывался в опутной струе через 10 сек после про•
лета самолета, воздействие вихревого следа ощущалось
гораздо сильнее.
Влияние размеров ведущего самолета на интенсивность
воздействия вихревого следа в этих полетах оказалось также
заме11ным. Например, вихревой ,след от тяжелого бомбар­
дировщика гораздо больше влияет на самолеты-истреби­
тели, чем ,вихревой след от самолета типа Ил-28. Интенсив­
ность воздействия вихрей от тяжелого самолета •столь ве­
лика, что ее трудно парировать рулями истребителя и по­
следний может быть выброшен из струи с большими кренами
или даже перевернут на спину.
При входе истребителей 'в вихревой след от тяжелого
бомбардировщика на дистанции 2000 м (время существова­
ния вихрей около 10 сек) сильно затруднялось парирование
кренящих моментов. Несмотря на попытки летчиков бо­
роться с креном, истребители накренялись (с угловой ско­
ростью более 30 град/сек) до 90 и даже 180°, а затем их
выбрасывало из струи. Через 15-20 сек после прохождения
бомбардировщика воздействие вихревого следа уменьша­
лось и парирование кренящих моментов не вызывало осо­
бых труднос11ей.
Воздействие вихревого следа от самолета типа Ил-28
оказалось слабее. Истребители летели в спутной струе та­
кого самолета на небольших дистанциях и отклонением эле­
ронов полностью парировали кренящие моменты. Лишь в
случае преднамеренного запаздывания с парированием кре­
нящих моменrов крены достигали 70° и ,самолет выбра,сы­
вало из струи вниз на 50-100 м.
Удержать самолет в любой точке .сечения спутной струи
чрезвычайно трудно, так как поперечное сечение вихрей
сравнительно мало, а неожиданно возникающие крены и
броски стремятся выбросить ,самолет из струи. Предотвра­
тить это удается лишь энергичными и своевременными
отклонениями рулей.
К:огда умышленно попадают в спутную струю с брошен­
ной ручкой, самолет энергично выбра•сывается с креном до
50-60° и он теряет высоту до 100 м. В случае неожиданного
попадания в спутную струю при нормальной реакции даже
при пилотировании по приборам самолет не теряет управ­
ляемости и можно сохранить прежний режим полета без
снижения или заваливания в крен. С выпущенными шасси
и закрылками на скорости планирования на посадку истре-
122

бите.ли в спутной струе самолета Ил-28 также сохраняли
управляемость; эффективности рулей хватало для выдер­
живания глиссады планирования.
Во время одного из полетов самолета-истребителя в вих­
ревом следе фронтового бомбардировщика на малой ди­
станции была проведена запись его приборов (рис. 3). Из
графиков видно, что самолет сохранял управляемость.
Правда, 011клонения элеронов при парировании крена были
,
...ч.::.:;..::s
20
,.......,,,
•
t,сек
f.сек
t,сек
t,сек
Рис. 3. Запись приборов при полете самолета-истребителя в спут­
ной струе самолета Ил-28 (Vnp = 500 км/•tас, Н = 2500 м, дистан­
цшт 100-150 Лt)
123

значительными, что свидетельствует о довольно большой
интенсивности воздействия вихревого следа. Двигатели и
пилотажное оборудование во всех ,случаях полета работали
нормально, даже при выбрасывании истребителей из струи
после преднамеренного запаздывания с парированием воз­
действия вихревого следа.
При малых дистанциях на ведомый самолет, помимо вих­
ревого следа, действуют также струи от двига'Гелей и киль­
ватерный ,след фюзеляжа. В струях от двигателей окорость
газов довольно быстро уменьшае'Гся, взаимодействуя с мас­
сами окружающего неподвижного воздуха. Так, на раостоя­
нии 50-100 м от двигателя ,скорость воздуха в струе умень­
шается до 20-30 м/сех:, что уже не оказывает существенного
влияния на ведомый самолет. При полетах в спутной струе
сам,олета типа Ил-28 влияние ,струй от двигателей на ди­
станuиях больше 50 м практичеоки не ощущалось.
Кильватерный след фюзеляжа впереди летящего само­
лета представляет собой сильно турбулизированную зону,
при попадании в которую позади летящий на малой дистан­
ции самолет испытывает тряску, неприятную для экипажа.
Иногда тряска бывает настолько сильной, что может вы­
звать опасные вибрации конструкций самолета. Воздействие
кильватерного следа фюзеляжа усиливается при совмеще­
нии его со струями от двигателей. Э110 обычно происходит
в тех случаях, кюгда двигатели расположены вблизи фюзе­
ляжа.
Длина ,кильватерного следа фюзеляжа значи11ельно
меньше, чем вихревого следа крыла, но все же может дости­
гать 100-150 м.
Опыт полетов истребителей в спутной струе самолета
Ил-28 показал, что кильватерный след его фюзеляжа на ди­
станциях больше 50 .м не оказывает заметного воздействия
на самолет-истребитель. Создающаяся при этом тряска
не вызывает опасных вибраций конструкции и лишь не­
сколько неприятна для летчика.
Итак, при полете в спутной струе на -самолет в основном
действует вихревой след крыла впереди летящего само.тrета.
Наибольшей величины кренящие моменты достигают, если
оси са,молета и одного из вихрей совпадают. Интенсивность
воздействия вихревого следа зависит от размеров впереди
летящего и следующего за ним ,самоле'Гов, режимов их по­
лета и расстояния (дистанции) между ними.
Затухание циркуляционного движения воздуха в вихре­
вом следе определяет,ся главным образоы турбулентностью
1.24

атмосферы и м,ожет изменяться в широких пределах. Замет­
ное ослабление интенсивности вихревого следа наступает че­
рез 1'5-20 сек после пролета самолета. Эффективность эле­
ронов истребителей достаточна для парирования кренящих
моментов в вахревом следе прямолинейно летящего ,само­
лета типа Ил-28 практически на любой дистанции, но в
спутной струе тяжелого бомбардировщика на малых дистан­
циях истребители не могут парировать ее воздействие.
Летая ночью, особенно на ,самолетах-истребителях, лет­
чики должны хорошо знать все явления, возникающие при
попадании ,самолета в спутную струю бомбардировщика.
Известны случаи, когда при атаках бомбардировщика типа
Ту-4 ,самолет-перехватчик после попадания в спутную струю
теря.11 до 1000 м высоты, чтобы восстановить нормальное
положение. Но если даже можно не опасаться, что в спут­
ной струе самоJiет будет разрушен, все равно воз,можность
прицеливания исключается и, следсвательно, атака сры­
вается.
Поэтому в полете на перехват ночью в период наведения
и поиока цели выгоднее лететь ниже ее и сохранять прини­
жение после обнаруже~ия в процессе сближения. Так как
по индикатору бортового радиолокатора нельзя выдержать
заданное принижение, обычно ориентируются по нижней
границе зоны чувствительности радиолокационной отметки
ПО ВЫСО'Ге .
.Когда сам-олет подходит к зоне возмущенного потока от
спутной струи (при входе в периферийную часть вихрей),
летчик начинает ощущать небольшую тряоку. По этому «сиг­
налу» рекомендуется прекращать набор высоты, если подход
был снизу (с принижением), или снижение, ,если подход к
цели был сверху (с превышением) . Если летчик_ все-таки
попал в спутную струю и почувствовал энергичные :кренения
или броски из одной стороны в другую, следует спокойно
парировать возникающие крены элеронами, ,сохраняя перво­
начальное направление по.лета но у1·лу тангажа.
Нужно помнить, что при заходе сверху в одной плоскости
с целью, со-вмещая более или менее продолжительное время
центральную точку сетки прицела (прицельную мар1ку) с
атакуе1ым самолетом, очень быстро можно приблизиться к
спутной струе и попа,сть в зону действия вихрей.
При подходе к цели снизу прицеливание может быть бо­
лее продолжительным, так ,как ,самолет будет медленно
приt!iлижаться ,к спутной струе. Однако и в этом случа<Е:
попадание в зону вихрей неизбежно. Поэ'Гому, если прихо-
125

дится длительное время находиться в хвосте цели, что част::;
бывает при перехвате ночью, когда .сближение на этапе
прицеливания происходит медленно, до выхода на дальность
действенного огня не следует ,совмещать прицельную марку
с целью или ,с ее радиолокационной отме11кой.
В процессе атаки не ре1юмендуется также совмещать
прицел с целью: лучше периодичеоки «отжимать» ,самолет,
чтобы сохранить принижение относительно цели, и затем
вновь навести его на цель.
*

-
-
-
·~
_=i---- ··-=- _:·
Заслуженный летчин-испытате.11,ъ СССР
Герой Советсно~о Союаа М. Л, Г21ЛЛАЙ
B3JIET J1 IIOCA.ДRA. CA.MOJIETA. С ША.ССИ
BEJIOCИIIEДHOГO TИIIA.
Общая схема шасси велосипедного типа. До последнего
времени наибольшим распространением в самолетостроении
пользовалось шасси с передним колесом. Оно практически
вытеснило своего предшественника - шасси с хвостовым
колесом благодаря ряду существенных преимуществ: высо­
кой устойчивости пути при д,вижении по земле, отсутствию
явно выраженной тенденции к прыжкам («козлам») после
приземления на основные колеса, возможности энергичного
торможения на пробеге без опасения, что самолет скапоти­
рует через нос, хорошему обзору во время руления и про­
бега на трех колесах и т. д.
Одна.ко новые обстоятельства, ,связанные с дальнейшим
развитием авиации, осложнили применение шасси с перед-
• ним колесом. В ча,стности, возникла проблема уборки основ­
ных его колес в тонких крыльях современных скоростных
самолетов.
Поиски наилучшего решения этой проб,ТJемы привели к
ряду новых интересных конструктивных схем, в частности
к созданию шасси велосипедного типа. В наши дни та~юе
ша,сси имеют уже многие отечественные и иностранные
,самолеты.
Шасси велосиnедной схемы обычно состоит из двух
основных и двух подкрыльных стоек ( рис. 1) . Основные
стойки располагаются под фюзеляжем в плоскости симмет­
рии самолета. Вес машины чаще всего распределяется ме­
жду ними практически поровну. Чтобы использовать цен-
127

тральную ча,сть фюзеляжа для размещения грузов и баков
,с горючим, основные стойки обычно сильно разносят отно­
•Сительно центра тяжести ,самолета в продольном направ­
лении.
Иногда самолеты с шасси велооипедного типа имеют спе­
циальные устройства для увеличения угла атаки перед отры­
вом от земли на взлете. Это .пибо механизм «приседания»
Рис. 1. Общий вид самолета с шасси велосипедного типа
задней стойки шасси, либо механизм выдвигания (распрям­
ления) передней стой~и. В обоих ,случаях разбег происходит
при наивыгоднейшем угле атаки, соо11ветствующем мини­
мальному значению суммарного сопротивления ( аэродина­
мическое сопротивление плюс трение колес). По достижении
взлетной ,с.корос11и самолет отделяется от земли вследствие
увеличения угла атаки на нужную величину, подобно тому
как это делается rпри так называемом взлете ,с подрывом.
Подкрыльные ,стойки принимают на себя сравнительно
малую часть общег.о веса и служат в основном для того,
чтобы удержать ,самолет от накренения при движении по
земле.
Та1юва в общих чертах конструю1ивная ·схема 11.шюси вело­
сипедного типа.
Велосипедная схема сохраняет большую часть преиму­
ществ, присущих схеме шасси с передним колесом. Самолет,
оборудованный шасси велосипедного типа, не имеет тенден­
ций к путевой неустойчивости и .самопроизвольным прогрес­
сирующим разворотам при движении по земле. Он обладает
отличным обзором при рулении и, как: будет показано да­
лее, допу,скает более энергичное торможение, чем самолет,
128

Имеющий шасси с передним колесом. Однако его пиJ1оти­
рование отличае11ся некоторыми оообенностями.
Путевое управление на земле и торможение. У самолетов
«•старых» схем, имеющих шасси ,с носовым или хвостовым
1юлесом, как путевое управление при движении по земле,
та,к и торможение осуществляются при помощи тормозов
основных колес. Для изменения направления или, наобо­
-рот, парирования отклонений от принятого направления
летчик вкшочает тормоз одного из колес. Для погашения
-скорости движения оба основных колеса тормозятся син­
хронно.
Таким образо:VI, колесные тормоза выполняют две раз­
личные функции, что зачастую приводит к нежелательным
результатам. Так, подторУiаживание одного из колес во
время разбега с боковым ветром препятствует разгону и
неизбежно вызывает увеличение длины разбега. Включе­
ние же тормозов во вре11я пробега, как правило, нарушает
·его прямолинейность из-за неполной синхронности регули­
ровки тормозов, различия коэффициентов трения участков
-грунта, находящихся под обоими колесами и т. д. Чтобы
восстановить нужное направление, приходится прибегать к
несимметричному растормаживанию колес и, следовательно,
увеличивать длину пробега.
У шасси велосипедного типа функции торможения и пу­
тевого управления на земле разделены между собой.
Торможение, будучи независимым от выдерживания на­
правления, возможно с любой ,степенью интенсивности.
Необходимо избегать только полной остановки вращения
колес («юза») для сохранения целости баллонов и поддер­
жания наибольшего коэффициента трения, так как при
«юзе» этот коэффициент, вопреки распространенному, но
ошибочному мнению, не увеличивается, а падает. Во всяком
случае, как несинхронность регулировки тормозов или
неодинаковость давления в баллонах обоих колес, так и по­
падание одного из них на скользкий или мокрый учгсток
ВПП не вJшяют ни на направление движения, ни на режим
торможения самолета. Это упрощает пилотирование само­
лета на посадке ,и сокращает длину пробега.
Путевое управление самолетом на земJ1е при помощи
поворотной передней стойки также имеет явные преимуще­
ства перед управлением при помощи несинхронной работы
тормозами. Прежде всего поворотная стойка шасси велоси­
педного типа позRоляет установить и выдержать нужный
129

радJиус разворота с гораздо боJJьшеи точностью, чем это
удается при импульсном пользовании тормозами колес
более ранних типов шасси. В первом случае управление
самолетом на земле можно сравнить ,с рулевым управле­
нием автомобиля, а во втором - с управлением гусеничного
трактора. К.роме того, поворотная передняя стойка обеспе­
чивает очень большие запасы управляемос11и, что особенно
ощутимо на разбеге и пробеге с боковым ветром. На само­
лете, имеющем шаоси с передним колесом, летчик в подоб­
ных случаях иногда бывает вынужден применять почти
!Полное торможение колес с одной стороны и, несмотря на
это, едва удерживает машину в пределах взлетно-посадоч­
ной полосы. На самолете с шасси велосипедного типа даже
при сильном боковом ветре достаточно сравнительно ма­
лого (не более четверти полного хода) отклонения педалей,
управляющих передней стойкой, чтобы строго выдержать
нужное направление.
Таким образом, разделение функций торможения и путе­
вого управления на земле, характерное для ша,сси велоси­
педного типа, пошло на пользу как одной, так и другой
функции.
Продольная управляемость на разбеге и при отрыве от
земли. Автоматическое увеличение угла атаки на взлете при
помощи механизма «приседания» задней стойки шасси или
распрямления (вздыбливания) передней стойки обеспечи­
вает постоянство взлетных данных самолета независимо от
действий летчика. Однако следует указать, что в проuессе
увеличения угла атаки, вызванного действием подобных
устройств, угловая скорость вращения самолета достигает
определенной величины, которая не может исчезнуть мгно­
венно. Вследствие этого самолет продолжает - уже после
отрыва от земли - увеличивать угол атаки, пока не погас­
нет инерция вращения. Такое явление обычно называют
забросом.
Проектируя самолет с шаоси велосипедного типа, кон­
структоры обязательно учитывают это явление с таким ра­
счетом, чтобы ,суммарное увеличение угла атаки, включая
заброс, не привело к чрезмерному приближению к крити­
ческому углу, при котором может возникнуть срыв потока
обтекания или нарушение устойчивости (рис. 2). Тем не ме­
нее летчик должен ясно представлять себе, что фактич,еский
угол атаки на взлете в случае заброса получается больше,
чем геометрический угол, соответствующий взлетному поло­
Жсению стоек шасси.
130

Вопрос о взлетном угле атаки самолета с шасси велоси­
педного типа требует особого внимания и заставляет лет­
чика применять некоторые новые специфические приемы
пилотиnования еще и поrому, чrо на разбеге вплоть до мо­
,мента отрыва угол атаки не поддается управлению и зави­
сит только от конструктивных параметров самолета. Проис-
tl
J(ритически/1. угол атаки,
( //ОI/ОЛО сры8а потока. потеря улро8лнемостU)
_______
_! __
!Jгол аоюки, при разбеге
на обеих стойках
~
~с::,
бапа11сиро8оч11ый угол
атаки при да1111ом попо­
:ж:е11ии, рупя Высоты
АВто_матическое g8еличе11ие угла атаки
( присеilание •задней cmolJкa ила 6здыбли8а·
пае переi}ней cmollкa)
_________
1 -------------t
----Раа6ег
Рис. 2. Изменение угла атаки при взлете самолета с шасси велосипе;\­
ного типа и автоматическим увеличением угла атака для отрыва
ходит это вследствие того, что обе основные стойки шасси
значительно разнесены относительно центра тяжести и для
отделения во время разбега одной из них от земли, напри­
мер передней ( а без этого немыслимо изменение угла
атаки), пришлось бы преодолеть момент силы тяжести,
имеющий гораздо большую величину, чем при шасси других
типов. Таким о·бразом, в общем балансе продольных момен­
тов, действующих на самолет во вре:v,я разбега й определяю­
щих его положение в продольной плоскости, момент от гори­
зонтального оперения играет роль второстепенную по срав­
нению с моментом веса. Поэтому продольное положение
самолета •G ша-сси велосипедного типа во время разбега
практ,ически не зависит от отклонения руля высоты.
.
Эта особенность, с одной стороны, чрезвычайно полезна,
так как позволяет всегда получать наилучшие характери­
стики разбега независимо от опыта, квалификации и внима­
тельности .'Iетчика. Но, с другой стороны, летчик в таких
131

условиях не может на земле подобрать положение штур­
вала, соответствующее •балансировке самолета на нужном
угле атаки. Он вынужден подбирать это положение (или
по крайней мере уточнять его) уже в воздухе, после отрыва
самолета от земли, причем достаточно энергично и безоши­
бочно, чтобы в случае существ-енной не,сбаланс·ировашюсти
машины успеть удержать ее от повторного касания земли
или особенно от взмывания.
Поэтому на разбеге, особенно в последней его стадии,
летчику нужно внимательно следить за еохранением заранее
подо•бранного во время испытаний самолета взлетного по­
.тюжения штурвала, _а сразу после отрыва быть готовым к
энергичному и четкому уточнению положения штурвала,
потребного для нормального выдерживания.
Чтобы облегчить во время разбега выдерживание взлет­
ного положения штурвала, в будущем должны найти при­
менение специальные устройства: пружинные фиксирующие
загружатели или визуальные индикаторы, расположенные в
поле зрения летчика, -смотрящего на разбеге вперед через
-остекление кабины.
Само взлетное положение штурвала следует подбирать
с таким расчетом, чтобы ,самолет после отделения от земли
имел тенденцию к некоторо;1,,1у уменьшению угла атаки -
«клевку», так как это движение обеспечивает быст-рый вы­
ход из области больших углов атаки, и, следовательно, 'По­
вышает безопасность взлета. Если даже летчик не успеет
своевременно реагировать на возникновение клевка ·И до­
пустит ·повторное касание земли колесами, ничего опасного.
как неоднократно подтверждено практикой, не произойдет.
Но противоположная ошибка - чрезмерное отклонение
штурвала во время взJrета на себя и вызванный: этим подъем
носа после отрыва - о!Iасна.
Продольная управдяемость на разбеге самолета с шасси
полувелосипедноrо типа. На самолетах малоРо и •среднего
тоннажа иногда применяется промежуточная схема шасси,
представляющая собой как бы схему шасси с передним
коJrесом, у которого основные K0J1eca «сдвинуты» вместе н
убираются в виде единой теJ1ежки в фюзеляж.
Из соображений наилучшей компоновки самолета и, в
частности, стремления не занимать центральную часть фю­
зеляжа под шасси, а использовать ее д.1я размЕ)щения гру­
зов (топлива, бомб и т. д.) основные колеса на таких с<;1м,о­
летах относят относительно центра тяжести назад больше,
чем принято в классической схеме шасси с передним КQ,Ле-
132

сом. В отличие от самолетов, имеющих шасси чисто велоси­
педной схемы , само"1еты с шаоои подобного типа могут
взлететь обычным опособом, т. е., поднимая переднее колесо,
создавать нужный для взлета продольный угол во время
разбега. Однако при этом наблюдаются некоторые особен­
ности, обусловленные увеличенным относом основных ко­
лес шаоси относительно центра тяже,сти назад.
При движении самолета по земле на основных (задних)
колесах с поднятым носовым колесом (рис. 3) угловые пере-
/lочоло роэ6ега
От,rложшие рулн Высоты вверх алн
преоооленuн пu,ruрующего момента
Веса
1{011ец разбега
80З8раще11/18 рулн Высоты 8ниэ
flanpaBлeнue раа6ееа
Рис. 3. Равновесие продольных моментов самолета с Шасси полувелоси­
педного типа на разбеге
мещения самолета происходят вокруг точки соприкасания
основных колес с землей. Поэтому действие моментов всех
сил удобно рассматривать относительно именно этой точки
(как известно из механики, равновесие тела не зависит от
выбора точки, относительно которой взяты действующие
моменты). Продольные моменты создаются в данном случае
силой веса G, подъемной силой У, силой аэродинамического
сопротивления Х, подъемной силой горизонтального опере­
ния Уг.о и силой тяги силовой установ,ки Р.
Сила трения колес о землю, а также нормальная сила
реакции земли моментов не дают, так как они приложены к
тои самой точке, оп-юситеJif>но которой рассматривается
равновесие моментов.
Сила тя1ги Р дает некоторый момент, практически во
время разбега не меняющийся.
Сила веса G во все время разбега с поднятым носовым
колесом также . дает некоторый постоянный пикирующий
момент, причем по величине он гораздо больше, чем. у
самолета,. имеющего шаоси с передним колесом, основны~
колеса которого расположены значительно ближе к центру
133

тяжести. Поэтому в первой ,стадии разбега, когда силы У й
Х, а значит, и их моменты, направленные в сторону кабри­
рования, еще очень малы, подъем переднего колеса и под­
держание самолета в этом положении возможны только
за счет эначительного отклонения руля высоты вверх. Как
выражаются летчики, нос ,самолета приходится «отдирать»
от земли.
В процеосе дальнейшего разбега по мере увеличения
скорости происходит рост подъемной силы, а также •сопро­
тивJrения, создающих кабрирующие моменты. Продольное
равновесие, установленное в первой стадии разбега, нару­
шае'ГСя, и пояы1яется тенденция самолета к кабрированию.
Одновременно повышается эффективность отклоненного
руля высоты. Поэтому для поддержания постоянного про­
дольного угла в конце разбега летчику приходится откло­
нять ручку управления от себя, причем иногда довольно
энергично, иначе ,самолет отделяет.ся от земли не плавно,
а как бы прыжком.
Такая закономерность потребных отклонений ручки
управления во время разбега обычно расценивается летчи­
ком как признак продольной неустойчивости. Строго говоря,
эту оценку следует признать справедливой. Но нельзя упу­
скать из виду, Ч'ГО причина, вызывающая неу,стойчивость,
в данном случае действует только во время разбега с rюдня­
тым передним колесом. Сразу после отделения от земли ее
действие прекращается и продольная устойчивость, прису­
щая сюю.пету данного типа в свободном полете, восстанав­
.rшвается полностью.
Поперечf1'Jе равновесие на разбеге и пробеге с боковым
ветром. Выше указывалось, что путевое управление само­
летом с шасси велосипедного типа во время движения по
земле при боковом ветре осушествляется без каких-либо
затруднений. Однако нагрузка на левые и правые колеса
основных стоек шасси распределяется в этом случае более
неравномерно, чем на самолетах, имеющих шасси других
СИС'ГеМ.
В случае движения самолета по земле при боковом ветре
всегда возникает боковая аэродинамическая сила Z (рис. 4),
стремящаяся опрокинуть машину на·бок и вызывающая
неравномерное распределение нагрузки на левые и правые
колеса шас-си. Величина силы Z зависит от ряда факторов,
из которых главные - боковая составляющая ,скорости
ветра, площадь боковой поверхности самолета и коэффи­
циент бокового сопротивления. Влияние силы реакции под:-
l :34

крыльных стоек в данном ,случае можно не учитывать, так
как у большинства самолетов с шасси велосипедного типа
стойки касаются земли только на малых скоро,стях: в на­
чале разбега и в конце пробега. В остальное время они
отделены от земли вследствие раздвижения амортизации
осно:3ных стоек шасси и деформации (изгиба вверх) крыль­
ев, вызванной подъемной силой.
--
Направление
Ветра
у
Рис- 4. Равновесие поперечных моментов
при движении по зе:vrле с боковым ветром
Следовательно, равновесие моментов, действующих на
самолет в поперечной плоскости, будет выражаться зависи­
мостью
где Z- боковая аэродинамическая сила;
h- расстояние от точки приложения силы Z до земли;
Ь - половина колеи шасси;
N1 и N2 - силы реакции земли, приложенные к колесам.
Решμз это уравнение относительно разности N 1 - N2,
получим
Иначе говоря, при всех пр_очих равных условиях нерав­
номерность нагрузки на левое и правое колеса шасси нахо­
дится в обратной зависимости от размеров колеи шасси.
К:олея шаоси велосипедного типа в несколько раз меньше,
чем у шасси других схем. Значит, ра,спределение нагрузки
на колеса при боковом ветре может изменяться в широких
пределах, вплоть до того, что вся нагрузка полностью при­
дется на одни левые или одни правые колеса основных
стоек шасси.
135

Поэтому на самолете с шаоси велосипедного типа. лет­
чик во время разбега и пробега не может относиться без­
различно к накренению под действием бокового ветра. Необ­
ходимо парировать боковой крен элеронами и этим хотя бы
частично восстановить равномерность распределения на­
грузки между колесами шаоси.
Следует отметить, что иногда под действием неравно­
мерной нагруз,ки от бокового ветра на .пробеге получали
повреждения не колеса подветренной стороны, коюрые
имели большую нагрузку, а, наоборот, значительно менее
нагруженные колеса наветренной стороны. Это ,странное на
первый взгляд явление объя,сняется тем, что сила трения
колеса о грунт зависит от величины нормальной силы, т. е.
нагрузки, приходящейся на колесо. У «разгруженного» ко­
леса сила треt1ия о грунт, которая и вызывает вращение
колеса вокруг своей оси, мала. Автомат торможения обще­
принятой конструкции при появлении «юза» сбрасывает
давление в тормозной системе не полностью. Оставшегося,
хотя и небольшого по величине давления может оказаться
достаточно, ч·юбы преодолеть столь слабую ·,силу трения
о грунт и удержать колесо от вращения. Движение колеса
«юзом» вызывает быстрое истирание резины в месте его
соприкосновения с грунтом и повреждение баллона.
Кардинальным способом борьбы с описанным яв.Jiением
служит применение автоматов торможения, обеспечивающих
при появлении «юза». полный сброс давления в тормозных
системах и установленных для раздельного действия на
правую и левую гру:шы основных к,олес шасси.
Посадка самолета с шасси велосипедного типа. Сила
реакции земли, возникающая при касании земли передним
колесом раньше, чем основными, ,создает относительно
центра тяжести самолета кабрирующий момент. В резуль­
тате этого в-озрастает у.гол атаки,. а за ним и подъемная сила
и самолет повторно отделяе'I'ся от земли - происходит так
называемый «козел». В некоторых случаях подобные
прыжки могут приобрести прогреосирующий характер и
даже привести к поJюмке самолета.
Сказанное относится в одина,ковой степени к самолетам
с шасси любой схемы. Однако для шасси велосипедного
типа вероятность прыжков при неточном пилотировании на
посадке выше. Если сравнить касание земли передней ногой
ша,сси велосипедного типа ,с касанием основными колесами
шаоси с хвостовым колесом, то в последнем случае реакция
земли, направленная на кабрирование, будет действовать
136

на значительно меньшем плече относительно центра тя­
жести. Следовательно, будут соответственно меньше и каб­
рирующий момент, и все вызванные им последствия.
IПасси с передним колесом в этом отношении на пе~вый
взгляд хуже, так как его переднее колесо раеюложено
отно,сительно центра тяжести на сравнительно большом
плече и, как подтверждает практика, касание им земли при
посадке безусловно недо:~устимо. В этом случае может про­
изойти энергичный прыжок, исправление кото;:юго потребует
особенно четких и соразмерных действий летчика. Но
нельзя не заметить, что самый факт повышенной слож­
ности направления «козлов» на самолетах с шасси с пе­
редним колесом был обнаружен не сразу, а только после
нескольких лет их ма,ссовой эксплуатации. Произошло это
по той простой причине, что коснуться зеыли пе­
редним колесом раньше, чем основными, можно не иначе,
как в результате исключительно грубых нарушений основ­
ных элементов пилотирования (скорости на планировании,
высоты выравнивания и т. д.). При нормальном же пощюде
к земле переднее •колесо оказывае'Гся к моменту приземле­
ния настолько выше основных, что от летчика не требуе'Jiся
никаких специальных усилий для того, чтобы самолет
коснулся з_емли основными колесами раньше, чем передним.
Другое дело на самолете, имеющем шасси велосипедного
типа. Его передняя нога по конструкции вынужденно го­
раздо длиннее передней ноги обычного самолета с носовым
колосом (иначе нельзя получить нужный угол атаки на
взлете). Поэтому при правильной посадке зазор между
передней ногой и землей есть лишь постольку, поскольку
посадочный угол больше взлетного. У большинства совре­
менных самолетов с шасси велосипедного типа посадочный
угол превышает взлетный всего на 2-3°, т. е. на 1 /зо­
1⁄2о радиана. Это означает, что интересующий нас зазор
примерно в 20-30 раз меньше расстояния между стойками
шасси (рис. 5). При таких конструктивных соотношениях
достаточно допустить на посадке даже не очень грубую
ошибку, например небольшой «недобор» штурвала, чтобы
коснуть,ся земли передней ногой раньше, чем задней.
Летая на самолете с шасси велосипедного типа, летчик
должен обращать особое внимание на то, чтобы веегда со­
вершать посадку на заднюю ногу или (наподобие трехточеч­
ной посадки самолета с хвостовым колесом) на обе ноги
одновременно, но никак не на переднюю.
Со евоей ,стороны ,конструкторы, проектируя шаеси вело-
J37

сипедного типа, обращают особое внимание на характери­
стики амортизации передней стойки, в частности на доста­
точную величину гистерезиса (поглощения работы в амор­
тизаторе), чтобы после сжатия амортизатора обратный ход
был более пл&вным и не вызывал резкого кабрирования
самолета.
Удачный выбор характеристик амортизации передней
стойки ншсси велосипедного типа может значительно упро­
стить технику выполнения посадки.
Рис. 5. Положение шасси в2лосипедного типа относи­
тельно земли на взлете и посадке
Таким образом, взлет и посадка на самолете •С шасси
велосипедного типа имеют свои особенности, сущность кото­
рых должна быть полностью понятна летчику. Большинство
этих особенностей, а Юfенно: повышенная точность и плав-
1юсть путевого управления при движении по земле; большой
запас путевой управляемости при разбеге и пробеге, осо­
бенно заметный на взлете и посадке с боковым ветром; со­
кращение длины разбега и пробега из-за отсутствия перио­
дического подтормаживания колес на взлете и растормажи­
вания на посадке для поддержания направления (незави­
симость функций путевого управления и торможения друг
от друга); независимость длины разбега от манеры пилоти­
рования летчика благодаря автоматическому соблюдению
заданной закономерности изменения угла атаки на взлете -
благоприя-гствует пилотированию самолета.
Наряду с этим вз.1ет и посадка на самолете с шасси
велосипедного типа содержат и такие элементы, которые
непривычны для летчика и требуют специального внимания
,к себе. Главнейшие из них: невозможность заблаговремен­
ного подбора балансировочного положения руля высоты во
138

время разбега и необходимость уточнения этого положения
уже в воздухе послР отрыва, чтобы избежать повторногс
касания земли или, что еще более опасно, взмывания; повы­
шенная вероятность касания земли при посадке передней
ногой раньше, чем задней, и проявляющаяся в этих случаях
склонность к прыжкам («козлам»); значительное влияние
бокового ветра на распределение нагрузки между колесами
при движении по земле.
*

Летчипи-ис·пыт,,т,,.r~и перво~о n.riacca
генера.r~-майор авиации С. А. МНКОНН
и полковник С. В. ПЕТРОВ
ПООА.ДКА СОВРЕМЕННОГО САМОЛЕТА-ИСТРЕБИТЕЛЯ
С ВЫliЛЮЧЕННЫМ ДВJIГАТЕЛЕМ
Некоторые летчики, особенно молодые, иногда сомнева­
ются в возможности посадки на аэродром современного
истребителя с выключенным двигателем. На первый взгляд
такие со:'lшенпя могут показаться справедливыми. Ведь при
планировании с задросселированными или неработаюrцими
двигателями самолет имеет большую вертикальную ско­
рость и крутую траекторию, что обусловливается его аэро­
динамическими характеристиками.
Однако, основываясь на собственном опыте и опыте дру­
гих летчиков, которым приходилось как преднамеренно, так
и вынужденно сажать самолет с задросселированным или
выключенным двигателем, можно считать, что такая по­
садка выполнима.
Известно, что при выборе аэродинамических форм са­
молета для .полета на сверхзвуковой скорости конструк­
тор главным образом стремится получить благоприятные
характеристики в заданном диапазоне сверхзвуковых ско­
ростей, а также наибольшую максимальную скорость. Од­
ним из самых эффективных средств улучшения характери­
стик самолета в сверхзвуковом диапазоне скоростей слу­
жит уменьШР,НИе удлинения крыла. Удлинением крыла, как
известно, называют отношение размаха крыла к его средней
хорде (l : Ьср). Обычно удлинение определяется по формуле
'
[
[2
/.=-= -.
Ьср S
140

Следователы1.о, у стреловидrtого крыла удлинение
меньше, чем у прямого той же площади. Характерной осо­
бенностью современных самолетов является сравнительно
малое удлинение крыла.
Из аэродинамики известно, что если сила тя1·и равна
нулю, то на са1молет действуют следующие три сш1ы: подъ­
емная У, лобового сопро­
тивления Q и вес само­
лета G. Планирование са­
молета можно считаТI,
установившимся движе­
нием. Значит, эти силы н,1
планировании должны на­
ходиться в равновесии
(рис. 1), т. е.
Y=Gcos0;
Q=Gsin0.
Отсюда легко опреде­
лить тангенс угла плани­
рования
tge=2.=1:::."_=_1_ .
УСу
К
G
Рис. 1. Силы, действующие на са:'l!о­
лет пpJI планировании
Следовательно, угол планирования зависит от аэродина­
мического качества самолета, т. е. от отношения подъемно~"1
силы к силе сопротивления.
Часть сопротивления крыла, зависяшая от коэффици­
ента подъемной силы, называется индуктивным со­
противлением.Онотем больше,чем больше коэффи­
циент подъемной силы су и чем меньше удлинение крыла.
Это видно из фор,мулы для коэффициента индуктивного со­
шротивления:
с2
cxi = A-f'
где А - коэффициент, учитывающий влияние формы
крыла в плане на скос потока.
Поэтому индуктивное, а следовательно, и полное сопро­
тивление крыла малого удлинения при том же значении су
больше, чем обычного крыла.
Кроме того, крыло малого удлинения имеет более по­
логую кривую зависимости су от угла атаки а (рис. 2), а
это значит, что для получения одного и того же коэффици­
ента подъемной силы оно должно иметь значительно боль-
141

Ший угол атаки а2, чем обычное крь1J10. Полет при больших
углах атаки увеличивает сопротивление фюзеляжа и, сле­
довательно, общее сопротивление самолета Q.
По- этим причинам аэродинамическое качество самолета
с крылом малого удлинения меньше, чем с обычным кры­
лом при том же коэффициенте подъемной силы. Различие
в качестве особенно ве.11ико при сравнительно больших зна-
су
Рис. 2. Зависимость коэффициента подъемной
силы от угла атаки для крыла обычного (1) и ма­
лого (2) удлинения
чениях коэффициента Су, соответствующих режиму плани­
рования.
Максимальное качество самолета достигается на малой
скорости, близкой к скорости полета на втором режиме.
Однако для выравнивания на посадке требуется запас ско­
рости, поэтому планировать приходится с несколько боль­
шей скоростью, а значит, при меньшем качестве.
Зная качество, легко рассчитать дальность планирова­
ния с заданной высоты по формуле
н
Lпл=-=КН,
tg0
т. е. дальность планирования равна произведению качества
на высоту. Если, например, в режиме планирования при
скорости по траектории 420-450 км/час качество равно
6-8 при убранном и 3-4 при выпущенном шасси, то в по­
следнем случае самолет с высоты 1000 м спланирует только
на 3-4 км. Вертикальная скорость при этом будет
30-35 .м/сек (при убранном шасси 15-20 м/сек).
Крутой угол планирования и большая вертикальная
скорость затрудняют посадку без тяги двигателя на совре­
менных истребителях, однако не делают ее невозможной.
142

Рассмотрим в начале технику выполнения планирова­
ния на посадку.
Очень важно выбрать скорость планирования. При
слишком малой скорости планирования не исключено, что
самолет в процессе выравнивания выйдет на критические
углы атаки, начнет парашютировать и может грубо уда­
риться о землю; может также не хватить эффективности
стабилизатора для выравнивания самолета. Кроме того,
при планировании с малой скоростью легко упустить само­
лет на второй режим (т. е. еще уменьшить скорость), и
тогда выравнивание вообще будет невозможным.
Из-за крутого угла планирования и большой вертикаль­
ной скорости при посадке с выключенными двигателями
выравнивание особенно затруднено. Вот почему нужен за­
пас скорости, т. е. планировать следует на скорости, боль­
шей обычной. А это еще больше увеличивает угол плани­
рования и скорость снижения.
На современных самолетах потеря скорости на плани­
ровании совершенно недопустима. Если раньше легко было
увеличить скорость самолета, немного отклонив ручку от
себя, то на современных самолетах нужно потерять боль­
шую высоту, прежде чем скорость по траектории доста­
точно увеличится. Поэтому планирование на скорости, со­
ответствующей переходу во второй режим, на высоте менее
1000-1500 м при неработающем двигателе может оказа­
ться непоправимой ошибкой.
Слишком большая скорость по траектории резко умень­
шает кя.чество, а следовательно, сокращает дальность пла­
нирования. Если скорость планирования на 50 км/час
больше рекомендуемой, вертикальная скорость снижения
возрастает в два раза. Быстрое снижение и крутой угол
планирования затрудняют выравнивание, а также расчет
на посадку, так как после выравнивания нужно больше
времени, чтобы скорость уменьшилась до посадочной и са­
молет приземлился.
На современных истребителях при планировании с вы­
ключенным двигателем скорость планирования на посадку
должна быть на 100, а для некоторых самолетов на
130-150 км/час больше указанной в инструкции для по­
садки с работающими двигателями. Эту скорость необхо­
димо удерживать до начала выравнивания.
Так как угол планирования и вертикальная скорость бу­
дут большими, чтобы легче определить начало выравни­
uаuия: тт темп отклонения ручки на себя, целесообразно при-
143

менять способ, известный под названием «двойное вы­
равнивание».
Как показывает само название, выравнивание при этом
делится на две части. Вначале летчик на высоте 120-150 .м
уменьшает угол планирования до нормального угла, с ко­
торым он привык планировать на посадку с работающим
двигателем. Затем он продолжает снижение, выдерживая
этот угол. Вторая часть выравнива!-:iия выполняется так же,
как при обычной посадке. Вертикальная скорость после
первого выравнивания уменьшается до 8-10, а к началу
второго выравнивания даже до 4-6 м/сек. Хотя после пер­
вого выравнивания скорость по траектории начнет падать,
к моменту подхода к земле она будет достаточной для нор­
мальной посадки.
Рассмотрим теперь расчет на посадку. Сделать его,
пользуясь только глазомерным способом оценки глиссады,
очень трудно. Из-за больших углов атаки нос самолета при
планировании направлен далеко вперед, хотя снижение
происходит по крутой траектории. Поэтому посадка, как
правило, бывает с недолетом, что обнаруживается на малой
высоте. Когда летчик видит, что он не попадает на аэро­
дром, бывает уже поздно: у fiero нет никаких средств
исправить расчет.
Одна~ю если заранее рассчитать глиссаду планирова­
ния, определить характерные точки на маршруте захода на
посадку и потребную высоту пролета этих точек, то расчет
значительно упрощается и может быть выполнен довольно
точно летчиком средней квалификации (сразу же огово­
римся, что при неработающем двигателе он практически
возможен только в хорошую погоду, т. е. при высоте облач­
ности не менее 3000-4000 .м). Такой способ расчета полу­
чилназвание ме-год контрольных точек. Выпол­
няется он следующим образом.
Маршрут захода на посадку должен быть все время как
можно б,1иже к местv посадки. Для этого выбираются че­
·гыре контрольные точки: первая - начало ВПП, вторая
-
траверз начала впп после разворота на 180°, третья -
начало третьего разворота и четвертая - начало четвер­
того разворота (рис. 3). )Келательно, чтобы эти точки были
привязаны к характерным ориентирам на местности.
Вторая точка - вспомогательная
-
для ориеншрования
момента выпуска шасси. Так как после выпуска шасси
г.1шссада nланиrювания сильно меняется, что заранее гла­
зомерно учесть невоз~1ожно, летчику надо как можно
!44

раньше переходить на планирование с выпущенl1ЫМ
шасси, пока есть воз~,южность исправить расчет построе­
нием маршрута. Выпускать шасси нужно в том случае,
если высота по"1ета в контроJ1ыюй точке равна или бо"1ьше
заданной. Если она меньше заданной, шасси не следует
выпускать до следующей контрольной точки.
Высоты в кон­
трольных точках для
самолета
каждого
типа определяются
практически в поле­
тах. Они могут не­
сколько отличаться
в зависимости от
манеры захода на
посадку того И.'JИ
иного летчика. Ори­
ентировочно они дол- •
жны быть 4000, 3000,
2000-2300 и 1300-
1500 м соответствен­
но над первой, вто­
рой, третьей и чет­
вертой контрольны­
ми точками (см.
рис. 3).
Летчик плани- Рис. 3. Схема захода на посадку методом
рует на а1эродром
контрольных точек
так, чтобы выйти на
начало ВПП с посадочным курсом, имея высоту 4000 мили
несколько больше. В этой точке он начинает разворот на
180° с креном 30-40°. После разворота самолет будет уда­
лен от ВПП на 3--4 км. Закончив разворот, летчик оцени­
вает возможность выпуска шасси. Если высота 3000 м (или
больше), он сразу же выпускает шасси, если же высо1а
меньше, то ждет следующей контрольной точки. Пройдя
третью контрольную rочку, т. е. несколько не доходя до
траверза ДПРМ, летчик начинает третий разворот, закан­
чивая его в направлении на ДПРМ, т. е. под углом к ВПП
примерно 90°.
Во всех случаях началом первого, третьего и четвертого
разворотов можно исправить расчет. Так, например, если
высота в первой контрольной точке оказывается больше
заданной, то первый разворот следует начинать позже,
J45

когда разница в высоте уменьшится наполовину. Напри­
мер, если высота 5000 м, то разворот нужно начать, когда
она уменьшится до 4500 м. Так же вносится поправка в на­
чало третье.го разворота, если высота окажется больше
расчетной. Но если самолет достигнет расчетной высоты
начала разворота раньше, разворачиваться еле.дует сразу
по достижении этой высоты.
Когда к моменту четвертого разворота высота превы­
шает заданную, разворот нужно начинать позже и выпол-
Vy=30 •35щсек
Vnp O 400·420"М{ЧО
~--~ -~ --==== -
--
-
--
--
- -= ==-===-- - -- --=
--:0--:--тго·-,s0м 0___/ ,:7=,
БПРМ -~
•
-..._
••
.
...._
--
ДПРМ
Рис. 4- Профиль полета при двойном выравиивании
нять с несколько большим креном. В том случае, когда
расчетная высота достигнута раньше, разворачиваться сле­
дует на расчетной высоте с меньшим креном, более полого.
После четвертого разворота нужно проверить скорость пла­
нирования, так как она могла увеличиться.
Нельзя спешить в оценке расчета: как правило, первое
впечатление после четвертого разворота обманчиво. Лет­
чику кажется, что посадка получается с явным перелетом.
Только через некоторое время, потеряв 200'"--300 м вы­
соты, можно довольно точно оценить расчет. Полная уве­
ренность в правильности расчета появляется, как показы­
вает опыт, на высоте 700-800 м.
Глиссада планирования до начала первого выравнива­
ния при рекомендованной скорости должна быть направ­
лена в точку, отсrоящую от начал;) вnп примерно ftq
146

860-900 м (рис. 4). Расчет можно считать удачны!'.i, есJ1И
самолет пройдет БПРМ на высоте 120-150 м (при усло­
вии выдерживания рекомендованной скорости).
На планировании после четвертого разворота у летчика
остается только одно с:1ффективное средство уточнить рас­
чет - посадочные закрылки (воздушными тормозами
можно пользоваться только в том случае, если система. их
выпуска никак не связана с системой управления самоле-
Рис. 5. При выпуске закрылков коэффици­
ент подъемной силы увеличивается, а каче­
ство уменьшается
том). Однако закрыJiки нельзя выпускать до тех пор, пока
не будет полной уверенности в том, что пося.дка получается
с некоторым перелетом. Не следует выпускать закрылки на
большой высоте. Обычно при правильном расчете их при­
ходится выпускать сразу в посадочное положение на вы­
соте 100-150 м, т. е. тут же после прохода БПРМ. При
этом, если система выпуска закрылков в какой-то мере свя­
зана с системой управления самолета, их выпускают ава­
рийным способом. Если летчик не убежден, что посадка
будет с некоторым перелетом, закрылки он не выпускает до
окончания выравнивания. Однако после окончания выравни­
вания рекомендуется выпускать их во всех случаях, неза­
висимо от расчета. При недолете закрылки тоже могут быть
полезными, когда не хватает совсем немногого, чтобы пе­
ретянуть препятствие (например, забор или дорогу).
В этом случае выпущенные на выдерживании закрылки
при том же угле атаки значительно увеличат коэффициент
подъемной силы (рис. 5), в результате чего самолет не­
сколько «вспухает» и летит еще несколько десятков мет­
ров. Kpo:\fe того, при выпуске закрылков после выравни­
вания приземление произойдет позже, так как при большем
.
су необходимая подъемная сила получается на меньшей
скорости.
147

Если 14а i1ланировмнш 11осле четйертоrо разворота об­
наружен явный перелет, закрылки необходимо выпvстип,
на большей высоте, не допуская, однако, поспешностЙ. Как
видно из рис. 5, после выхода закрылков аэродинамическое
качество самолета уменьшается, а стало быть, и дальность
планирования станет меньше.
Если при недолете самолет сажают на больших vглах
атаки, отклоняя ручку на себя полностью, то при ·пере­
.ilете - на меньших уг,1ах атаки, т. е. на большей скорости,
11е допусю1я резких двнжений ручкой и сразу же после
приземления слегка притормаживая колеса лля предотвра­
шепия «козлов».
При аварийной посадке не нужно долго удерживать пе­
реднее кo,rieco в rюднятом поJ1ожении. Как показал опыт,
кo.rieca не разрушаются даже при посадке на три точки при
скорости до 400 юл/цас. Сразу после опускания переднего
колеса нужно полностью выжать рычаг тормозов (при
включенном автомате тормозов) и выпустип-, тормозной
r1арашют. Очень большой эффект дает выпуск парашюта
на выдерживании, перед самым приземлением, но его
не.11ьзя выпускать на скорости, большей допускаемой ин­
струкцией, так как он может оторваться.
Выше предполагалось, что система упраrшения само­
Jiета функционирует нормально, независимо от работы дви­
гателя. А как же поступить летчику, если это условие ока­
жется нарушенным?
На всех совреыенных самолегах применяется бустерная
система управления гидроусилителями, работающими по
необратимой схеме. Механическая ,связь ручки управления
с руля:v~и самолета в 1 аких системах исключена. Дав.~1ение
создается насосом с приводом от двигателя самолета.
Обычно в полете производительность насоса вполне доста­
точна на оборотах авторотации двигателя. Однако с умень­
шением скорости по,11ета в процессе выравнивания на по­
садке уменьшаются обороты авторотации п, с:1едовательно,
производительность насоса. И это происходит тогда, когда
необходимо все больше и больше отклонять стабилизатор,
т. е. больше расходовать гидросме,сь. На этот случай, а
также на случай зак.r~инения двигателя, на самолетах
обычно устанавливается аварийная система управления,
которая может быть гидравлической или электрической.
При электрическом аварийном управлении скорость пе­
рекладки стабилизатора меньше, чем при работе гидро­
усилите.r~ей. Если она меньше 6-7 град/сек, посадка с не-
148

t.Уаоотающим двигатеjiеМ на аварийной системе управлении
очень сложна и не может быть рекомендована. При боль­
ших скоростях перекладки стабилизатора по~адка вполне
возможна, хотя и требует определенной натренированности
летчика.
Чтобы продлить вре~я работы основной системы управ­
ления, рекомендуется выключать гидроусилитель элеронов
и стараться по возможности делать меньше движений руч­
у,ой управления. Профиль посадки следует выдерживать по
возможности так, чтобы не прибегать к быстрым отклоне­
ниям стабилизатора на большие углы, т. е. выравнивание
должно быть пологим. Для предотвращения взмывания
ию1 «козла» следует, если это допускается инструкцией, в
моl\1ент приземления или перед самым приземлением вы­
пустить тормозной парашют.
Во всех сJiучаях посадки с неработающим двигатеJ1ем
нужно заранее на достаточной высоте обязательно прове­
рить, работает ли анарийная Э,'Iектрическая система управ­
ления, и затем снова включить основную систему.
Чтобы приобрести опыт на случай вынужденной по­
садки прп отказе двигателя, необходи·мо сис·тематически
тренироваться, выполняя расчет на посадку с задроссели­
рованным двигателем при облачности не ниже 4000--
5000 м. Расчет во время тренировок следует начинать с
высоты 4000 м над началом ВПП с курсом посадки, как
описано выше. Конечно, имитация отказа двигателей дрос­
се.rrированием будет неполной. Поэтому рекомендуется весь
заход выполнять с выпущенными воздушными тормозами,
хотя траектор~я планирования при этом будет несколько
круче, че;1,1 в случае отказа двигателей. Для полного сход­
ства следовало бы планировать с выпущенными воздуш­
ными тормозами и несколько увеличенными оборотами дви­
гателей. Так как трудно определить, какие обороты следует
устанавливать, J1учше полностью убирать газ.
Расчет можно считать удачным, если второе выравни­
вание закончено перед началом ВПП.
ПродеJ1ав :несколько заходов на посадку при задроссе­
лированном двигателе с уходом на второй круг, а затем
и с посадкой, летчик запомнит расположение контрольных
точек, наметит ориентиры для их определения и уточнит
высоты.
При достаточной натренированности задачу можно
усложнить: дроссе.ТJировать двигатель на различном уда­
лении от аэродрома, выходить сразу на вторую или третью
149

коюроj1Ьl1ьн:• 'iuчки, выполнять заходы на посадку с выклю 0
ченным rидроусилитеJ1ем элеронов и т. д.
Каждому летчику нужно уметь выполнять посадки с
неработающим двигателем. Для этого требуется определен­
ная тренировка. Систематические учебные посадки с за­
дросселированными двигателями помогут летчикам приоб­
рести необходимый о:1ыт и выработают уверенность в воз­
можности посадки при отказе двигателей.
*

Воениыii ,11,етции nef)вoio u,11,,,rcn
~еиера,11,-по,11,иовиии ffвuaцuu Г. В. ан~:СНН
УЧЕТ ИЗМЕНЕНИЯ ВЕСА САМОЛЕТА-ИСТРЕБИТЕЛЯ
В IIOЛETE
Каждому летчику очень важно уметь анализировать
летные свойства самолетов, определять наиболее выгодные
условия для боевого применения. Знание того, как влияют
различные факторы на летные характеристики самолета,
позволяет летчику сознательно управлять самолетом, доби­
ваться полной реализаuии летных возможностей машины.
Как подойти, например, к оuенке маневренности само­
лета? Известно, что под маневренностью понимается сово­
купность всех возможных движений самолета. Однако та­
кое определение совершенно .не конкретно. Маневренность
можно определять граничными условиями. Так, сушествует
минимум п максиму:\~ скорос'!'и, минимум радиуса кри­
визны, мак,симум вертикальной скорости и пр. Одни огра­
ничения <определяются э1-rерговооруженностью (тяговоору-
Р
женностью
O
) самолета, другие - прочностью его кон-
струкuии, третьи - предельными аэродинам~~ческими си­
лами, четвертые - управляемостью и т. д.
Возьмем, к примеру, влияние изменения полетного веса
самолета на его маневренные качества. Нужно ли учиты­
вать это летчику-истребителю? Безусловно, да. Это позво­
лит ему полност~,ю «выжать» из своего самолета предель­
ные тактико-технчческие возможности, грамотно применить
1е или иные маневры и тем са!'.rым ;~,обиться превосходства
в ВОЗДУШНОМ бою.
Полетный вес са моле1 а не постоянен и в полете изме­
няется: он уменьшается за счет израсходования топлива,
151

боеприпасов, бомбовой и.1:ш десантной нагрузки и увеличи­
вается при дозаправке топливных баков в воздухе и при
обледенении. Кроме того, вес может изменяться за счет
различных вариантов ::;агрузки самолета.
Если рассматривать горизонтальный полет одного и
того же самолета на одной и той же высоте при различном
полетном весе, то при большем весе на максимальной ско­
рости потребуется болLший угол атаки для обеспечения
условия
V2
G=Y=Scy_P_
2
Следовательно, очень важно правильно оuенивать влия­
ние изменения веса самолета на горизонтальную, макси­
мальную и вертикальную скорости, па потребную тягу, угол
набора, дальность полета и время виража.
Это относится к самолетам всех типов. Однако у 1яже­
лых машин, например у бомбардировщиков, вес изменяется
во много раз больше, чем у истребителей, так как конеч­
ный пr)летныii вес бомбардировщика может быть почти
вдвое меньше начального, и этого нельзя не учитывать.
В данной статье рассматривается влияние изменения
веса на летные характеристики истребителей. Для нагляд­
ности возьмем самолет с поJiетным весом 6000 кг. Если
учесть необходимый запас топлива, можно допустить, что
полетный вес самолета изменится на 1500 кг. В этом слу­
чае запас 500 л топлива обеспечит кратковрс•менный воз­
душный бой и посадку (берем умышленно максимально
возможное изменение веса самолета).
Естественно, что такое изменение полетного веса само­
ifета определенным образом повлияет на потребную ско­
рость виража и его время. Если, например, наивыгодней­
шая скорость на выс:Jте 5000 м составляла 450 км/час
(истинная скорость 580 км/час), то теперь она будет равна
-
v-
G
4500
V= V0-.
/- =450
-
= 390 км/час,
VG0
6000
т. е. уменьшится на 60 км/час. При ведении воздушного
боя это скажется как на времени горизонтального маневра,
,·ак и на времени виража. Подсчитаем время виража в тех
же условиях при новом весе самолета, учитывая, что для
скорости 450 км/час t = 32 сек.
Из законов аэродинамики известно, что при прочих рав-
!52

ных условиях вре;,,1я виража изменяется прямо пропорцио­
нально скорости полета. Исходя из этого, можно олред~­
лить время виража при rкорости 390 км/час (истинная ско­
рссть будет 490 к,и/час)
t2=i1~=32•
490
= 27 сек.
V1
580
Другими словами, выигрыш во времени составит 5 сек.
Кроме того, следует учесть, что за счет большего избытка
скорости (или тяги) можно увеличить максимально воз­
можный угол кrена, благодаря чему время виража сокра­
тится еще на 2 сек.
Если рассмотреть горизонтальный полет самолета при
максимальной скорости с двумя различными полетными
весами, то для сохранения равенства подъемной силы и
веса необходимо лететь с разными углами атаки, т. е. с
разными значениями коэффициента Су.
На сколько процешов увеличится G (вес), на столько
же необходимо увеJшчить Су. Рост коэффициента подъем­
ной силы вызывает увеличение коэффициента лобового со­
противJ1ения, что приводит к падению максимальной ско­
рости. Изменение веса влияет и на величину посадочной
скорости.
Посадка - один нз наиболее сложных и ответственных
элементов техники пилотирования. В целях безопасности,
а главное простоты и однообразия выполнения этого эле­
мента полета, рекомендуется планировать на одной и той
же скорости. Тогда летчики приобретают определенные на­
выки, облегчающие расчет на посадку. Скорость планиро­
вания можно увеличить только в предеJrах, рекомендуемых
инструкцией.
•
Эти рекомендации справедливы только в тех случаях,
когда посадка производится при одном и том же полет­
ном весе самолета. Однако такие условия могут быть да­
леко не всегда, поэтому летчику необходимо точно знать,
как влияет вес на длину пробега. Дело в том, что в техни­
ческих описаниях и инструкциях длина пробега дается
обычно для посадочного веса. В действительности же об­
становка может сложиться так, что придется совершать
посадку вскоре после взлета, т. е. при весе, значительно
превышающем посадочный. При этом планирование и вы­
держивание необходимо производить на повышенной ско­
.рости. Увеличивать углы атаки нежелательно, так как за-
153

tiac rtодъемной силы для выравнивания будет меньше 1:!Ор­
мального как раз в том случае, когда он особенно нужен.
Можно считать, что длина пробега изменяется прямо
пропорционально весу самолета. Это означает, что если вес
уменьшится на один процент, то на столько же сократится
и длина пробега (рис. 1).
Изменение взлетного веса самолета влияет на ускоре-
ние при разбеге и на скорость отрыва. В.тrияние веса на
.k.
Lo
,,,
6
~,----------,,...,_____ Во
~*=м;>ФО-* ,>».< о ,о,:r
'G
•
Рис. 1. Относительное изменение длины пробега
при изменении полетного веса самолета (Go и
Lo - исходные, т. е. известные величины веса и
длины пробега)
длину разбега еше сильнее и тем больше, чем хуже по·
верхность аэродрома и чем меньше тяговооруженность са­
молета. При грубых расчетах и небольших изменениях веса
для взлета с аэродромов с твердым покрытием можно счи­
тать, что увеличение веса на 1% вызывает увеличение
длины разбега на 2 %.
Подсчитаем теперь, как изменяется потребная тяга при
изменении (уменьшении) веса самолета. Возьмем прямо­
Jшнейный горизонтальный полет. Потребная тяга здесь бу­
дет равна лобовому сопротивлению Из определения аэро­
динамического ю:~чества вытекает, что потребная тяга
G
Рпотр=- •
к
При полете с одним и тем же углом атаки (при одинако­
вом аэродинамическом качестве) потребная тяга будет из-
154

меняться прямо пропорuионально изменению веса самолета
(рис. 2). В этом случае изменение потребной тяги будет
равно
ЛG
ЛРпотр=- •
к
Для определения аэроди:1амического качества удобнее
всего воспо.льзоваться графиком (рис. 3), построенным длн
G=6000 мг
Рис. 2. С vменьшением полетного веса
уменьшае;ся потребная скорость и
потребная тяга
данного типа самолета. Из графика находим, что при
истиннJЙ скорости полета 600 км/час К = 8. С1едователы10,
!5:)0
потребная тяга уменьшится на -
= 190 кг.
8
Приведенные расчеты показывают, что с уменьшением
веса самолета снижаются величины потребной сю)рости и
тяги в горизонтальном полете. Одновременно увеличивэется
запас или избыток скороr1и, тяги и мощности. А это поло­
жительно сказывается на вертикальном и горизонтальноы
маневре, т. е. сокращзtт время выполнения виража (и дру­
гих фигур), увеличивает вертикальную скороС1'ь при подъ­
еме и угол набора высоты.
Как же из:11енится вертикальный маневр самолета и в
первую очередь его вертикальная скорость и угол набора
высоты?
'155

Известно, что вертикальная скорость зависит от скоро­
сти по траектории, располагаемой тяги, лобового сопротив­
ления и веса самолета. Если при увеличении полетного веса
скорость по траектории сохранится, то очень мало 'Изме­
нится на малых высотах и величина лобового сопротивле-
10
g
в
7
6
5
4
3
z
Нср .tН!3fCO!J Ou 5(J(J(Jн
о L.....,- -1---+ --'+ ---+ -1---- -----
'ЮО
Vucm. ,a,,,/1Jac
Рис. 3. Зависимость аэродинамического качества -са­
молета от истинной скорости полета
ния. Таким образом, с уменьшением веса самолета верти­
:кальная скорость будет возрастать. Можно приближенно
считать, что при уменьшении веса самолета на 1% на та­
кую же величину увеличивается и вертикальная скорость.
Найдем, какая же вертикальная скорость будет при
наборе высоты самолетом-истребителем с подвесными ба­
ками, если она без них состав.Тiяет у земли 41,6 лt/сек:
G
5350
V1, 1 =Vy-=41,6 • -=37 м/сек.
•
G1
6000
•
При уменьшении полетного веса до 4500 кг вертикаль­
ная скорость составит
G
5350
V,, .. =V,.-=41,6 · -"""'50 м/сек.
••
•G~
4500
156

Как видим, на вертикальную скорость - один из наибо­
лее важных пщ,аметров в воздушном бою - сильно влияет
изменение веса самолета (рис. 4).
В связи с тем, что многие летчики затрудняются отве­
тить, каков угол подъема при наивыгоднейшей скорости на­
бора, разберем это более подробно.
Взлетный режим
n• 11560 о6/•ип
Н=5000м
750
Рис. 4. Вертикальная ско­
рость возрастает с умень­
шением веса ,самолета
Рис. 5. Зависимость тяги двигателн от
высоты и скорости
Угол подъема за:висйт от избытка тяги и веса самолета,
т. е.
.
0
ЛР
srno=-.
G
Определим yroJI подъема на скорости 700 Kht/чac. Пред­
варительно по графику ( см. рис. 3) найдем аэродинамиче­
ское качество самолета на средних высотах ( от О до
5000 м). Оно примерно равно 7,5. Потребная тяга горизон­
тального полета при нормальном весе 5350 кг (без подвес-
5350
.
ных баков) будет -
5
= 700 кг.
7,
По графику на рис. 5 устанавливаем, какова распола­
гаемая тяга. Она составит 2100 кг. Тогда избыток тя'ги
др=: 2100- 700=1400.кг.
157

Таким образом, угол подъема с полетным весом 5350 кг
sin 0=
1400
=0 26· 8= 15°.
5350
'
'
На самолете с подвесными баками (полетный вес
6000 кг), но с тем же аэродинамическим каче,ством потреб-
6000
ная тяга будет больше ( -
= 800 кг). Изменится и угол
7,5
подъема
.
-
1300
sш8=-=О22· 0=12°5.
6000
'
'
'
Это подтверждается и показанием авиагоризонта. При
наборе высоты на самолете-истребителе с подвесными ба­
ками черта, показывающап 10°, находится выше линии го­
ризонта на 1-2,,.
А теперь рассмотрим, как влияет изменение веса само­
лета на угол подъема. Если считать, что вес самолета
у~1еныuится на 1500 кг, то избыток тяги увеличится, т. е.
ЛР= 1500 =200 кг.
7,5
Сш·довательно,
.
1500
sш0=-=033· 8=20°.
4500
'
'
Зависит ли максимальная скорость данного типа само­
лета от полетного веса? По аналогии с изменением потреб­
ной скорости от веса на этот вопрос подчас отвечают: «Да,
конечно, зависит». Так ли ,это?
Вспомним формулу для Vмакс. Вывести ее очень просто.
Исходя из того, что вся сила тяги затрачивается на прео­
доление сопротивления воздуха, получим
р S V~акс
=СД ~'
откуда
V
-
2P
V :макс= 3,6
-- км/час.
CxpS
Здесь вес в формулу не входит. Но это не означает, что
он не влияет на максимальную скорость. Ведь в формулу
входит Сх, величина которого изменяется с изменением
i&8

(обязательным при rtepexoдe к новому весу) угла атаки.
Однако в области малых углов атаки, характерных для
этого режима, с уменьшением веса максимальная скорость
повышается очень незначительно. Объясняется это тем, что
изменение угла атаки слабо сказывается на Сх. Для нашего
примера увеличение максимальной скорости составит всего
лишь 10-15 км/час; этой величиной практически можно
пренебречь. Другое дело, если самолет сильно нагружен и
полет происходит на бnльших высотах. Здесь углы атаки
достаточно большие и вес ощутимо влияет на максималь­
ную скорость.
Итак, если набирать высоту с разными весами, но с од­
ной и той же скоростью по траектории, то при большем
весе будет большее лобовое сопротивление за счет увели­
чения угла атаки. Вот почему влияние веса на вертикаль­
ную скорость оказывается очень сильным:
ЛVу
ЛG
--=-Ка--.
Vy
G
Здесь коэффициент -Ка по величине больше единицы
и увеличивается с высотой полета. Величина его зависит от
конструктивных параметров и тяговооруженности самолета.
Уменьшение удельной нагрузки на крыло и увеличение
удлинения уменьшают коэффициент Ка.
Влияние веса уменьшается при увеличении скорости по
траектории при подъеме за исключением области волнового
кризиса.
Изменение полетного веса сказывается и на величине
наивыгоднейшей скорости полета. Из формулы
видно, что увеличение веса самолета на 1% вызывает уве­
личение Vнаив на 0,5%. Таким образом, увеличение веса са­
молета снижает его максимальную скорость и увеличивает
наивыгоднейшую. А это приводит к сокращению диапазона
скоростей горизонтального полета.
*

~-~·-_---=--~-
--= -
------
--- --- -
;~-
~--~----·
Доптор niexuuчecnux:·нлyn Г. С. БАЛА '1ЕВ
u U'IIЖC'llCJ} м. г. ROTHR
СВАЛИВАНИЕ И ШТОПОР СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ
Сваливание и штопор не являются необходимыми
эксплуатаuионными или боевыми маневрами самолета. Од­
нако современные самолеты по сравнению с более старыми
имеют не меньше предпосылок к непроизвольному или слу­
чайному выходу за закритические углы атаки с последую­
щим сваливанием и возможным дальнейшим переходом
самолета в штопор. Поэтому тщательное изучение свали•
вания и штопора, включая наиболее надежные методы вы­
вода самолетов из них в нормальный режим полета, имеет
важнейшее практическое значение.
П,т >О.если скорость убеличиllаетс,
(111южим к спинке сиденья)
• Пх<О. если скорость уменьшается
(отрыО от спинки сидены1)
Пу>О-11vижим ксиденыо
ny<O-omvыtJ от сидены,
111 <0-nрижuм к 11рабому
liopmy
Знаки 83 приdодятся
к праОому элерону
Рис. 1. Система осей координат и правило знаков
160

Прежде чем переходить к более детальному рассмот­
рению этих явлений, необходимо условиться об определе­
нии самих понятий, принять систему координат и правило
знаков (рис. 1).
Сваливанием принято называть непроизвольное
движение самолета при превышении критичес1юго угла
атаки. Критический уго,1
атаки аир определяется .11ибо су
по
началу
уменьшения •
подъемной силы (рис.· 2) с
дальнейшим ростом угла
атаки, либо по началу не-
произвольного
кренения
(авторотации)
самолета.
of;o
or"p
ct
В первом с.11учае аир соот­
ветствует максимальной ве­
личине коэффициента подъ­
емной силы; во втором
случае этот угол может
быть меньше угла атаки,
при котором значение су
максима.11ьное.
Рис. 2. Зависимость коэффициента
подъемной силы от угла атаки при
отсутствии .вращения самолета от­
носительно его продольной оси
(ffiж = О)
Как известно, замедление роста подъемной силы и за­
тем ее падение с увеличением угла атаки объясняется воз­
никновением местных срывов потока на крыле самолета.
Если эти срывы симметричны на правой и левой полови­
нах крыла, то даже превысив угол атаки, при котором зна­
чение су максимальное, сваливание самолета в полете будет
происходить в основном в виде «клевка» самолета на нос.
Если же при некотором угле атаки местные срывы потока
на крыле будут несимметричны, то сваливание самолета
произойдет на крыло и угол аир в этом случае может быть
меньше угла атаки, при которо:v1 значение с11 :1,1аксимально.
При появлении угловой скорости крена (wx=l=O) углы атаки
сечений на одной половине крыла будут увеличиваться, а
на другой, наоборот, уменьшаться тем больше, чем ближе
рассматриваемые сечения к концу крыла (рис. 3). Вслед­
ствие :...;нтенсивного развития местных срывов потока гrри
вращении самолета (wx=I= О) коэффициент подъемной
силы с увеличением угла атаки может уменьшаться
(рис. 4). В этом случае при перетягивании штурвала вслед
за сваливанием самолета на крыло будет происходить и
так называемый «клевок» самолета на нос.
161

162
Рис. 3. Изменение угла атаки сечений крыла по раз­
маху при 11аличии угловой скорости крена
Cg
:---✓1
1
1
1
1
1
2
d
Рис. 4. Кривые Су = f (а) для самолетов старой и современ­
ной конструкций:
1 - су= f (а) при w х = О для са:11олета старой конструкции;
2 - су = ft.a) при "'х = О для самолета новой конструкциr1;
3_ су=f(a)при"'х+О

После сваливания самолет может войти в штопор.
Штопором принято называть движение самолета по
спиралевидной траектории с самовращением (авторота­
цией) при закритических углах атаки. В этом случае рас­
сматривается угол атаки центрального (нередко условного)
сечения крыла.
Центральной линией, или осью указанной выше спира­
левидной траектории (рис. 5), в общем случае является не-
'i':a.:::,
,, ... -,
d----\,... _
/U
,." -
~-.-:т-ё?
'-......:..-...........
.с-
\\
~' Траектория горизонтального
•·~
~
·k
полета
1.
.
,,
ъ
,.
'
---
ось штопора '\,
---
траектория центра i \
у)
тяжести штопорнщег[)\ 1
.,,
CQIJOPe/1'lfl
t
'1
'.
,.
~
'{
1
/
·\
11
J
11
а
1
tJ
Рис. 5. Траектории полета самолета в режиме штопора:
а - при с11аливании на ма.аых скоростях; б
-
при сваливании на
больших скоростях
которая пространственная кривая, которая в начале и в
конце штопора может юv1еть различные углы наклона к го­
ризонтальной плоскости и только в режиме установивше­
гося штопора является вертикалью.
Характеристики движения самолета при сваливании,
штопоре и выводе из него являются результатом сложного
взаимодействия конструктивно-аэродинамических па рамет­
ров самого самолета, условий полета и положений рулевых
поверхностей, отклоняе:--1ых летчиком при пилотировании.
Переход к стреловидным и треугольным формам крыла и
оперения, рост удельной нагрузки на крыло, увеличение ли­
нейных и объемных размеров фюзеляжа и его нагрузки,
применение управляемого стаби.rrизатора явились главны~ш
163

причинами, вследствие которых характеристики сваливания
и штопора современных самолетов отличаются от этих же
характеристик самолетов периода Великой Отечественной
войны. Кроме того, значительно расширились диапазоны
используемых скоростей и высот полета. Один и то1 же
современный самолет может иметь режимы полета с дозву­
ковыми, околозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями, а
плотность воздуха в диапазоне возможных для современ­
ного самоJrета высот полета изменяется более чем в десять
раз. Поэтому характеристики сваливания, штопора и вы­
хода из штопора одного и того же самолета могут быть
существенно разJ1ичными в зависимости от условий исход­
ного режима полета. Вследствие этого наиболее эффектив­
ные и надежные на практике методы пилотирования само­
летов при выводе их из сваливания и особенно из штопора
стали более многообразными. Применение так называемого
стандартного метода вывода само.1ета из штопора нередко
может привести к опасным последствиям.
Рекомендации по выводу самолета из начальной стадии
штопора - сваливания
-
часто отсутствуют в инструкuиях
по технике пилотирования данных ~а:v1олетов. Для всех оче­
видно, что, если своевременно прекратить сваливание са­
молета, можно предотвратить переход его в более опасный
режим - режим штопора. Для этого прежде всего· необхо­
димо при пилотировании не превышать критических углов
атаки. Если же самолет по каким-либо причинам вошел в
штопор, необходимо уверенно вывести его в нормальный
режим полета с мини:v~альной потерей высоты.
В настоящей статье анализируются предпосылки и ус­
ловия выхода са~rолета на критические углы атаки и ре­
жимы сваливания, освещаются некоторые особенности
режимов штопора современных са:vюлетов, а также дается
обоснование в порядке предложения общих рекомендаций
по выводу самолетов из сваливания и штопора.
Сваливание самодета
Сваливание при прямолинейном полете. Рассмотрим
вначале минимальные скорости, соответствующие началу
сваливания при практически прямолинейном полете, когда
подъемная сила самолета У равна его весу G. Такое свали­
вание может быть по.1учено при плавном торможении са­
молета, т. е при \1едленном у,1еньшении скорости полета
164

до Мiшймальной Vcn- 13 практике такое движение самолета
получилоназвание «потери скорости».
Проанализируем записанное приборами-самописцами
изменение параметров движения самолета при выполнении
торможения до сваливания (рис. 6). Как видно из рисунка,
V,,рю,1/ча~
400
200
rrxr
к
HnpM
5000
....
ry,z, 1/с~к
1', /1,1
ы, 1/ct,
а
о
1
-о.
~) -а.2
(0
о.в
0.6
0.4
liв,н
4
2
·О
.г
·4
·б
·8
-ю
/
п:
6
4
2
в
"'
а
/О
~
,v
-
zo
зо
40
1
1
1
Hnp
/
Vпр
(,)у
11
Ыz
'
О•
11
•=·
,-.
L'
1
Пу
11
-
1
l!э
1
h
-L•
~-
~
,1...,
-
он
-
IJв
--
,_
50
60
70
80
90 t.сек
Рис. 6. Торможение ,самолета в прямолинейном горизонтальном полете
до сваливания
угол отклонения руля высоты бв плавно нарастал до мо­
мента начала сваливания, скорость полета Vпр плавно
уменьшалась, перегрузка ny и высота полета Н практиче­
ски оставались неизменными. Самолет летел без крена и
рыскания, т. е. угловые скорости крена Wx и рыскания w11
были равны нулю. Начало сваливания характеризуется по­
явлением непроизвольного кренения и разворота самолета
и уменьшением перегрузки, несмотря на то, что элероны и
руль направления были практически неподвижны, а руль
высоты продолжал отклоняться вверх.
165

К.ак известно, величина перегрузки определяется отно­
шением подъемной силы к весу_ самолета, т. е.
у
n=-.
G
Если известны критические углы атаки, то, зная зависи­
мость су= f (а), можно определить минимальные индика­
торные скорости, при которых произойдет сваливание са­
молета в прямолинейном полете. Для этого по заданному
режиму работы двигателей и положению закрылков нужно
найти величину Су св, соответствующую аир, а затем по
формуле
2G
✓-
Vсв= ~
Ус/
определить индикаторную скорость Vсв в м/сек или по фор­
муле
в км/час (ро = 0,125 кг-сек2/м 4 ).
Если теперь учесть инструментальную поправку при­
Су
rL
Рис. 7. Зависимость коэффициента
подъемной силы самолета от угла
атаки:
1 - при работе двигателя в режиме
малого газа (закрылки выпущены на
посадочный угол); 2- на номииаль­
ном режиме (бз=О); З - в режиме ма-
лого газа (бз=О)
166
бора, поправку на измене­
ние статического давления
воздуха в месте расположе­
ния приемника воздушных
дамений (аэродинамиче­
скую поправку) и поправку
на влияние сжимаемости
воздуха, то получим прибор­
ную скорость сваливания.
Так как режим работы
двигателей и положение за­
крылков влияют на вели­
чину Су св (рис. 7), то и ско­
рости сваливания на разных
режимах будут различными.
Чем больше тяга двигателей
и чем на больший угол вы­
пущены закрылки, тем обыч­
но меньше скорость свали­
вания при торможении в
прямолинейном полете.

Сваливание при маневре. Сваливание и переход само­
лета в штопор возможны не только при плавном торможе­
нии в режиме прямолинейного полета, но и в режиме кри­
волинейного полета, т. е. полета с перегрузкой. Если летчик
относительно резко отклонит ручку (штурвал) на себя,
самолет может с перегрузкой выйти на критический угол
атаки на скорости, значительно превышающей Vсв в прямо­
линейном полете, так как начало сваливания опре!еляется
не скоростью полета, а выходом самолета на критический
угол атаки.
В полете на дозвуковых скоростях практически на лю­
бом самолете отклонением руля высоты (управляемогn
стабилизат,ора) можно создать аэродинамические моменты,
выводящие самолет на критический угол атаки. При сверх­
звуковых скоростях вследствие значительного увеличения
степени продольной статической устойчивости самолега и
уменьшения эффективности руля высоты (стабилизатора)
даже полным отклонением штурвала или ручки на себя
самолет обычно уже не может быть выведен на критиче­
ские уг..лы атаки, если при этом нет крена и рыскания.
Пусть сваливание самолета. в криволинейном полете
произошло при индикаторной скорости V в момент выхода
самолета на угол аир, Подъемная cиJia самолета в момент
начала сваливания будет
а перегрузка
PoV2
Уев= с)'евs -2- ,
Уев
пев=--.
G
На основе равенства У = G (в горизонтальном полете)
можно записать, что
Тогда.
Следовательно, сваливание самолета возможно на лю­
бой скорости полета созданием соответствующей пере­
грузки. Чем больше скорость, тем большей должна быть
потребная для сваливания самолета величина перегрузки.
167

Например, если в прямолинейном полете (п = 1) свалива­
ние происходит на скорости Vев = 200 км/час, то на ско­
рости V = 300 км/час сваливание произойдет при пере­
грузке пев = 2,25; при скорости V = 400 км/час - при п = 4
ит.д.
Из приведенных рассуждений следует, что если факти­
ческая перегрузка п меньше пев, то хотя скорость полета V
и будет "меньше скорости Vев горизонтального полета, само­
лет не выйдет на угол аир и сваливания не произойдет.
Например, если Vсв = 200 КАt/час и фактическая скорость
в рассматриваемый момент 140 км/час, а перегрузка
пФ< 0,49, то фактический угол атаки самолета будет
меньше аир и самолет не станет сваливаться. Это обстоя­
тельство используется, в частности, на современных само­
летах для достижения так называемого динамического по­
толка и для рекордных полетов на высоту. При выполнении
подобных полетов летчик на определенной высоте, обычно
ниже статического потолка, разгоняет самолет до макси­
мальной скорости, чтобы сообщить ему наибольшую кине­
тическую энергию (рис. 8). После этого, отклоняя ручку
на себя, летчик создает перегрузку 11 > 1 и переводит само­
лет в набор высоты. Скорость полета при этом начинает
уменьшаться.
В проuессе набора летчик постепенно уменьшает пере­
грузку, делая ее меньше единицы. Хотя на траектории на­
бора, кривизна которой обращена кверху (участок 3-4 на
рис. 8), перегрузка меньше единицы, набор высоты продол­
жается благодаря приданному на участке 2-3 положитель­
ному углу наклона траектории. На вершине траектории
скорость полета может быть значительно меньше Vев в ре­
жиме горизонтального полета (пев = 1), но вследствие того,
что фактическая перегрузка самолета меньше единицы,
самолет еще управляем и не сваливается.
Первый участок снижения самолета с максимальной
достигнутой им высоты также должен происходить с пере­
грузкой п < 1 по крайней мере до тех пор, пока будет
достигнута скорость V > Vев•
Если не учитывать влияния сжимаемости воздуха на ве­
личину су 013 , т. е. полагать, что Су 013 в полете не зависит от
числа М, можно по формуле
168
г­
V=VсвУ пев

вычислить скорости, при которых наступит сваливание в ре­
жиме полета с перегрузками (рис. 9). Как видно из ри-
R
Макr.имапьная /}ысота
ycmaнnffuflшeгor:я попета
-
-х-х-х- ---- -
(стати11еский пптолпк)
L--~
n·I
4
l,
Рис- 8. Примерная траектория полета самолета для
достижения наибольшей высоты (динамического
лотолка):
1-2
-
участок разгона самолета для достижения макси­
мальной скорости (М макс): 2-3
-
криволинейная часть
траектории полета при наборе высоты с п у > 1; 3-4 -
криволинейная часть траектории полета при набор~
высоты с 11)' < 1; 4 - вершнна траектория \Н макс)' где
V<V ип <1
св
у
Vz~
soo1----+- -,-- +-~ - --+- -+- -:t..---1
400f--+ --+ -' - -t --- -,,.+~-1 - -~ -I
200~-t:-.Скорость с6алц6а,щя ре­
жиме прямолинейного гори-
Шil 1-r'-+--"з'"",.н_.,..n_ал_ь_Н,-тог___о_п-тол_е_т.,.а
____
'
о '----''---__. _
__.,_. .. ... __... ,_ _ __,_ __ _ _,
о
2J456ny
Рис. 9. Граница дО1Пустимых из усло­
вий сваливания скоростей полета в
зависимости от перегрузки самолета
(величича сУев постоянна для всех
чисел М)
сунка, даже при скоростях полета, близких к нулю, с·вали­
вание в случае непревышения аир не происходит, если пере­
грузка близка к нулю. Однако, чтобы самолет все же
169

оставался управляемым, необходима определенная скорость.
полета, которая позволяла бы летчику с помощью pyлeiic
парировать случайные отклонения самолета от требуемого,
режима и для уравновешивания инерционных и гироскопи­
ческих моментов, которые возникнут при этом.
c!lc
-
/J
1,2
to
-
Q6
а4
0.2
о
~"''
~~
1
!
1
-
1
к1
r---.
1
i1
0.2O.J040.50.60.7О.В0.91.0М
Рис. 10. Зависимость величины Сисв
от числа М
Если в полете число М превышает 0,5-0,6, то сжимае­
мость воздуха заметно влияет на величину сУсв (рис. 10)
и ето должно учитываться при определении скорости свали­
вания в полете с перегрузкой. В этом случае можно поль­
зоваться более общей формулой, а именно:
Сусв
пев=--,
Cyr. п
где Су св - коэффициент подъемной силы в момент начала
сваливания при заданном числе М;
cu,.. п - коэффициент подъемной силы, необходимой
для выполнения горизонтального полета с тем
же числом М.
Влияние высоты, скорости полета и удельной нагрузки
самолета на величину перегрузки пев- Для более нагляд­
r\ОГО представления влияния названных факторов на пере­
грузки при сваливании самолета покажем на одном при­
мере изменение в зависимости от числа М величин Су св и
c?lr. ,, для
заданных высот и постоянной удельной нагрузки
на крыло (рис. 11).
170

&
пс
10
9
8
7
6
5
4
з
2
о
Csr.n.- -~-~ --- --.~ --' --,,.. -... .,... -,-- .... .,.- -+--;
(21---- ' "'i "" .... ... ~i "" " ': d :: - ➔-t--+-- +-t---l
(Ot---t- -t\--1':--1 . ., _. t""t--""'r;;t--t - -: --i
ав1---+-+->.-+~1+---+-"<­
о,51---1--+-......;_-1-_
0,41- --1- -+- ......;- -1-- ·:
О,21----1--4-+--+-1---+--+=="1----+--1
о '--..:....С--'---''---'--'---'--.,____._ __, _ __ ,
аг о.з О.4 o.s о.Б о.1 о.в о.э wм
Рис. 11. Зависимость величин сУсв и сУr.п
от числа М и высоты полета при удельной
нагрузке на крыло самолета 400 кг/м 9
1
/ Н=4км
-
-
-
nc0 при неизменном Сусв
/
/
'
1/
/
Н=Вкм
/
/
/
/
/
/
Н=4км-
,
/
V
/
V ;<.
/
/
1/ '-V"
I
/
~1-
/
,/
"11= 12 км
,_
!У,
,,
/
1/
"Н=Вкм
J
/
.,,,..-
,..._ _
/
V,v
,,, ,
,,,,~
р
,,,
. ,, Н=14км
1//
.,,
_/
Н=f2км
~~-
---,
,,,
__
,,,,
Н=74км
оа10.2о.зо.4o.sо.во,7о.во.в1,0м
Рис. 12. Зависимость перегрузки при сваливании от числа М и вы­
соты полета
171

Проследим влияние скорости (числа М) на изменение
r:ерегрузки Пев на одной и той же высоте полета, например
4 кл~. В точке пересечения кривых сУсв и Су r. п перегрузка
Пев = 1 и число М ~ 0,3 соответ,ствуют минимальной ско­
рости прямолинейного полета на данной высоте. С увели­
чением числа М коэффициент cYr. п уменьшается. Если бы
при этом сУсв не изменялся, то перегрузка, определяющая
начало сваливания, была бы тем больше, чем боJ1ьше
чисJю М (рис. 12). Но так как с некоторого значения
ЧИСЛа М ВеЛИЧИНа Су 0в начинает уменьШаТСЯ, перегрузки Пев
значительно уменьшаются и на всех высотах в данном при­
мере достигают максимальных значений при М в диапазоне
0,7-0,8.
С увеличением высоты полета плотность воздуха умень­
шается и коэффициент подъемной силы, требуемой для го­
ризонтального полета при одном и том же значении числа М
(воздушной скорости самолета), увеличивается. Поэтому
перегрузки Пев, при которых начинается сваливание само­
лета, с увеличением высоты уменьшаются (см. рис. 12).
Влияние удельной нагрузки крыла G/S на перегрузки пев
легко оценить, если формулу
представить в виде
G
с
=--
Уг. п
pV2
s-
2
G
s
с
=--
Уев
kpM2'
где k - коэффициент пропорциональности (постоянная ве­
личина);
р - атмосферное давление.
Как видно из формулы, изменение удельной нагрузки
на крыло эквивалентно изменению атмосферного давления,
т. е. высоты полета. Поэтому зависимость коэффи­
циента сУсв и перегрузки пев от удельной нагрузки на крыло
может быть представлена графиками, аналогичными при­
веденным на рис. 11 и 12. Только в етом случае вместо
заданных значений высоты следует вычислить соответ­
ствующие им значения G/S (рис. 13 и 14).
172

10
9
8
7
6
5
4
3
2
о
f=1гsкzfм2217кг/м2400кг/м2 --t - -+- - - -t - -+- - -1
547кг/м2
1.2t-"..,.... ...., .....,..,. ....ttd.; -: --1~ -- t- -- -+ --1I---+ - ~
tDr----t --l\ - -- -i'<--1-1- - -- -'-+'~f---+ -- -! - -+ -- --I
O.Bt-+-t -;- --t---'lft----,~+~,--f--+---1
Q6r----t-----1г----1-"..-+-"'-cl--+----"',c-'"6!-c::--J-I
а4r---г----1г-+--+_,.,,.t---Р....._ь+-"""!--1
0.2t--t- -- - -l- -t-- -+-+- -+ -F""""'-+- --I
о'---:'-_.,___. _ _.,___. _ _,..._...... _ _.. _ __ _.. _ _
0.2 0.J 0,4 0.5 О.6 О,7 0.8 0.9 1.0 М
Рис. 13. Зависимость величин Су св и Су r. п
· от:
числа М и удельной нагрузки на крыло (вы­
сота полета 12 км)
IG1
!
ts=125кг/м2
/
/
-
-
- nco при неизменном C!Jc6
/,
11·
I
~17кг/м 2
/
/
/
J
1
/
/
1
J
1/
/
,
125кг/м 2
/
//~,,,
V'
V
J
,
_j .L
,,
40Окг/м2.
,
V
,
,,,,
1
,,
,,,
217кг/м 2
д
;/
_,,,,- -....... ,,-
/1
1
//V
,,, / ---~
1
у
,;
~,,,54'1кг/мZ
-
/1/
,,,,
~·
---г ~10Окг/м 2
,,,,
~i--;:-:
~-
,.,
547кг/м 2
1
О0,10,20,30,40,50,60,70,80,91,0м
Рис. 14. Зависимость перегрузки при сваливании от числа Ми удель­
!ЮЙ нагрузки на крыло (высота полета 12 клt)

Таким образом, увеличение как высоты полета, так и
удельной нагрузки на крыло уменьшает перегрузки пев, при
которых наступает сваливание самолета.
Сваливание самолета из-за болтанки. Практически опас­
ность выхода самолета на критические углы атаки и свали­
вания при болтанке создают вертикальные потоки (иными
словами, имеют значение в основ-
ном лишь вертикальные слагае­
мые скоростей перемещения воз­
душных масс). Горизонтальные
потоки ИJIИ порывы ветра незна-
Рис. 15. Изменение величины угла атак,~
под действием порыва ветра
1
1
1
1
1
1
1
1
Лric8 -. .:
1
or, o(z
rtкp at
Рис. 16. Зависимость коэф­
фициента подъемной силы
от угла атаки
чительно изменяют угол атаки самолета, и поэтому .лишь
на крайних режимах полета он может превысить аир­
Однако вряд ли летчик при болтанке будет выполнять по­
лет на таких режимах, когда сУг. п по величине будет
близок Сусв·
Рассмотрим встречу самолета с вертикальным восходя­
щим потоком воздуха. Если самолет до встречи с потоком
имел угол атаки а1, которому соответствовал коэффиuиент
подъемной силы су 1 , то после входа в поток увеличится и
угол атаки (рис. 15) и коэффиuиент подъемной силы
(рис. 16). Чтобы самолет был выведен на критический угол
атаки, восходящий поток должен создать приращение угла
атаки, равное или большее Ласв- Для этого его вертикаль­
ная скорость должна быть
Wсв= VЛасn•
Кроме того, восходящий поток должен иметь резко очер­
ченные границы (рис. 17), а самолет мгновенно влетать в
него. Хотя в действительности последние условия не вы­
полняются, это не изменяет существа пос.ледующих выводов.
Как видно из приведенной формулы, чем с мещ,uщм

уrлом аtакй tфоисхбдит полет самолета и чем больше его
воздушная скорость, тем большей должна быть скорость
восходящего потока, чтобы вывести самолет на критиче-
Рис. 17. Условно принятая форма вос­
ходящеr() П()Т()Ка В()ЗДУХil
ский угол атаки. Но так как вследствие влияния сжимае­
мости воздуха с увеличением скорости полета критический
,угол атаки акр уменьшается, величина Ласв может умень-
Wr,flм{ceк
W1 сб м/сек
24 f--t- - -- -- --,/--------, .F- -- -±=~;,-\ -+- -- -,
12
0.4 0.5 0,6 О.В О.В 0.9 М
Рис. 18. Зависимость истинной и индикаторной
скорости ветра в вертикалыюм порыве от
чттсла М и высоты полета (G/S = 400 кг/1,1 2 )
шаться более интенсивно, чем увеличивается скорость. По­
этому скорость восходящего потока lV св при некоторых
числах М также может уменьшиться с увеличением ско­
рости полета (рис. 18}. Следовательно, каждой высоте
полета самолета соответствует определенный диапазон чи-
175

сел М, при котором величина Wсв максимальная. С увели­
чением высоты полета величины Wсв и особенно Wi зна-
св
чительно уменьшаются. Летчик должен хорошо знать
наивыгоднейшие значения чисел М и высот полета, чтобы
изменением режима максимально обеспечить безопасность
полета при встрече с интенсивной болтанкой.
Продольная устойчивость и сваливание самолета. При
продольной неустойчивости самолета на больших углах
атаки сваливание его су­
ществеюю облегчает,ся.
Такая неустойчивость бо­
лее вероятна для самоле-
Рис. 19. Балансировочная кривая от­
клонений руля высоты, необходи­
мых для уравновешивания самолета
по моментам аэродинамических сил
в зави,симости от К{)эффициеита Су;
с Уо и 08 бал соответствуют исход-
ному режиму полета:
J,2и3- точки,вкоторых Су=сУев
тов со стреловидным кры­
лом.
Чтобы проанализиро­
вать поведение в полете
самолета,
у
которого
имеется область неустой­
чнвости, или, как часто
говорят, «ложка» в устой­
чивости, рассмотрим ба­
лансировочную
кривую
отклонений руля высо­
ты 6в, необходимых для
уравновешивания
само­
лета по продольным мо­
ментам
на установив-
шихся режимах полета в
зависимости от коэффициента Су (рис. 19}.
Положим, что исходному режиму установившегося по­
лета, т. е. полету, при котором параметры движения само­
лета (скорость, угол атаки, угол тангажа, перегрузка
и т. д.) сохраняются неизменными, соответствуют коэффи­
циент су 0 и отклонение руля высоты 6вбап• необходимое для
балансировки самолета в этом режиме.
Отрицательный по знаку наклон балансировочной кри­
вой свидетельствует о том, что самолет обладает статиче­
ской продольной устойчивостью в области малых и средних
значений Су < Сvдсп . Действительно, если на самолет подей­
ствовал восходящий поток воздуха, который увеличил угол
атаки, то Су станет больше су0 . Если при этом руль высоты
остался в прежнем балансировочном положении 6в 6 ап, на
самолете возникнет аэродинамический момент на пикирова-
176

ние. Для балансировки самолета при су > су0 руль высоты
необходимо поднять вверх, чтобы создать равный по вели­
чине кабрирующий момент для уравновешивания указан­
ного выше пикирующего момента от изменения угла атаки.
При Су >сУдсп положительный по знаку наклон балан­
сировочной кривой (до вершины) свидетельствует о про­
дольной неустойчивости самолета на ~этих режимах. Вели­
чина сУдоп, при которой начинается неустойчивость само­
лета, обычно принимается как предельно допустимая в нор­
мальной эксплуатации. Если полет будет происходить на
режиме, при "отором Су = сУдсп , то достаточно самого
незначительного вертикального порыва, чтобы самолет
самопроизвольно стал увеличивать угол атаки и перегрузку.
Поэтому длительный полет самолета на режиме, когда
Су = Су доп' при таких характеристиках устойчивости неже­
лателен.
Рассмотрим, какова должна быть скорость вертикаль­
ных потоков воздуха при болтанке, чтобы самолет не вер­
нулся в исходный режим полета с коэффициентом су0 •
Предположим, что летчик не вмешивается в управление и
руль высоты «зажат», т. е. сохраняет неизменным свое
исходное балансировочное положение 6в 6 ап . Как следует из
рис. 19, во всех случаях, когда восходящий поток не уве­
личивает угол атаки до значения, которому соответ­
ствует су 1 , самолет будет возвращаться к исходному ре-
жиму полета с коэффициентом Су 0 . Действительно, при
Су< су 1 и отклоненном руле высоты на угол 6в 6 ап у само­
лета будет неуравновешенный аэродинамический момент на
пикиров:шие, стремящийся вернуть самолет к устойчивому
режиму балансировки при су 0 . В режиме с су 1 при угле 6в 6ап
самолет сбалансирован по аэродинамическим моментам, но
этот режим неустойчивый и при малейшем внешнем воздей­
ствии самолет будет стремиться перейти в устойчивый
режим балансировки с су 0 или Суп в зависимости от знака
подействовавшего на самолет внешнего возмущения.
При переходе в режим с большими значениями коэффи­
циента cv самолет может не успеть достигнуть устойчивого
режима балансировки, если величина сУсв, соответствую­
щая началу сваливания, меньше, чем Суп (см., например,
точки 1 и 2 на рис. 19). Если сУсв> су 11, самолет может
сбалансироваться при су 11 в устойчивом режиме баланси-
177

ровки с от,клоненпым рулем высоты на угол 6вбап· Но если
Су св < су 1 , самолет, перейдя в режим с Су > сУдоп, может
свалиться раньше, чем он дойдет до Сур
Для вывода самолета из режима балансировки с коэф­
фициентом с,,,н летчик должен отклонить руль вниз (ручку
или штурвал отклонить вперед), чтобы преодолеть кабри­
рующий момент, возникший вследствие неустойчивости
СУо
1-нобласть
gcmoiiчu6ocmu
:rlласть
gстоичиОости
Оdлать
неgстойчи8ости
Рис. 20. Балансировочные кривые самолета для .
различных чисел М; точка А характеризует режим
балансировки· .самолета при полностью отклонен­
ном штурRале (ручке) во 2-й области устойчивостп
самолета
самолета. Максимальная величина этого кабрирующеrо
момента соответствует вершине балансировочной кривой
между точками сУ! и Суп•
При определенном стечении обстоятельств (слишком
задняя центровка, недостаточно удачная аэродинамическая
компоновка самолета, влияние упругих деформаций кон­
струкции} степень местной неустойчивости самолета и каб­
рирующие моменты могут быть настолько велики, что даже
полного отклонения вперед штурвала (ручки) может не
хватить для возвращения самолета из режима больших
околокритических углов атаки в нормальный режим полета,
т. е. наступит потеря управляемости самолета. Это может
быть, например, в полете при М = 0,8 (рис. 20). Потеря
управляемости выразится в том, что даже при полном
отклонении штурвала вперед самолет будет лететь с :1ере­
грузкой, увеличивая угол тангажа и угол набора высоты.
178

Выше было рассмотрено движение самолета без учета
того, что при переходе в режим с Су > сУдсп , кроме изме­
нения балансировки самолета по аэродинамическим момен­
там, нарушается и баланс сил, действующих на самолет.
В частности, на больших углах атаки сильно возра­
стает лобовое сопротивление, которое уменьшит скорость
(число М) полета. При этом неустойчивость самолета мо­
жет также уменьшиться, а управляемость восстановится,
т. е. ее потеря будет временной. Когда число М станет
меньше О, 7, пикирующие моменты от руля высоты по абсо­
лютной величине станут больше кабрирующих моментов
неустойчивости и самолет интенсивно уменьшит угол атаки
и коэффициент Су.
Тщательно изучив характеристики продольной устойчи­
вости эксплуатируемых самолетов на больших углах, инже­
неры могут правильно выбрать задаваемые летчику режимы
полета и маневры, а летчики будут знать, как ведет себя
самолет, когда фактический угол ата1ш близок к допусти-
1мому или случайно превысит его, и правильно пилотиро­
вать самолет в этих случаях.
Возможность сваливания при полете с неработающими
бустерами. Самолеты с бустером в системе управления ру­
лем, у которых возможен переход на ручное управление
при выключенном или отказавшем бустере, могут свали­
ваться из-за неправильного использования аэродинамиче­
ского триммера на руле высоты. Чтобы разобраться в при­
чинах этого, необходимо рассмотреть зависимость характе­
ристик продольной устойчивости и управляемости само­
лета от числа М, особенно при околозвуковых скоростях
полета.
Как известно, при переходе от дозвуковых к сверхзву­
ковым скоростям полета вследствие происходящего при
этом смещения назад центра давления и аэродинамического
фокуса крыла степень продольной статической устойчи­
вости самолета резко возрастает (рис. 21). Так как откло­
нения руля высоты при сверхзвуковых скоростях не изме­
няют аэродинамических нагрузок на впереди лежащей по­
верхности стабилизатора 1, а меняют нагрузки только на
самом руле, его эффективность значительно уменьшается.
Шарнирные моменты руля высоты, как и степень устойчи-
1 Изменение воздушного давления распространяется вперед со ско­
ростью, равной разности 1корости звука и скорости обтекания оперения
потоком воздуха, близкой к истииноji скорости nолета.
179

вости, сильно возрастают вследствие смещения назад цен­
тра давления а1эродинамических сил на руле высоты. При­
ближенно можно считать, что распределение аэродинами­
ческой нагрузки по хорде руля при дозвуковом обтеканйи
о
Шарнирные моменты
____
.руля
'
Проаольная статичес­
кая устойчи8ость
Эфq,ектибность руля
м
Рис. 21. Характер изменения степени продоль­
ной статичес1<ой устойчивости самолета, эффек­
тивности и шариириых моментов руля высоты
при переходе от дозвуковых к сверхзвуковым
скоростям полета
имеет форму треугольника с результирующей, незначи­
тельно смещенной назад от оси вращения руля, а при
сверхзвуковом обтекании - форму прямоугольника с ре­
Ось 6ращения
Рис. 22. Распределение аэро­
динамической нагрузки по
хорде руля при дозвуковой
(сплошная линия) и сверх­
звуковой (штриховая линия)
скоростях полета
зультирующей, располqженной
примерно на середине хорды
руля (рис. 22).
Указанные выше изменения
продольной устойчивости, эф­
фективности и шарнирных мо­
ментов руля высоты сущест­
венно влияют на управляе­
мость самолета в полете с ра­
ботающими и особенно с нера­
ботающими бустерами. Чтобы
представить это более нагляд­
но, рассмотрим балансировоч­
ные кривые при различных перегрузках и зависимость от
числа М важнейшего критерия продольной управляемос11и
самолетов - величины усилия на ручке (штурвале) Р~.
необходимого для изменения перегрузки самолета на еди­
ницу в полете ,с выключенным бустером при неизменном
(балансировочном) положении аэродинамического трим­
мера руля высоты (рис. 23).
Когда скоростt~ цолета меньше ск~ростц звука, расход
180

усилий на единицу перегрузки Р: практически можно счи­
тать пост·оянным и не зависящим от числа М; в области
околозвуковых скоростей он резко возрастает, а при сверх­
звуковых скоростях почти не меняется. Большие усилия от
руля высоты Р: затрудняют маневры с изменением пере-
грузки на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях с нера­
ботающим бустером.
Увеличение усилий по перегрузке является следствием
следующих причин. Во-первых, при большой продольнuй
Р11
устойчивости самолета для
изменения перегрузки необ­
ходимо создавать рулем вы­
соты большие аэродинамиче­
ские моменты, т. е. откло­
нять руль на большую вели­
чину, даже если бы эффек­
тивность руля Ьставалась
такой же, как при дозвуко­
вых скоростях. Во-вторых,
эффективность руля при пе­
реходе к сверхзвуковым ско­
ростям существенно умень­
шается (см. рис. 21), поэто­
му потребные отклонения 01-"- -" -~ ~,.- ,,::w4----- .._ ......M
руля для соsдания пере­
грузки дополнительно увели­
чиваются. В-третьих, усилия,
которые должен приложить
летчик к ручке (штурвалу)
управления для отклонения
руля на один градус, при
этом значительно возраста­
ют. Если, например, устой­
чивость самолета увеличи­
вается в пять раз, эффектив­
ность руля уменьшаетсн
вдвое, а коэффициент шар­
нирного момента руля уве­
личивается в два с полови­
ной раза, то усилия на
единицу перегрузки при
переходе к сверхзвуковым
скоростям возрастут в 25 раз.
Рис. 23. Изменение расход~ усилии
от руля высоты на единицу пере-
грузки Р; и балансировочные кри·
вые усилий при полете с нерабо­
тающим бустером для различных
перегрузок в зависимости от
числа М
181

Балансировочная кривая при перегрузке п = 1 характе­
ризует изменение усилий в прямолинейном полете при раз­
гоне самолета от малых до сверхзвуковых скоростей или,
наоборот, при торможении самолета от сверхзвуковых до
малых скоростей. К:ак видно из рис. 21, при малых скоро­
стях для балансировки самолета летчик должен приклады­
вать к ручке тянущие усилия, т. е. тянуть ручку на себя.
Затем возникают давящие усилия, но при приближении к
околозвуковым скоростям (М от 0,9 до 1,0) они ослабе­
вают и даже могут переходить снова в тянущие. Это сви­
детельствует о появлении местной зоны продольной не­
устойчивости самолета по скорости полета или, как иногда
говорят, о «ложке» в продольной устойчивости по с1юрости.
В полете на сверхзвуковых скоростях вследствие повы­
шения устойчивости, понижения эффективности и увеличе­
ния шарнирных моментов руля высоты к ручке требуется
прикладывать давящие усилия. Эти усилия бывают на­
столько большими, что даже на истребителях при нерабо­
тающих бустерах у летчика часто не хватает сил, чтобы их
создать, т. е. достигнуть в прямолинейном полете сверхзву­
ковых скоростей. Если запас тяги у самолета достаточно
большой, то на сверхзвуковые скорости самолет будет раз­
гоняться с перегрузкой п > 1. И, наоборот, если при сверх­
звуковой скорости откажет бустер и летчик перейдет на
ручное управление, то понижение скорости до дозвуковой
будет также происходить с перегрузкой п > 1, хотя и не
очень значительной.
На риr. 23 приведены также балансировочные кривые
усилий в зависимости от числа М при разгоне или тормо­
жении самолета с перегрузками п = 3 и п = 5. Если на ма­
лых скоростях балансировочные кривые для всех трех пере­
грузок расположены относительно близко друг к другу, то
на сверхзвуковых скоростях вследствие резкого возраста­
ния величины Р: ~эти кривые сильно расходятся. Отрица-
тельный наклон балансировочных кривых для п = 3 и п = 5
при околозвуковых и сверхзвуковых скоростях свидетель­
ствует о продольной неустойчивости самолета при тормо­
жении с перегрузкой от сверхзвуковой к дозвуковой ско­
рости полета. Это способствует непроизвольному выходу
самолета на сваливание при резком выполнении такого
маневра.
Например, пусть летчик на не очень большой высоте пи­
кированием разогнал сам9,лет до максимальной сверхзву-
182

ковой скорости, чтобы выполнить горку. Предположим, что
в момент достижения максимальной скорости отказал
~устер и летчик перешел на ручное управление. Чтобы вы­
вести самолет из угла пикирования и не превысить макси- •
мально допустимый для данного само.11ета скоростной на­
пор (приборную скорость по широкой стрелке), л~тчик
приложил достаточно большое усилие к ручке управления
и создал, например, перегрузку п = 3. Са,молет при этом
будет резко уменьшать скорость полета. Когда число М
станет меньше единицы, е~ли летчик вовремя не уменьшит
прикладываемого им к ручке усилия, самолет может бы­
стро выйти на большую перегрузку, а затем и на крити­
ческий угол атаки со сваливанием.
Опасность выхода на сваливание в процессе резкого
торможения с перегрузкой при околозвуковых скоростях
существует и для самолетов с бустерным управлением ру­
лем высоты, у которых также может быть область продоль­
ной неустойчивости в полете с этими скоростями.
Представляет большой интерес и случай возможного
выхода на критические перегрузки и сваливание при отказе
бустеров продольного управления и отклонения аэродина­
мического триммера в одно из. крайних положений. Случай­
ный уход триммера в крайнее или близкое к нему положе­
щ~е возможен, например, из-за замыкания в электроцепи
управления электромотором триммера или из-за неосторож­
ного включения этого электромотора в полете либо на
стоянке самолета на земле без должного контроля положе­
ния триммера перед вылетом самолета.
В качестве примера рассмотрим балансировочные кри­
вые усилий для нормального балансировочного и двух
крайнил положений аэродинамического триммера (рис. 24).
При необратимом бустерном управлении летчик в полете
не может определить по усилиям на ручке (штурвале), в
каком положении находится аэродинамический триммер,
если нет при этом на срмолете специального прибора -
указателя углов отклонения триммера. Если бустер отказал
на околозвvковых или сверхзвуковых скоростях полета и
при этом по каким-либо причинам аэродинамический трим­
мер находился в одном из крайних положений, то у лет-­
чика может не хватить сил, чтобы преодолеть усилия на
ручке (штурвале), вызываемые триммером."
Пока полет происходит со сверхзвуковои или околозву­
ковой скоростью, летчик даже при неработающем бустере
может не заметить, что аэродинамический триммер нахо-
183

дитсй в крайнем положеtп1и. Ь10 объясняется тем, что при
сверхзвуковых и окоJюзвуковых скоростях перегрузки даже
Ра
Рис. 24. Изменения усилий от руля вы­
соты при нормальном балансировочном и
крайних положениях аэродинамического
триммера в зависимости от числа М в по-
лете с неработающим бустером
184
при крайних положе­
ниях триммера неве­
лики (рис. 25) и могут
даже соответствовать
таким, которые стре­
мится создать летчик,
чтобы скорее затормо­
зить самолет до более
безопасных дозвуковых
скоростей.
При снижении ско­
рости до М < 0,9 пере­
грузки резко возра­
стают и могут разру­
Цiить самолет или при­
вести его к свалива­
нию, если при этом
летчик не вмешается в
управление и не при­
остановит увеличения
положительных или от­
рицательных по знаку
перегрузок. Сделать
последнее летчику мо­
жет и не удастся из-за
резкого падения ско­
рости и резкого на­
растания перегрузки.
Тогда возможна либо
поломка самолета, ли­
бо сваливание в обыч­
ный штопор при поло­
жительных или в пере­
вернутый штопор при
отрицательных
пере­
грузках.
Для обеспечения
безопасности полета в
случае отказа бустера
при отклоненном от
нормального балан-
сировочного
положе-

ния аэродинамическом триммере руля вЬ1соты можно реКо·
мендовать следующее.
Во-первых, площадь триммера и максимально возмож­
ные (конструктивно) углы его отклонения не должны быть
избыточными. Они должны обеспечивать балансировку
самолета в сравнитеJ1ьно узком диапазоне средних и малых
дозвуковых скоростей полета. Балансировка самолета на
околозвуковых и сверхзву-
ковых скоростях аэродина- пс8
мическим триммером не-
реальна. При правильно
выбранных углах отклоне­
ния, площади триммера и
скорости его перекладки
максимальные величины уси­
лий и перегрузок могут быть
значительно уменьшены.
п
9
7
Во-вторых, необходимо 5
контролировать положение
аэродинамического
трим-
3
мера на земле и в воздухе
по соответствующему указа­
телю, если он имеется на
самолете.
м
В-третьих, через опреде- ·1
ленное число полетов необ­
ходимо проверять правиль- ·3
ность балансировки само­
лета с отключенными бусте- -5
рами. В случае на рушения
балансировка должна быть _7
восстановлена на требуемой
по инструкции скорости и
высоте полета.
В-четвертых, в случае
отказа бустеров пользо­
ваться триммером и пилоти­
ровать самолет надо осто­
рожно. На сверхзвуковых
скоростях следует категори­
чески запретить пользование
аэродинамическим тримме­
ром. Также следует запре­
тить пользоваться аэродина-
Рис. 25. Примерные величины пе­
регрузок самолета, которые возни­
кали бы при освобождении управ­
ления в полете с неработающим
бустером при различных положе­
ниях аэродинамического триммера
руля высоты. Заштрихованными
линиями показаны перегрузки, со­
ответствующие выходу самолета на
критические положительные и от­
рицательные углы атаки (свали­
вание в нормальный и переверну-
тый штопор)
185

мнческим триммером при полетах с работающим необра­
тимым бустерным управлением.
Возможность сваливания самолета при сверхзвуковых
скоростях полета. Некоторые летчики полагают, что при
сверхзвуковых скоростях полета сваливание самолета в што­
пор невозможно, так как в этом ,случае даже максимальное
отклонение
управляемого.
Су
стабилизатора (Q)манс), не
1
---
--
г-fисв
-.
'
'
1_
-·
'
-
....
говоря уже об отклонениях
обычного руля высоты, не
может создать достагочно
мощных аэродинамических
моментов на кабрирование,
чтобы вывести самолет на
-
1,0
C'u,,,.,авс критические по сваливанию
углы атаки и Су (рис. 26).
Как показано выше, это
объясняется тем, что при
,.,
Рис. 26. Зависимость возможных ь переходе к сверхзвуковым
полете максимальных величин Су
от числа М в случае продольного
движения самолета. При дозвуко­
ковых и околозвуковых скоростях
максимальные значения Су огра­
ничиваются
сваливанием;
при
сверхзвуковых скоростях они опре­
деляются максттмальными отк,10-
нениями руля высоты (управляе-
мого стабилизатора)
скоростям степень продоль­
ной статической устойчи­
вости самолета резко воз­
растает, а эффективность
как руля высоты, так и
управляемого стабилизатора
умеi!ьшается. Из рис. 26
видно, что максимальные
значения Су, на которых
самолет может быть сбалансирован по моментам при по.ТI­
ном отклонении стабилизатора Q)манс, начиная с числа М,
несколько большего единицы, меньше Су, соответствующего
началу сваливания. Таким образом, если рассматривать
изолированно продольное движение самолета, при котором
выполняются маневры с перегрузкой только в вертикаJ1ьной
плоскости без врашения самолета относительно его про­
дольной и нормальной осей, то при сверхзвуковых скоро­
стях полета сваливаний не будет.
Однако в действительности и на ,сверхзвуковых скоростях
самолет выполняет более сложные, чем указывалось выше,
маневры, когда сочетаются и продольное и боковое движение
с одновременным изм~онением угловых ,скоростей вращения
относительно всех трех осей самолета. Подобными манев­
рами, например, являю'Гся вв.од в вираж, горка с разворо­
том, вывод самолета из пикирования с креном и т. п. При
186

определенном сочетании характеристик продольного и боко­
вого движений сверхскоростного самолета выход последнего
на сваливание и переход в штопор возможны и при сверхзву­
ковых скоростях. Объясняется это взаимным влиянием или
инерционным и аэродинамическим взаимодействием про­
дольного и бокового движений самолета. Чтобы более на­
глядно представить это взаимодействие, ра•ссмотрим
не-сколько примеров.
Положим, что летчик
выполняет маневр, при
котором самолет вра­
щается вокруг оси, проек­
ция которой на плоскость
симметрии самолета рас­
положена, как это пока­
зано на рис. 27, а. При
таком положении оси вра­
щения на самолете возни­
кают дестабилизирующие
инерционные
моменты,
стремящиеся
увеличить
угол атаки. Чтобы объяс­
нить причину возникнове­
ния указанных моментов,
рассмотрим массы т 1 и
т2,. расположенные на
оси фюзеляжа. Так как
они не лежат на оси вра­
щения, на них будут дей­
ствовать центробежные
силы F1 и F2, создающие
кабрирующий момент от­
носительно центра тяже-
о
Центр тяжести
самолета
d
Центр т;tжести
самоqета
Рис. 27. Появление дестабилизи­
рующих моментов та~гажа (а) JI
рыскания (6) от инерционных сил
при вращении самолета
сти самолета. Чем больше угловая скорость вращения ffi
и угол атаки самолета в рассматриваемый момент времени,
тем большей будет величина дестабилизирующего инер­
ционного момента этих масс. Суммарный инерционный
момент получит.ся ,сложением всех моментов от отдельных
элементарных MFICC всех ,конструктивных частей и агрегатов
самолета.
Если степень продольной статической устойчивости доста­
точна велика, то дестабилизирующий инерционный момент
уравновесится восстанавливающим (стабилизирующим)
аэродищ1миче<;жим моментом устойчивости. Чтобы возник ста-
187

билизируюший момент, должен увеличиться угол атаки по
сравнению с углом атаки самолета до вращения. Лишь при
бесконечно большой величине статической устойчивости
самолета этого изменения угла ата,ки не будет.
Возьмем другой пример, когда инерционный дестабили­
зирующий момент рыскания стремится увеличить угол сколь­
жения самолета ~ (рис. 27, 6).
Если степень продольной статической устойчивости само­
лета при .сверхзвуковых скоростях увеличивается, то степень
:•
статической устойчивости
пути, начиная с опреде-
~
Вертикальное оперение
ленного для данного само-
~
L
лета числа М, уменьшается
~ ___...
-
... ,
(рис. 28). При дальнейшем
~ f Самолет О целом',,
·~
1-----~
,....,
увеJшчении числа М насту-
S3
'
пает момент, когда самолет
o,-.-- ---,f----~....,,--- становится
статически не-
~l
l.0
м устойчивым в путевом отно-
~
п
1 --::'\-
-
-
-
-
-
-
шении. ри вращении са-
.,,
fРюзеляж
молета, которое, например,
~~
может создать летчик откло-
l
нением элеронов, неустойчи­
Рис. 28. Характер изменения сла­
гаемых статической у,стойчивости
пути от фюзеляжа и вертикаль­
ного оперения, а также всего са­
молета в целом в зависимости от
числа М при отсутствии вращения
самолета
вость пути возникает на
меньших числах М.
Потерю
статической
устойчивости пути можно
объяснить следующим обра­
зом. Устойчивость пути са­
молета в целом является
результирующей стабилизирующих аэродинамических мо­
ментов от вертикального опrрения и дестабилизирующих
моментов от фюзеляжа (считая вместе с фюзеляжем
крыло и горизонтальное оперение самолета). Приближенно
дестабилизирующий момент фюзеляжа можно считать посто­
янным. Эффективность же вертикальною оперения с уве­
личением числа М при сверхзвуковой скорости уменьшается
так же, как и эффективность горизонтального оперения.
При определенном числе М, когда абсолютные значения
дестабилизирующего момента фюзеляжа и стабилизирую­
щего момента вертикального оперения становятся ра-вными,
самолет будет нейтрален в путевом отношении, а при боль­
ших числах М неустойчив.
С увеличением угла атаки, т. е. при перегрузках или уве­
личении высоты полета с постоянным числом М, степещ,

устойчивосrи пути у само.лета может заметно понижаться.
Аналогично этому при больших углах скольжения вследст­
вие ухудшения условий работы горизонтального од.ерения
может заметно понижаться и степень продольной статиче­
ской устойчивости самолета.
Наконец, при анализе возможного на сверхзвуковых око­
ростях процесса выхода самолета на критические углы атаки
и сваливания необходимо учитывать, что неустойчивость пути
Оdпастт, ltВgcmDii 1
,щ/Jости
1
1
Рис. 29. Характер изменения аэродинамиче,ских
моментов относительно вертикальной оси само•
лета по углу скольжения ~ при больших
сверхзвуковых скоростях
распространяется лишь на определенный диапазон углов
скольжения самолета ~ (рис. 29 и 30). Чтобы убедиться и
этом, представим себе, что угол скольжения постепенно ,ста­
новится больше 90°. Рассмотрим при этом дозвуковые и
те
сверхзвуковые ,скорости полета, где уже произошла потеря
путевой устойчивости. Когда углы скольжения относительно
невелики (см. рис. 30, а), результирующая боковая аэроди­
намическая ,сила приложена к самолету при малых числах М
сзади центра тяжести, а при больших числах М - впереди
него ( соответственно устойчивости и неустойчивости пути).
Предположим, что угол скольжения стал больше 90°
(т. е. самолет в этот момент стал летет~ со скольжеuием как
бы хвостом вперед). Так как воздушный поток встретится
вначале с большими боковыми поверхностями вертикального.
оперения, результирующие боковых сил как при малых, так
и при больших числах М будут приложены за центром тяже­
сти самолета (см. рис. 30, 6) и ,создадут стабилизирующие
моменты, стремящиеся уменьшить угол окольжения.
Теперь можно объяснить и встречавшиеся на практике
случаи потери управляемости со сваливанием и переходом
189

самолета в штопор на ,сверхзвуковьtх скоростях. Движение
самолета при этом обычно происходит с резкими и очень
большими по амплитуде колебаниями перегрузок и угловых
скоростей относительно всех трех осей.
Практически начало этого опа•сного движения связано с
полетом самолета на больших числах М, когда теряется
статическая устойчивость пути. Потеря путевой устойчивости
а
d
при малых чuc-
1'!:f-~~-- nax u
при больших
--•шслахм
Рис. 30. Положение результирующей боковой аэрсдинамической
силы самолета в полете на малых и больших числах М со сколь­
жением:
а - угол скольжения меньше 90'; 6 - угол скольжения больше 90°
произойдет раньше, если летчик неосторожно будет ·выпол­
нять маневр с перегруз~ой и кренением самолета, например
ввод в вираж или разворот. Вследствие потери путевой устой­
чивости угол скольжения начнет рез~о возрастать. Естест­
венно, при этом резко увеличится и боковая перегрузка са­
молета.
При скольжении возникнут и кренящие аэродинамические
моменты, которые увеличат угловую скорость вращения
самолета, что вызовет появление дестабилизирующих инерци­
онных моментов тангажа и рыскания. Поэтому вслед за уве­
личением угла ,скольжения начнут резко увеличиваться угол
атаки и перегрузка по нормальной оси самолета.
После заброса самолета на максимальный угол скольже­
ния возникший при этом восстанавливающий момент рыска­
ния (см. рис. 30) преодолеет дестабилизирующий инерцион­
ный момент и самолет начнет уменьшать угол скольжения.
При этом начнет уменьшаться и угловая скорость крена оох, а
следовательно, и угол атаки и перегруэl{а. С уменьшением
угла скольжения самолет опять потеряет устойчивость пути
и начнется следующий цикл его колебаний.
190

Так ка,к во время этих колебаний ,самолет будет выходить
на большие углы атаки, когда при ,сверхзвуковых скоростях
очень резко увеличивается лобовое сопротивление, скорость
полета будет сравнительно быстро уменьшаться. С уменьше­
нием скорости путевая устойчивость будет увеличиваться,
колебания самолета постепенно уменьшаться, так что он
может и не выйти на критические углы атаки, т. е. не сва­
литься, если летчик достаточно удачно действовал рулями.
Но так как маловероятно, чтобы летчик 13 проuессе очень
резких колебаний мог С()знательно и впопад управлять само­
летом. на сверхзвуковых скоростях полета при неосторожном
пилотировании возможен переход самолета в сваливание и
штопор как обычный, так и перевернутый.
•
О методах пилотирования при вЬiводе самолета из сва•
ливания. Для повышения безопасности полета, очевидно,
необходимо пилотировать самолет таким образом, чтобы ве­
роятность выхода его на критические углы и сваливание
была минимальной. Прежде всего летчику необходимо хо­
рошо изучить все особенности характеристик устойчивости и
управляемости того самолета, на котором он летает. Летчик
должен знать, имеет ли самолет какие-либо признаки, пре­
дупреждающие о приближении к критическим углам атаки
(например, тряска конструкции, дерганье рулей и т. п.).
Если при некоторых режимах самолет неустойчив, летчик
должен знать числа М и перегрузки, при которых эта
неустойчивость возникает. Ему также должны быть изве­
стны числа М, при которых самолет обладает наибольшими
запасами по допустимым величинам вертикальных порывов
при полете в болтанку. При полетах на самолетах с бустер­
ным управлением, где не исключен переход в аварийном слу­
чае на ручное управление, необходимо тщательно следить за
правильностью установки аэродинамических триммеров, осо­
бенно на руле высоты. Необходимо также детально изучить
особенности перехода от дозвуковых к сверхзвуковым скоро­
стям и, наконец, ознакомить,ся .со сведениями о поведении
самолета при сваливании.
Чем раньше летчик в полете обнаружит, что самолет
перешел границу допустимых углов атаки и приближается к
сваливанию или уже начал сваJJИваться, тем скорее он смо­
жет перевести самолет в режим нормальных летных углов
атаки. При выводе из сваливания или из режима околокри­
тических углов атаки летчик вначале должен действовать
только рулем высоты, энергично отклонив от себя ручку
(штурвал) управления. Пользоваться элеронами д.1я пари-
1..91

рования кренения самолета на критических и закритических
углах атаки опасно, так как это может , ускорить переход
самолета в штопор.
Известно, что при сваливании самолеты часто совершают
колебательные движения и летчику трудно впопад действо­
вать элеронами. Кроме того, на закритических углах атаки и
в штопоре отклонение элеронов против вращения у большин­
•ства самолетов усугубляет вращение, а не парирует его.
В частности, самолет, когда элероны полностью отклонены
против штопора, в большинстве случаев не выходит из што­
пора, если даже действия рулем направления и рулем вы-
соты были правильными.
•
Руль направления при выводе из сваливания рекомен­
дуется так же, как и элероны, удерживать в нейтральном
положении до тех пор, пока летчик по прекращении срывной
тряски и уменьшении перегрузки не убедится, что самолет
перешел в режим нормальных летных углов атаки. Бели
летчик отклонит руль направления против крена и разворота
одновременно с отклонением руля высоты, то при резком
сваливании самолет может оказаться в положении, близком
к положению «на спине» при закритических отриuательных
углах атаки. А отклоненный руль направления будет спо­
собствовать последующему сваливанию самолета в перевер­
нутый штопор.
O.бычно самолет сваливается тем резче, чем с большей
перегрузкой он вышел на критические углы атаки. Это объ­
ясняется тем, что аэродинамические моменты самовращения
(авторотации) пропорuиональны скорости полета и плот­
ности воздуха. Исключением могут быть те самолеты, у ко­
торых влияние сжимаемости при определенных числах М и
упругие деформации крыла при перегрузке приводят к та­
кому изменению аэродинамических нагрузок по размаху
крыла, при котором моменты авторотации уменьшаются.
Вследствие того, что моменты авторотации, так же как
и моменты демпфирования крена на докритических углах
атаки, пропорциональны плотности воздуха, сваливание на
меньших высотах обычно происходит более резко. •
Когда самощт выщед на . норм.альньrе докритичеокие
углы аТ.аки пос.ле сваливания в положении,_ б.тrизком к по­
ложепию «на спине», вывести его в нормальное nоложение
относительно горизонта можно двояко: выполнить полубочк,у
или вторую часть петли Нестерова в.вертикальной плоскости
с пикированием и выходом из него. Рекомендуется выпол-
1.92·

нять полубочку, так как при этом скорость увеличится зна­
чительно меньше, чем при пикировании, когда она может до­
стичь опасных для прочности ,самолета величин.
Режим штопора
Влияние высоты на режим штопора. Современные само­
леты могут летать и вести воздушный бой на высоте 20 км и
больше. Маневрирование и ведение боя на таких высотах,
особенно при полетах на динамический потолок, требует по­
вышенного внимания летчика, так как возможно непроиз­
вольное сваливание самолета в штопор. Для правильного
пилотирования самолета в случае сваливания в штопор на
больших высотах летчику нужно знать, как изменяются
характеристики штопора ,с изменением высоты полета.
Если на малых высотах колебаний ,самолета в режиме
штопора могло и не быть, то с увеличением высоты полета
они появляются и становятся тем сильнее, чем больше вы­
сота. С ростом высоты полета увеличивается нерав­
номерность вращения и уменьшается устойчивость дви­
жения в режиме штопора. Максимальные значения угловых
скоростей вращения самолета в штопоре (в основном угло­
вых скоростей крена) также увеличиваются с ростом высоты
полета. Большая неравномерность вращения и возрастание
колебаний самолета в штопоре ,с увеличением высоты полета
обусловлены уменьшением аэродинамического демпфирова­
ния из-за падения плотности воздуха.
Неравномерность движения самолета в штопоре на боль­
ших высотах заключается в изменении угловых скоростей,
углов наклона самолета, углов атаки и .скольжения, что при­
водит к изменениям нормальной и боковой перегрузок. Ко­
лебания угловых скоростей вращения самолета и перегру­
зок в режиме высотного штопора могут происходить в виде
биений, т. е. представлять собой как бы результат наложе­
ння двух колебаний разной частоты. Между биениями угло­
вые скорости wx и Wy уменьшаются до нуля и даже могут
менять свой знак. Летчик хорошо замечает такие периодиче­
ские остановки самолета в .процессе его вращения в режиме
высотного штопора.
При сваливании самолета на V!алых высотах такие бие­
ния обычно отсутствуют. Однако если самолет перешел в
штопор на большой высоте, то характерные для него коле­
бания в виде биений могут сохраняться при непрерывном
штопорении и до сравнительно малых высот.
193

Из-за больших колебаний углов атаки и скольжения са­
молета в штопоре на больших высотах летчик может испы­
тывать неприятное действие изменяющихся перегрузок ( бо­
ковой и особенно нормальной).
Характер движения самолета в режиме штопора (при
рулях, отклоненных по штопору) на больших высотах иногда
трудно предугадать. Бывает, что движение самолета про­
исходит по типу «падение листом», когда цент,р тяжести
самолета движется криволинейно попеременно вправо и
влево, а сам самолет периодически переваливается с крыла
на крыло.
Колебания са1молета в штопоре на больших высотах ино­
гда связаны с большими изменениями углов крена и тан­
гажа. Продольные колебания самолета в режиме обычного
штопора на больших высотах могут сопровождаться такими
изменениями угла тангажа, что нос самолета будет попере­
менно оказываться то выше, то ниже горизонта. При этом
самолет иногда оказывается в вертикальном или близком к
нему положении (носом вниз), а иногда даже в положении
«на спине».
С увеличением высоты полета обычно усиливается тен­
денция самолета к непроизвольному изменению направле­
ния вращения .в штопоре, к появлению периодических оста­
новок вращения самолета, при которых угловая скорость
рыскания wy = О.
Та,кая неравномерность и неопределенность движения на
больших высотах при рулях, отклоненных в штопорное по­
ложение, затрудняют ориентировку летчика и пилотирова­
ние. Часто летчику в высотном штопоре трудно определить
направление вращения самолета, а иногда и отличить обыч­
ный штопор от перевернутого.
С увеличением высоты полета скорость снижения само­
лета в штопоре увеличивается, так ,как при одной 'И той же
приборной екорости на большей высоте истинная скорость
полета больше. Потеря высоты за виток штопора также воз­
растает с увеличением высоты полета. Увеличивается и про­
должительность колебаний самолета после прекращения
самовращения (rJТавным образом продолжительность коле­
баний относительно продольной оси). Одна,ко большая по­
теря высоты на выходе самолета из штопора благодаря
б·ольшой исходной высоте полета не опасна.
Вращение •самолета в штопоре происходит под воздей­
ствием небольшой по величине разности аэродинамических,
инерционных и гироскопических моментов, абсолютные зна-
1.94

чения которьtх могут быть большими. t!оэтому даже незна­
чительные изменения одного из этих составляющих момен­
тов могут прив1::сти к сравнительно большим изменениям
характеристик штопора. Этим можно объяснить часто встре­
чающуюся нестабильность характеристик штопора, которая
бывает у одного и того же самолета вследствие некоторых
изменений его весовых, инерционных и других характе­
ристик.
Влияние положения элеронов на режим штопора. Откло­
ненные по штопору элероны, изменяя аэродинамические
силы и моменты крыла, существенно влияют на характери­
стики штопора и на выход из него. Обычно в этом случае
штопор менее устойчив, колебания самолета, особенно про-
н,м
S000
8000
7000
CJax 1/сек
1
о.,
·2
·З
в;
о
-,о
в;,,,
ю
о
-ю
-20
-зо
..
--
о
,,.
-
V
"
\
1
-...
ю
20
1
1
-
н
1
"
1
...
(,)(/
••
,,,..
1\,i'
'
Ых
1
6., ,.
,_,
6,,-
1
-
-
.-
'1-
1
Jl1
40 t.сек
Рис. 31. Характеристики плоского штопора, вы­
званного отклонением элеронов против штопора
дольные и поперечные, большие, а неравномерность враще­
ния может быть такой, что самолет непроизвольно перехо­
дит из правого (левого) штопора в левый (правый) при
одном и том же положении руля направления. При этом воз­
можны также периодические остановки самолета, накрене­
ние в сторону, противоположную штопору, движение само­
лета в виде «падения листом» по спиралеобразной траекто-
195

рии, а иногда переход в штопор друr·ого наt1рс1вления вра-
щения.
1
Отклонение элеронов против штопора обычно приводит
к более устойчивому и равномерному штопору с меньшими
колебаниям·и ,самолета, к переходу самолета в некоторых
случаях в более плоский :штопор (рис. 31). Иногда отклоне­
ние элеронов против штопора проявляет,ся слабо или практи­
чески не влияет на характеристики штопора.
Влияние элеронов на характеристики штопора зависит
от угла отклонения их (в какое бы время после начала што­
пора они не были отклонены) и мало зависит от направ­
ления вращения самолета, т. е. оно практически одинаково
как при правом, так и при левом штопоре.
Характеристики штопора при отклоненных элеронах за­
висят от высоты полета. На больших высотах в.следствие
малоустойчивого режима штопора отклонение элеронов мо­
жет привести к тому, что самолет некоторое время как бы
«идет за элеронами», что усиливает неравномерность што­
пора и тенденцию ,к переходу в перевернутый штопор. По­
этому в режиме штопора лучше удерживать элероны в ней­
тральном положении, особенно при штопоре на больших
высотах.
Вывод са~,1ол:ета ш~ штопора
Особенности вывода современных самолетов из обычного
штопора. Основные особенности, влияющие на пилотирова­
ние современных самолетов при выводе их из штопора, сле­
дующие.
При штопоре на небольших высотах полета продольные
колебания самолета сравнительно неве.11ики, и изменения
угла тангажа происходят так, что летчик пра,ктически все
время может видеть горизонт. Это облегчает пилотирование,
так как летчик в любой момент штопора может сравнительно
легко определять пространственное положение самолета и
направление его вращения. В режиме штопора на больших
высотах из-за значительных колебаний ,самолета, особенно
в тех случаях, когда движение его происходит по типу «па­
,Цения листом», пространственная ориентировка • затруд­
няется, так ка,к из-за больших колебаний углов крена и тан­
гажа часто значительная часть горизонта не видна. Это
усложняет пилотировнаие и требует от летчика повышенного
внимания.
Сл•едует отметить, что пики амплитуд колебания угловых
скоростей и углов наклона самолета в штопоре не соответ-
196

ствуют количеству витков штопора, как это иногда ,считают.
Поэтому нельзя определять число витков штопора по числу
подни:1⁄2аний или опусканий носа самолета или по пикам угло­
вой скорости. Летчик может это сделать только по внешним
визуальным ориентирам или по спеu.иальным приборам, уста­
новленным в кабине.
Так как современные самолеты могут переходить из ре­
жима обычного в режим перевернутого штопора, при выводе
их из нормального штопора не следует отклонять ручку
управления рулr.м высоты (управл-;Jемым стабилизаторо!\f)
полностью от себя, так как это способствует еще большему
опусканию носа самолета и может привести к переходу в
перевернутый штопор, особенно на больших высотах. На ма­
лых высотах отклонять ручку управления рулем высоты
нужно в нейтральное положение, а на больших высотах, где
стремление самолета перейти в перевернутый штопор усили­
вается, а сам штопор менее устойчив, что облегчает вывод
самолета И3 штопора, можно даже несколько не доводить
py.rrь высоты до нейтрального положения.
Отклонять руль высоты •на вывод из штопора следует
вскоре за отклонением руля направления. При большом
разрыве в действиях этими ·ру.пями самолет легко может из­
менить направление вращения, т. е. не выйти из штопора.
Элеронами при выводе самолета из обμ1чного штопора,
как правило, не следует пользоваться - самолет может
перейти в перевернутый штопор. Кроме того, элероны, от­
клоненные по штопору, не всегда способствуют, а отклонен­
ные против штопора не всегда затрудняют выход из штопора.
Есть самолеты очень строгие к ошибкам пилотирования
при выводе их из штопора. Если летчик допустил ошибку и
самолет после отклонения руля направления и руля высоты
(стабилF(затора) на вывод в течение двух витков (примерно
7-1 О сек) из штопора не. выходит, более правильно в этом
случае, не меняя положения рулей, полностью отклонить
элероrrы на вывод (для большинства современных самоле­
тов по штоrюру) .. Как пр,3ви.rrо, самолет надежно выходит
при этом из щтоnора. Повторная попытка вывода постанов­
кой рулей по штопору, а затем на вывод из него может ока­
заться неудачной. В напряженном ,состоянии летчик может
ш>Вторить или даже усугубить ранее допущенную им ошибку.
По так называемому стандартному методу для вывода
самолета из нормального штопора летчик должен проделать
следующее:
197

1. Убрать до минимума сектор газа двигателей, опреде­
лить, в правый или левый штопор .вошел самоле.т, и устано­
вить рули по штопору, а элероны нейтрально.
2. Энергично отклонить полностью против штопора вна­
чале руль направления, а через 0,5-1 виюк и руль высоты
(управляемый стабилизатор), удерживая элероны в ней­
тральном положении.
3. После прекращения ,самовращения самолета поставить
руль направления в нейтральное положение и выводить са­
молет из пикирования в горизонтальный полет. (Поведение
самолета при выводе из нормального штопора стандартным
методом можно проследить по графикам, приведенным на
рис. 32.)
Однако целесообразность применения указанного стан­
дартного метода в ряде случаев представ.'lяется сомнитель­
ной из-за неоправданно строгих требований к действиям
летчика при выводе из штопора.
Прежде всего не обосновано требование постановки ру­
лей по штопору. Переходу в штопор, естественно, предше­
ствует сваливание, когда летчику трудно установить, каково
будет направление вращения в штопоре. Первый пункт, по
существу, требует без оговорок, чтобы летчик выждал, когда
установится направление штопорного вращения, вместо
того чтобы немедленно выводить самолет из сваливания.
Установка рулей по штопору приводит также к опасной в
ряде случаев потере времени и может ухудшить режим што­
пора самолета.
При действиях рулями на вывод по стандартному методу
летчик создает достаточно мощные аэродинамические мо­
менты для выхода самолета из штопора, что не только не
всегда нужно, но часто даже и вредно.
Серьезным недостатком стандартного метода являются
также высокие требования к летчику, который должен не
только четко представлять характер движения и положение
самолета в пространстве для правильного отсчета количе­
ства ви'Гков, но и быстро действовать рулями. Кроме того,
при полной отдаче ручки управления от себя самолет пере­
ходит на мальrе или даже отрицательные углы атаки. По­
этому при стандартном методе самолет дополнительно те­
ряет высоту на выводе из пикирования в горизонтальный
полет после прекращения самовращения. Раосмотрим эти
недостатки несколько подробне~l.
При действии рулями по стандартному методу по,1оженис
рулей высоты и направления н проuессе вывода в основно,1
198

оказываеrея «штотторным». В начальный момент леред вы­
водом положение рулей соответствует исходному режиму
штопора. После отклонения руля направления против што­
пора, но при отклоненной еще на себя ручке управления
(,JXJJ //сек
1
о
1
о
·1
-2
-э
Б'он'20
10
о
-ю
-20
-зо
r 11 p tr1t1Jчae
l.'11/U i
1
'4Ш' 1
300
\
""'
t-- .
\
1
1'
J
1,
~
,. у-.
-,
1
5'"
1~
а
/О
IU
-i
-
о
ю
,
-
i,,
У11р
...
-
1'
-
--
Пу
,..
-
,_
-
'1
!_
-
-
-
r.Jy
-
/-,
\
1,
--
w,
,~
-
6..
-
1"'
-
....
8"
~щ
\'
!1
,_...
)1
-
20
30 t..сек
Рис. 32. Пример вывода само-лета МиГ-15 бис
из обычного штопора стандартным методом
Р"Улем высоты положение рулей соответствует што­
пору противоположного (по отношению к исходному) вра­
щения. Если летчик несколько задержится с отклонением
ручки от себя, самолет легко может перейти из левого в
правый штопор (рис. 33) или, наоборот, из правого в левый.
199

После отклонения ручки полностью от себя и при откло­
ненном полностью против штопора руле направления поло­
жение рулей соответствует режиму перевернутого штопора.
Если летчик преждевременно отклонит ручку от себя или .
несколько задержит ее ,в 011клоненном положении, самолет
легко может перейти в перевернутый штопор.
По стандартному методу после отклонения руля направ­
ления против штопора легчик должен отсчитывать витки,
точнее, доли витка, прежде чем отклонить руль высоты от
себя. Достаточно увереrано проделать это может лишь хо-
пи
2
8в.н
20
10
о
-ю
-20
-за
-40
пм
rf ', -i.-
7000
вqoq
5000
i,·
....
а;
70
lд'-
\
г,;'
о
-,- ,._~
..
-
-
~
-
1/
'
11"
....
,i..r
Вн
/
5
11]
,.
#
~
1'-
,..
l'!J
111
L--
-
/
\.
9?111
'
-
/
.
...
Ых
/
,_ ...
' ;t-.:11"
...
Sз
1""' -
'"\
,.
.,
-
1
I
8
1
20
25
зо t,оек
Рис. 33. Переход самолета МиГ-15 из левого штопора в правый из-за
большой задержки в отклонении руля высоты после отклонения руля
направления на вывод
200

Vnp км/11ас
500
400
300
200
Пу
2
о
W;.y ,z 1/сек
1
о
-1
-
2
-3
в·э.tJ.11
/О
о
-,о
-20
-30
-40
202
-
~
-
>---
>---
-
-
>---
-
о
1,,- ,
'
Vnn
,,.
---
)./
1
'
,1
'
'
'
/'
1
-+-
-'
-
,
1
----
-'
,,
\,
i
1'
:
•--
п"
__,
1
"'-
:
--/J 7
~1
1
'-- :r
' / '\)>--
-+
N
1
1--V ' \J1
:,1
1"' V
'
+-
,1 1/
'
'1
•
1ц·
1
-+ -+-> ---+ ----- --t --t ·L-
•
1.'
.
#1i
_
_j_
+-+
---+-
---+
1
~
'
- ~ --гт-- -+-А-Ч-f'
1
'\. 1
1 '1.
j
,-1,
1// ,·,,
-,>---\)~
--
J
-,_
/1
'
I
' ,,.
1\,/1\1!!\"-
\ /V/\/tIfr.
f'~
'
'
/
1
I•
V
, "---"
11
"
1\
t,Jz
"
\1'
·,
N 8итка8
\V\u·с.;
-6
~
--
......
>--
,,,v
>--
--l· 5
,,.,, .
-4
>---->-- з
-
>----
1/
L
V
11
>----
-
2-
>--- --
:,;,
---
1 >---- -·
,......1
'·
--
>----
-
о
/J,
~·
1
>--~
-~~
~j
-
.. --
h--'
1'
il 1,... -
1
lf
.....-
-
-
~
.1,
-
-,-
-
-
>--
-
,-.
~- ,- "'\ /$.;
-f
ю
го
зо
4()
а
:Г'
-~1
J
'-
1
'
1
1
-
-
·-
-
.-
50 t,ce•
•Vлркм/час
400
3()()
200
ny
з
2
.Ыx.!J.Z 1/сек
2
о
-1
-2
6а.н.630
20
10
о
-10
.-20
-зо
-40
>-
,-
1=, .--,
о
,,.
. Vno
,, ",
-
-
-
-
'
,,
,,
,-
-
--
_.. .,
/
п
1,,-''
.. ...
/
'г-,_ ~ "(.
\
j
\f\
-
_.
V
'
(,)х
"/
(,Jl
,
,,
~
,,
r.
.,,, ',
---
·1
I
►.\1•J,
.,,
'"'
1
i \11'\. 1/
/
'J J/-
\1/
11j
V
J
>-> -
N,дитко8
>----5
--
,,,,
о ~..-
--
·- ·-.
,,
• 1"---~-
1
i
..::::-=:.=:
-
-
-
-
-
\.
.,. ...... v-,.....
10
20
(,)у
N
,_
lff
,-. L
()3
-1---
,_
30
б
Dв
,,v
.,
__ .....
.,.,,...
~--
--
."
-
----
-
--
/ r;(
·i
-
_,-.....,,~ J
i
40
50
Рис. 34. Характеристики вывода самолета-истре ·.бителя из левого (а) и правого (6) штопора
--
.. ..
---
. ----
t.сек
203

рошо натренированный в выполнении штопора летчик, да и
то не всегда, а лишь при благоприятных метеорологических
условиях. Бели самолет свалился в штопор в обла­
ках или колебания его велики и неравномерны, то даже
и опытный летчик не может правильно отсчитывать витки
штопора.
Часто интервал между отклонениями руля направле­
ния и руля высоты на выход может быть значительно мень­
шим, чем это требуется по стандартному методу; иногда
можно даже от,клонять их одновременно. А попытка летчика
отсчитывать доли витка после отклонения руля направления
,ifa вывод из штопора может привести к задержке руля вы­
соты в отклоненном по штопору положении, и вследствие
этого самолет может изменить направление ,своего вращения
в штопоре (из левого перейти в правый штопор или наобо­
рот).
При полном ,отклонении ручки (штурвала) управления
от себя возникают значительные пикирующие моменты и
большие отрицательные перегрузки. Из-за этого летчики при
выводе самолета из нормального штопора стандартным ме­
тодом часто повисают на ремнях. :Кроме того, в этом случае
угол пикирования в момент прекращения самовращения
резко увеличивается, что -способствует быстрому нарастанию
скорости полета и приводит к большой потере высоты при
выводе самолета из пикирования. Быстрый рост ,скорости на
пикировании при выводе из штопора может быть опасен
для самолетов, у которых допустимые ЭКiоплуатационные
перегрузки и мак,симально допустимая индикаторная ско­
рость полета сравнительно невелики. Большая потеря вы­
соты особенно опасна при выводе самолета из штопора на
малых высотах. Поэтому применять стандартный метод вы­
вода из штопора следует лишь в тех случаях, когда он дей­
ствительно необходим.
Анализ большого числа полетов различных самолетов на
штопор показывает, что многие летчики обычно не пользо­
вались указанным выше стандартным методом вывода из
штопора не только на современных, но даже и на старых
самолетах. Не выдерживались не только рекомендованные
в этом методе интервалы между отклонениями руля направ­
ления и руля высоты на вывод, но и абсолютные величины
углов отклонения рулей. Практически летчики отклоняли
рули с меньшим интервалом, а часто даже одновременно
(рис. 34).
201

Vnp км/11ас
500
400
300
200
Пу
2
о
W;.y ,z 1/сек
1
о
-1
-
2
-3
в·э.tJ.11
/О
о
-,о
-20
-30
-40
202
-
~
-
>---
>---
-
-
>---
-
о
1,,- ,
'
Vnn
,,.
---
)./
1
'
,1
'
'
'
/'
1
-+-
-'
-
,
1
----
-'
,,
\,
i
1'
:
•--
п"
__,
1
"'-
:
--/J 7
~1
1
'-- :r
' / '\)>--
'
N
1
1--V ' \J1
:,1
-т
1"' V
+-
,1 1/
'
'1
•
1ц·
1,
-t -+ -> ---+-- -
·-t----t L_
,·
1
'.
·+#J '
--------4---
+
-t---+-
---+
1
~
'
-~ --гт-- ~-+-f'
1
'\
'1
1 '1'
j
,-1,
1// ,·,,
-,>---\)~
--
J
-,_
/1
'
I
' ,,.
1\,/1\1!!\"-
\ /V/\/tIlr
f'~
'
'
/
1
I•
V
, "---"
11
"
1\
t,Jz
"
\1'
·,
N 8итка8
\V\u·с.;
-6
~
--
......
>--
,,,v
>--
--l· 5
,,.,, .
-4
>---->-- з
-
>----
1/
L
V
11
>----
-
2-
>--- --
:,;,
~--
1 >----
--
,......1
'·
--
>----
-
о
/J,
~
1
f- --k
-~~
~j
-
.. --
h--'
1'
il 1,... -
1
lf
.....-
-
-
~
.1,
-
-,-
-
-
>--
-
,-.
~- ,- "'\ /$.;
-f
ю
го
зо
4()
а
:Г'
-~1
J
'-
1
'
1
1
-
1
-
·-
-
;.-
50 t,ce•
•Vлркм/час
400
3()()
200
ny
з
2
.Ыx.!J.Z 1/сек
2
о
-1
-2
6а.н.630
20
10
о
-10
.-20
-зо
-40
>-
,-
1=, .--,
о
,,.
. Vno
,, ",
-
-
-
-
'
,,
,,
,-
-
--
_.. .,
/
п
1,,-''
.. ...
/
'г--- ~ "(.
\
j
\f\
-
_.
V
'
(,)х
"/
(,Jl
,
,,
~
,,
r.
.,,, ',
---
·1
I
►.\1•J,
.,,
'"'
1
i \11'\. 1/
/
'J J/-
\1/
11j
V
J
>-> -
N,дитко8
>----5
--
,,,,
о ~..-
--
·- ·-.
,,
• 1"---~-
1
i
..::::-=:.=:
-
-
-
-
-
\.
.,. ...... v-,.....
10
20
(,)у
N
,_
lff
,-. L
()3
-1----
,_
30
б
Dв
,,v
.,
__ .....
.,.,,...
~--
--
'"
-
----
-
--
/ r;(
·i
-
_,-.....,,~ J
i
40
50
Рис. 34. Характеристики вывода самолета-истре ·.,бителя из левого (а) и правого (6) штопора
--
.. ..
---
. ----
t.сек
203

Обычно руль высоты летчики отклоняли в нейтральное
положение или даже в положение, соответствующее балан­
сировке самолета на средней скорости в режиме прямоли­
нейного горизонтального полета, т. е. несколько не доводя
его до нейтрального положения. В тех случаях, ,когда што­
пор сопровождался колебаниями самолета (например, на
больших высотах), летчики нередко отклоняли и руль на­
правления на вывод также в нейтральное положение или
лишь несколько дальше.
Отклонение руля высоты только до нейтрального положе­
ния практичес,ки исключает ,стремление самолета к переходу
в перевернутый штопор при выводе его.из нормального што­
пора и, кроме того, уменьшает клевок самолета на нос, т. е.
уменышает угол пикирования после прекращения самовра­
щения самолета. Поэтому потеря высоты на выводе из пики­
рования и нарастание скорости в этом ,случае меньше, чем
при выводе самолета из штопора стандартным методом. Из
графиков, представленных на рис. 34, видно, что перегрузка
при выводе из штопора не падает ниже 0,5, в то время как
при стандартном методе (см. рис. 32) она может быть даже
отрицательной.
Многообразие видов и нестабильность характеристик
штопора у современных сверхзвуковых самолетов . (часто
даже у одного и того же самолета в различных условиях)
приводит к тому, что для надежного вывода самолета из
штопора оказывается невозможным рекомендовать какой­
либо стандартный или универсальный метод. Ниже рассмот­
рены четыре характерных режима но.ы.мального штопора и
рекомендуемые для них методы вывода.
Штопор малоустойчивый- этотакойштопор,
который характеризуется неравномерным вращением с
очень большими колебаниями и с периодическими останов­
ками, при этом самолет в отдельные моменты времени мо•
жет непроизвольно попадать в положение «на спине» или
близкое к нему и иметь тенденцию к переходу из штопора
одного направления в штопор другого направления (напри­
мер, высотный штопор, протекающий с биениями или в виде
«п~дения листом» по спиралеобразной траектории).
Для вывода самолета из такого штопора рекомендуется
руль направления и руль высоты одновременно поставить в
нейтральное положение (при нейтральном положении эле­
ронов). Так же следует поступать в тех случаях, когда по
характеру движения самалета летчику трудно опредесппь,
204

попал ли самолет в штопор и, если да, то обычный это што­
пор или переве~-,нутый.
Колебательный штопор по характеру движе­
ния также сравнительно малоустойчивый, но протекает без
непроизвольного изменения направления вращения и без
явных остановок само,тrета; тенденция к попаданию само­
лета в положение «на спине» мала.
Для вывода самолета из такого штопора нужно руль
направления энергично отклонить полностью против што­
пор а, а руль высоты через 2-4 сек поставить в нейтраль­
ное положение (при нейтральном положении элеронов).
Равномерный штопор характерен установив­
шимся вращением с малыми колебаниями; обычно он бы­
вает на средних и малых высотах, когда самолет в штопоре
успевает «раскрутиться».
В этом случае для вывода самолета из штопора руль
направления целесообразно энергично отклонить полностью
против штопора, а через 3-6 сек полностью вниз (ручку от
себя) отклонить руль высоты или управляемый стабилиза­
тор (при нейтральном положении элеронов).
Равномерный устойчивый штопор проте­
кает почти без колебаний или с весьма малыми колеба­
ниями; самолет энергично врашается, часто на весьма боль­
ших углах атаки. Такой штопор обычно бывает на малых и
средних высотах, когда самолет успевает сильно «раскру­
титься», особенно если в режиме штопора элероны были
отклонены против штопора (на тех самолетах, у которых
это делает режим штопора более устойчивым).
Для вывода самолета из такого штопора рулем направ­
ления и рулем высоты действуют так же, как и в предыду­
щем случае, но при этом одновременно с отклонением руля
направления нужно элероны по возможности полностью
отклонить на выход, т. е. для большинства современных
самолетов по штопору.
Во всех случаях отклонения pyJieй: на вывод должны
быть по возможности более энергичными. Медленное, вялое
отклонение рулей ухудшает характеристики выхода само­
лета из штопора, а иногда самолет может и не выйти из
него.
Интервал между отклонениями руля направления и руля
высоты летчику лучше отсчитывать в секундах, а не
в витках.
Летная практика наказывает, что дJIЯ современных caмo­
JieJ1013 _наиболее часто требуется применять первые два ме-
205

тода вывода. Если первая попытка вывести самолет из што­
пора оказалась безуспешной и самолет из него не вышел,
летчик должен снова поставить рули по штопору и через
2-4 сек повторить вывод из штопора другим методом.
При выводе самолета из штопора летчики наиболее часто
допускают две ошибки: отклоняют элероны против штопора
и применяют более эффективный метод вывода, чем это
необходимо по характеристикам данного режима штопора
(для пере,страховки).
Отклонение элеронов против штопора, как пра·вило, при­
водит к тому, что самолет из штопора выводится с трудом
или вовсе не выходит из него.
Применение более эффективных действий рулями на
вывод самолета из штопора не только не повышает надеж­
ность выхода, но, наоборот, может усложнить последую­
щие действия летчика. Так, например, при отклонении рулЯI
направления на выводе полностью против штопора, когда
по характеристикам режима оказывается достаточным от­
клонить его только в нейтраJiьное положение, самолет
неожиданно для летчика может перейти в штопор другого
направления вращения, а при отклонении руля высоты
(управляемого стабилизатора) полностью вниз при выводе
из режима нормального штопора, когда по характеристи­
кам режима достаточно отклонить его только до нейтраль­
ного положения, самолет может перейти в режим перевер­
нутого штоп_ора.
Самолет трудно вывести из штопора не потому, что рули .
малоэффективны (их «не хватает»). Очень часто недоста­
точно тренированный летчик не умеет правильно выбрать
метод вывода самолета из штопора применительно к каж­
дому конкретному случаю.
Вывод из перевернутого штопора. Перевернутым назы­
вают штопор, при котором бол:ошинство сечений крыла ,само­
лета имеют отрицательные по знаку закритические углы
атаки. В перевернутый шт-опор современные самолеты могут
непроизвольно попадать при неправильном выводе из сва­
ливания или нормального штопора, а также при выполнении
фигур высшего пилотажа в вертикальной плоскости (напри­
мер, петли Нестерова).
Выводить современные самолеты из перевернутого што­
пора также следует типовым методом, т. е. практически
одновременной постановкой рулей в нейтральное положение.
Так .как в режиме перевернутого штопора ручка управлеllия
206

часто 01'КJ1Онена полностью от себя, ее следует ставить в
нейтральное положение движением на себя.
Практика показывает, что ,современные самолеты обыч­
ной схемы, как правило, выходят из перевернутого штопора
легче, чем из обычного. Объясняется это тем, что в перевер­
нутом штопоре руль направления более эффективен на вы­
воде вследствие значительно меньшего затенения верти­
,кального оперения спутной струей ,крыла и горизонтального
оперения.
Особенность перевернутого штопора заключается в том,
что летчик, находясь в положении вниз головой и подвер­
гаясь воздействию отрицательной перегрузки, отрывающей
его ·ОТ сиденья, может упустить ручку управления или пе­
дали, если он неплотно привязан ремнями к -сиденью.
Кроме того, в перевернутом штопоре затрудняется ориен­
тировка летчика, особенно если продольная ось ,самолета
близка к вертикали (когда самолет штопорит на сравни­
тельно небольших отрицательных углах атаки). Летчику
иногда может быть даже трудно визуально опредЕ:лить, в
каком штопоре он находится: нормальном или переверну•
том. Перевернутый штопор характеризуется отрицательной
перегрузкой. Вращение самолета в перевернутом штопоре
более равномерное, чем в обычном штопоре.
В заключение следует сказать, что рекомендуемые ме­
тоды вывода как из нормального, так и из перевернутого
штопора данного типа самолетов должны быть установ­
лены лишь после проведения специальных летных испы­
таний.
*

Иишееиер Р. И. ЛAIIPЭЛJ-IH
и иишеепер А. В. СОL-.ОЛОВ
ПОСАДКА ВЕРТОЛЕТА НА РЕЖИl\lЕ АВТОРОТАЦИ:И
НЕСУЩЕГО BlldTA
Установившееся безмоторное планирование на вертолете
или вертикальный спуск (парашютирование) на режиме
авторотации несущего винта возможны и не раз встречались
в летной практике. В случае отказа двигателя или перехода
с моторного полета на режим самовращения несущего винта
при уменьшении общего шага набегающий встречный поток
вращает винт и вертолет благополучно совершает посадку.
При такой посадке очень важно уменьшить вертикаль­
ную и горизонтальную скорости полета. Чем меньше верти­
кальная скорость в момент приземления, тем меньше на­
грузки, действующие на посадочные органы и другие силовые
элементы конструкции. Из формулы
V =V2G/F
у
ср
,
R
видно, что вертикальная скорость снижения зависит от по­
летного веса вертолета. Она прямо пропорциональна корню
квадратному из величины нагрузки G/F на 1 м2 ометаемой
площади. Вертикальная скорость снижения зависит также
от горизонтальной скорости полета, которая определяет
длину пробега вертолета, а следовательно, и потребные раз­
меры посадочной площадки.
На планировании перед посадкой вертолет обладает ки­
нетической энергией движения всего вертолета и кинетиче­
ской энергией вращения несущего винта ( рис. 1). Величина
208

первой прямо пропорциональна квадрату с~юрости полета.
К:инетическая энергия вращения несущего винта прямо про­
порциональна квадрату числа его оборотов. Запас кинети­
ческой энергии вертолета при различных скоростях устано­
вившегося планирования тем выше, чем больше скорость
планирования. При большем запасе кинетической энергии
летчик может создать избыточную тягу винта и энергично
погасить вертикальную скорость снижения.
Екг.м
IООИ'(
f)
5П
100
Vкм/УО-С
Рис. 1. Запасы кинетической энергии верто­
лета на режиме безмоторного планирования
(w=22,65)
В соответствии с использованием кинетической энергии
вертолета различают три способа его посадки на режиме
авторотации несущего винта с неработаюшим двигателем.
Посадка «по-самолетному» (без увеличения общего
шага). В этом случае используется кинетическая энергия
движения вертолета. Совершает,ся такая посадка на относи­
тельно большой скорости, когда Vy уменьшается из-за уве­
Jrичения тяги несущего винта. Летчик отклоняет ручку управ­
ления циклическим шагом на себя. Вследствие увеличения
угла атаки несущего винта увеличивается его тяга, траекто­
рия движения становится все более пологой, а в момент ка­
сания земли- почти горизонтальной. Так как при такой
посадке возможны поломка хвостового винта и большой
пробег после приземления, этот спосоС в настоящее время
не применяется.
Посадка с «подрывом» ( с увеличением общего шага не­
сущего винта). Скорость снижен~я ри этом уменьшается за
счет использования кинетической нергии вращения несу­
щего винта. Благодаря большш" . инерции вращения при
быстром увеличении общего ш а несущий винт стремится
209

сохранить свои обороты. Создаваемая им тяга некоторое
время (из-за увеличения шага) будет больше, чем при
установившемся планировании. Однако в дальнейшем ско­
рость вращения винта, а затем и тяга начинают умень­
шаться вследствие увеличения силы воздушного сопротив­
ления. Поэтому увеличивать общий шаг следует на опреде­
ленной высоте, помня, что воспользоваться им можно только
один раз.
Посадка на режиме безмоторного планирования состоит
из четырех последовательных этапов: планирования, вырав­
нивания, приземления и пробега. При планировании на ре­
жиме самовращения винта наклон траектории и величины
вертикальной и горизонтальной составляющих скорости сни­
жения будут определяться аэродинамическим качеством
вертолета, т. е. отношением подъемной силы к воздушному
сопротивлению при данном угле атаки несущего винта. Пере­
грузка в момент приземления и длина пробега зависят от
скорости планирования и характера пилотирования на вы­
равнивании. Надо ,сказать, что посадка ,с <<Подрывом» -
единственно возможная при отказе двигателя в полете с ма­
лой скоростью или при висении на малой высоте (до 150 м).
Вертолет при такой посадке не успевает увеличить поступа­
тельную скорость больше 60-70 км/час. Скорость снижения
целиком гасится благодаря использованию кинетической
энергии вращения несущего винта.
Если же отклонить ручку на себя на скорости планиро­
вания 50-70 км/час по прибору (т. е. увеличить угол атаки
несущего винта), то вектор тяги не увеличится, а лишь на­
клонится назад, вертикальная составляющая тяги умень-
шится, а вертикальная скорость снижения увеличится.
•
Для вертолета Ми-1 при скорости на планировании, рав­
ной 70-80 км/час по прибору, увеличивать шаг ,следует
плавно с высоты 10-12 м, а ,с высоты 5-6 м - энергично.
При этом снижение замедляется и посадка происходит с
очень малой вертикальной с-коростью. Ручкой управления
циклическим шагом сохраняе11ся определенный угол тангажа
и устраняются поперечные 011клонения.
Посадка при скорости на планировании 50-60 км/час
по прибору требует повышенного внимания летчика. Тех­
ника пилотирования остает,ся такой же, как и при скорости
70-80 км/час, однако необходимо очень точно оценивать
высоту полета, чтобы погасить вертикальную скорость сни­
жения и не допустить больших перегрузок.
Быстрое и преждевременное увеличение общего шага
210

Может прйвест;t к зависанию вертолета над землей и грубой
посадке. При медленном увеличении общего шага вертолет
может удариться о землю с непогашенной вертикальной
скоростью. Пилотирование затрудняется еще и тем, что вся
посадка от начала увеличения общего шага до момента ка­
сания земли происходит за 2-3 сек.
При скорости планирования перед посадкой 50 км/час по
прибору увеличение общего шага начинают на высоте
8-10 лt одним энергичным движением. В начальный момент
увеличения шага вертикальная скорость уменьшается быст­
рее и на большую величину, чем в конце, когда винт пере­
веден на предельный угол.
В момент касания земли нужно уменьшить шаг несущего
винта до минимального. Однако следует учитывать, что при
этом уменьшится подъемная сила и под действием веса ло­
пасти могут энергично опуститься и удариться о нижний
упор. Удар может произойти, если общий шаг уменьшается
резко и с опозданием, когда обороты несущего винта уже
сильно умен:ышились. При малых оборотах и большо;1.1 общем
шаге подъемная сила каждой лопасти еще достаточно ве­
лика, чтобы удержать ее от опускания под дейст,вием соб­
ственного веса. Удерживающее действие центробежной силы
невелико, так как она мала. Поэтому при резком уменьше­
нии общего шага, а следовательно, и подъемной силы под
действием веса лопа,сти будут энергично опускаться вниз,
ударяясь о нижний упор. К:онцы лопастей при этом за счет
упругости могут опуститься еще ниже (под действием силы
инерции) и ударить по хвостовой балке.
Характеристики посадки с «подрывом» на скорости пла­
нирования 48 км/час были получены в результате записи
приборов (рис. 2). При такой посадке пробег достигает
40-50 м в безветрие и 5-10 м при ветре 6--7 м/сек; ско­
рость приземления равна 70-40 км/час.
Рассмотрим особенности посадки с «подрывом» верто­
лета Ми-4. На него после отказа двигателя так же, как и
на вертолет Ми-1, действуют два момента: кренящий и раз­
ворачивающий вправо. Для их устранения отклоняют ручку
влево и ле~ую педаль. Возникающие на ручке значительные
усилия полностью снимают поперечным триммером.
При переходе на режим авторотации в случае недоста•
точного отклонения левой педали воз;1.1ожно возникновение
опасных правых кренов, приводящих к перевороту верто­
лета, что может усугубиться еще и падением оборотов несу­
щего винта ниже 2200 об/мин.
211

Такое явление объясняется появлением больших левых
скольжений вертолета и дополнительных правых ,кренящих
моментов от несущего и хвостового винтов.
,
Для предотвращения этого необходимо одновременно
или с опережением отклонить левую педаль при сбросе
60
l/0
20
п оd/м11н(811нта)
Q123456789ЮП~QНШМО$tш
Рис. 2. Посадки вертолета Ми-1 с «под­
рывом» на скорости
планирования
48 км/час по прибору
общего шага несу­
щего винта. Не сле­
дует в этом случае
увеличивать оборо­
ты
наращиванием
скорости планирова­
ния, так как это еще
больше
увеличит
правый крен.
На планировании
со скоростью боль­
ше 150 км/час при
постоянном
значе­
нии шага обороты
несущего винта пре­
вышают максималь­
ные и возникает тря­
ска вертолета, кото­
рая
пропадает с
уменьшением
ско-
рости.
Наивыгод-
нейшая
скорость
планирования на ре­
жиме самовращения
несущего винr а -
100 км/час по при­
бору.
При планировании
со скоростью 60-
50 км/час по при­
бору посадка полу­
чается с небольшим
пробегом (5_: __40 м).
На выравнивании для уменьшения вертикальной скорости
скольжения увеличивают шаг. При заходе против ветра
более 5 м/сек вертолет снижается очень круто. Такая по­
садка усложняется еще и тем, что в распоряжении летчика
очень мало времени для предпосадочного маневра: спуск с
высоты 25 м до момента приземления при посадке с нор-
212

мальным полетным весом проходит всего лишь за 2,5~
3 сек..
Если скорость планирования вертолета Ми-4 с полетным
весом 6100 кг меньше 70 KJrt/чac, общий шаг начинают уве­
личивать с высоты 15-18 м; при скорости планирования
50 км/час и весе 7100 кг- с высоты 20 м. Темп увеличения
может быть постоянным (2-3 град/сек) или ускоренным (от
1,5 до 3 град/сек) в зависимости от высоты и начального
темпа увеличения общего шага: для малых высот темп быс.;г­
рый, равномерный, для больших высот он вначале медлен­
ный, а затем движение
ш
н,,,
рычагом « аг - газ»
50
должно быть ускорен­
ное (рис. 3).
40
При посадке с оста- 30
новленным двигателем
на полосу или подго- 20
товленную
площадку
наиболее прост по тех- FO
нике
пилотирования
метод использования
~---
С•6160
50 60 70 80 90100110 120Vпр
общего шага несущего
винта. Выравнивание,
т. е. увеличение обще­
го шага, начинают при
Рис. 3. Зависимость высоты начала
увеличения общего шага от скорости
планирования
скорости 90-110 км/час по прибору на высоте 15-18 м
либо размеренно - с темпом 0,7-1,2 град/сек, либо
ускоренно - с нарастанием темпа от 0,3 до 3,5 град/сек.
Пробег может составить 80-120 мв зависимости от скорости
ветра и степени торможения. На утрамбованном грунте или
бетоне иногда возникает явление «шимми» передних колес.
Однако оно пропадает, как только скорость станет 1Менее
60 км/час.
Третий способ посадки - комбинированный:, т. е. посадка
«по-самолетному» с «подрывом» перед приземлением.
При комбинированном способе посадки полностью исполь­
зуется кинетическая энергия несущего винта и частично
энергия поступательного движения вертолета. При таком спо­
собе посадки вертолет выравнивают, сначала резко увели­
чивая угол тангажа на 30-40°, а затем переводя его в гори­
зонтальное положение и увеличивая общий шаг перед при­
землением. За счет большого угла атаки несущего винта в
процессе выравнивания тормозя11ся и вертикальная и гори-
213

зонтальная составляюuще скорости полета и вертолет при­
земляется практически без пробега.
На вертолете Ми-1 на планировании выдерживают око­
рость 100 км/час. При такой скорости выравнивание проис­
ходит без заметного взмывания и «проваливания». Выравни­
вание начинают на высоте 20-30 м энергично (за 0,5-
0,7 сек), отклонив ручку на себя до упора (угол тангажа при
этом увеличивается на 30-38°), а затем без выдерживания
на упоре ее отклоняют от себя примерно за 1 сек. Обороты
несущего винта в процессе выравнивания возрастают на
150-200 об/мин и достигают максимального значения
(около 2250-2300 об/мин).
В положении «от себя» ручку выдерживают до тех пор,
пока угол тангажа вертолета не достигнет максимальной
величины. К:ак только вертолет начнет опускать нос, ручку
возвращают обратно в течение 0,5-0,7 сек сначала при­
мерно на 1/з хода назад за нейтральное положение и затем,
когда угол тангажа уменьшит,ся до 8-10°, устанавливают в
нейтральное положение.
Увеличивают общий шаг несущего винта перед призем­
лением, в конце выравнивания, когда вертолет начинает сни­
жаться (т. е. с высоты 6-10 м). Темп увеличения (примерно
2 град/сек) таков, чтобы вертикальная скорость составляла
2 м/сек (рис. 4). Посадка происходит довольно медленно.
Продолжительность ее от начала выравнивания до момента
ка,сания земли равна 6-9 сек. Пробег при этом не превы­
шает 6-1 О м, что особенно важно при посадке на незнако­
мой местности.
Техника пилотирования во время такой посадки довольно
сложна, и ошибки могут привес11и к поломке хвостового
винта.
Для вертолета Ми-4 комбинированный способ посадки
имеет свои особенности.
Планируя со скоростью 70-80 кл~/час, на высоте
30-35 м ручку управления циклическим шагом отклоняют
на себя (примерно на 1⁄4), увеличивая угол тангажа верто­
лета. Горизонтальная и вертикальная скорости при этом
уменьшаются. С высоты 25-30 .м общий шаг несущего винта
продолжают увеличивать так, чтобы к моменту приземле­
ния он был максимальным. Во время увеличения общего
шага вертолет удерживают в таком положении, чтобы
в момент приземления не коснуться земли хвостовым
винтом.
214

Так как угол тангажа вертолета изменяется ,с запаздыва­
нием на 1,5-2 сек, то перед приземлением на высоте 5-6 м
ручку управления циклическим шагом отклоняют от себя.
Бели высота выбрана правильно, движение ручки должно
быть равномерно ус- v м/се!f ffм
коренным, поскольку У
общий шаг наиболее
эффективен пример-
но в первой поло­
вине хода.
С падением обо­
ротов несущего вин-
та вертикальная ско­
рость из-за увеличе-
ния общего шага
быстро падает. Вот
почему не рекомен­
дуется начинать уве­
личение общего ша-
га на высоте более
25 м. Быстро выби­
рать руч,ку на себя в
первой половине хо-
да навысоте20-10м
(хотя это и хочется
сделать из-за при­
ближения к земле)
также нежелатель-
но.
Небольшие ошиб­
ки в управлении
легко устранить, за­
медлив или ускорив
темп увеличения об­
щего шага.
При посадке ком­
бинированным мето-
дом в момент увели­
чения угла тангажа
о
-2
20
16
12
rv~
• ---<'!'!___ у_;
~Рш,1/час 8
120
100
80
60
40
20
о
о
\
f.
\
8
\
4 ____'f
_____
,.,.
rJ,
20
10
о
о
-z
~
В'н
Г/ff r-------- ~.n
о
-2
п8 оd/мин
П9
2000
1800
Пz; Пу
f7g
1,0
П.z:
_
1
°0
Момент ffacaнun __
' 101214-1б182022242б2830tсек
Рис. 4- Посадка Ми-! с выключенным
двигателем комбинированным методом
нарушается путевая балансировка вертолета, так как хво­
стовой винт, связанный трансмиссией с несущим, раскру­
чивается. Машину разворачивают влево, и летчик вынуж­
ден отклонять правую педаль и одновременно перемещать
ручку вправо. Если перед приземлением увеличивается
215

общий шаг, летчик отклоняет левую педаль, так как обо­
роты несущего и хвостового винтов падают.
Целесообразность посадки I{омбинированным методом
летчик определяет в каждом конкретном случае. Обычно
э·ют способ используют при посадке в лесу, горах и т. д.
Посадка на воду
Вертолет Ми-4, оборудованный поплавками, может со­
вершить посадку на воду на режиме авторотации с выклю­
ченным двигателем.
В случае отказа двигателя над водой летчик переводит
вертолет на режим самовращения несущего винта, умень-
. шив
его шаг. Скорость планирования выдерживается
60-50 КJrt/чac по прибору при оборотах несущего винта
2400 в минуту. Балансируют вертолет триммером продоль­
ного управления, создавая незначительный пикирующий
момент; триммером поперечного управления полностью сни­
мают усилия от кренящего момента вправо.
Скорость и направление ветра при посадке легко опре­
делить по ,состоянию водной поверхности. Если полет про­
исходит над морем и скорость ветра превышает 5-6 м/сек,
то на море появляются ветровые полосы, идущие парал­
лельно ветру. При встречном ветре 6-7 м/сек рекомен­
дуется выдерживать скорость планирования 60-70 км/час.
Следует также учитывать, что над водной поверхностью
труднее определить высоту, особенно в штиль, поэтому лет­
чику надо быть особенно внимательным при подходе к воде.
Посадку выполняют с «подрывом». С высоты 7-12 м увели­
чивают общий шаг рычагом «Шаг - газ», одновременно
отклоняя ручку от себя примерно на 1/з хода. К: моменту
приводнения общий шаг должен быть максимальным.
Темп взятия ручки «Шаг - газ» перед посадкой зависит
от вертикальной скорости снижения и высоты. Чем больше
вертикальная скорость снижения и чем меньше высота, тем
энергичнее увеличивают общий шаг и больше отклоняют
ручку от себя, чтобы избежать поломки хвостового винта.
Приводнение происходит мягко; вертикальная перегрузка
не превышает 1,6-1,7 единицы.
Возможна посадка на воду и вертолета, не оборудован­
ного поплавковым шасси. Выполняется она также комбини­
рованным ,способом с минимально возможной поступатель­
ной с,коростью. Перед посадкой сбрасывают боковые двери
216

пило'I'Ской и грузовой кабин, а в момент приводнения свали­
вают вертолет вправо и назад, чтобы остановить вращение
лопастей несущего винта, заставив их бить по воде. В мо­
мент касания воды рекомендуе-гся в,ключать тормоз несу­
щего винта.
Расчет на поса,т~;ку
При планировании на режиме самовращения несущего
винта качество вертолета сильно зависит от скорости. На­
пример, если планировать с высоты 1000 м на скорости
120 км/час, вертолет пройдет по горизонту 5 км, а на око­
расти 60 к.м/час - 2,5 км. Следовательно, при отказе двига­
теля на болышой высоте летчик сможет уточнить расчет на
посадку. За время изменения скорости планирования от
120 до 60 км/час вертолет Ми-4 теряет в среднем 80-90 м,
а при разгоне от 60 до 120 км/час - 160-170 м высоты.
Приближенные значения ;качества Ми-4 при планировании
на различных скоростях приведены ниже.
Скорость планиро­
в ан11я в к.щчас
120
100
80
60
50
Аэродинамическое качество вертолета
Ми-4 весом
7160 "г
6160 "г
4,5
5
3,6
4
2,8
3
2,1
2,5
1,4
1,55
Ветер может в значительной степени изменить траекто­
рию планирования: встречный увеличивает крутизну траек­
тории, а попутный - уменьшает. Например, при встречном
ветре 7-8 м/сек на планировании со скоростью 70-80 км/час
крутизна траектории такая же, как при скорости
50-70 км/час в безветрие. Чтобы при посадке вертолет пла­
нировал по траектории, соответствующей скорости 70-
80 км/час, при встречном ветре скорость увеличивают (но
не выше 100 км/час), а при попутном -уменьшают (но не
ниже 50 км/час).
При планировании ,с правым боковым ветром техника
посадки не усложняется, так как вертолет на режиме само­
вращения несущего винта имеет правое окольжение и устра-
217

нение сноса не представляет трудности. Практически это
можно сделать, даже не совдавая крена, если скорость ветра
не превышает 5-7 м/сек. Но при посадке с левым боковым
Еетром более 5-6 .м/сек может не хватить отклонения ручки
управления для устранения сноса. Поэтому ваходить на по­
садку с левым боковым ветром более 3-4 м/сек не рекомен­
дуется.
*

ПРИЛОЖЕНИЕ 1
КРАТКИЙ СЛОВАРЬ-СПРАВОЧНИК ПО АЭРОДИНАМИКЕ
АВТОРОТАЦИЯ КРЫЛА - способность крыла самовращаться
относительно продольной оси при переходе на большие углы атаки. Она
возникает у крыльев, у которых Су с увеличением угла атаки после до­
стижения максимального значения резко падает.
АПЕРИОДИЧЕСКОЕ ДВИЖЕНИЕ- бесколебательное движение
самолета, предо-ставленного самому себе и отклоненного от установив­
шегося режима под действием возмущения. Апериодическое движение
представляет собой постепенное приближение (или уход) самолета к
исходному режиму с однократным переходом или без перехода через
Н('ГО.
АЭРОДИНАМИКА- наука о движении воздуха и о его воздей­
ствии на обтекаемые им тела. Аэродинамика самолета - иаука о дви­
жении самолета в воздушной среде под действием сил, возникающих
при этом движении.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ КОЭФФИЦИЕНТЫ- безразмерные ве­
личины, входящие в формулы для подсчета аэродинамических сил и
аэродинамических моментов.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ МОМЕНТЫ- моменты полной аэроди­
намической силы относительно координатных осей самолета. Аэроднна­
мические моменты выражаются формулами:
v2
Мх = тхр 2 S! - момент крыла (поперечный);
v2
Му = тур 2 Sl - момент рыскания;
•
v2
Mz= mzp
2
Sb - момент тангажа (продольный).
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ - силы, действующие на тело
,при обтекании этого тела во,здушным потоком или при движении тела
в воздушной среде. Они возникают в результате давления воздуха на
тело и трения воздуха о поверхность тела. Равнодействующую всех
аэродинамических сил называют полной аэродинамической силой. Ее
составляющими являются подъемная сила У, сила лобового сопротив­
ления Q и боковая сила Z.
219

Аэродииамические силы выражаются формулами:
pV2
R = CR S2 - полная аэродинамическая сила;
" [/2
У= CyS _р- - подъемная сила;
2
v2
Q = С xS _Р- - сила лобового сопротивления;
2
Z= CzSpV
2
-
uоковая сила
2
'
где cR, Су, с_., Cz- аэродинамические коэффющенты;
S - площадь крыла в плане;
pV2
.
2 - скоростнои н.апор.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ФОКУС- точка профиля крыла (само•
лета в целом), относительно которой момент аэродинамических сил
в большом диапазоне углов атаки остается постоянным.
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО САМОЛЕТА К - отношение
подъемной силы к лобовому сопротивлеиию (или их коэффициентов)
при данном угле атаки. Максимальное значение Кмаис соответствует
наивыгоднейшему углу атаки. Чем меньше лобовое сопротивление при
даиной подъемной силе, тем более совершениым в аэродинамическом
отиошении является самолет.
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ ПОДОБИЕ - равенство отношений неко­
торых величин, характеризующих два однотипных явления, например
два явлеиия обтекания тела пото1юм в .свободной атмосфере и в аэро­
динамической трубе и т. п.
БАЛАНСИРОВКА САМОЛЕТА-уравновешивание моментов и
сил, действующих на самолет в полете, что достигается отклонением
летчиком рулей в такое положение, при котором устойчивый самолет
при освобожденном управлении, например руле высоты, летит горизон­
тально с заданной скоростью.
БАЛАНСИРОВОЧНЫЕ КРИВЫЕ- зависимость углов отклоне­
ния рулей от угла атаки крыла или от коэффициента подъемной силы
самолета.
БАЛАНСИРОВОЧНЫЙ УГОЛ - угол отклонения руля высоты,
при котором в установившемся режиме полета достигается равновесие
моментов относительно оси Z.
БАЛАНСИРОВОЧНЫЙ УГОЛ АТАКИ-угол, при котором про­
дольный момент самолета относительно поперечной оси равен нулю
(М,=0).
БОЕВОЙ РАЗВОРОТ - неустановившийся криволинейный полет
самолета с набором высоты и изменением направления на 180°-
БОКОВАЯ СИЛА Z - аэродинамическая сила, возникающая при
скольжении самолета под умом ~ к направлению потока воздуха.
Уравновешивается в полете креном самолета иа определенный угол.
БОКОВАЯ УСТО йЧ И В ОСТЬ - способность самолета устранять
возникающие под действием возмущения боковые движения (крен и
скольжение), т. е. восстанавливать первоначальное направлеиие полета.
220

fIOKOBbIE ДfJИЖЕНЮI САМОЛЕТА- движения самолета в го­
ризонтальной плоскости XOZ. Они состоят из вращательных движений
самолета вокруг осей ОХ и ОУ и поступательных движений центра
тяжести в этой же плоскости.
БОЧКА - см. «Двойной переворот».
ВАЛ ЕЖКА - самостоятельное накренение самолета, появляю-
щееся на большой скорости при нейтральном положении элеронов
вследетвие несимметричности подъемных сил каждой половины крыла.
ВЕРТИКАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ Vy - вертикальная составляющая
скорости. полета (V у= V sin 0, где 0 - угол наклона траектории дви­
жения самолета к горизонту).
ВЗЛЕТНАЯ ДИСТАНЦИЯ - расстояние, пройденное самолетом
за время разбега, разгона скорости и набора высоты 25 .м.
ВЗЛЕТ САМОЛЕТА - ускоренное движение еамолета от момента
начала разбега до набора высоты 25 м.
ВЗМЫВАН ИЕ - криволинейное движение самолета при посадке
вследствие резкого увеличения подъемной силы крыла в конце вырав­
нивания, а также при сильном ударе Rсолесами о землю при большой
вертикальной скорости приземления. При взмывании самолета в случае
увеличения угла атаки больше критического возможно сваливание на
крыло.
ВИРАЖ - криволинейный полет самолета в горизонтальной пло­
скости. Виражи различают установившиеся и неустановившиеся. Уста­
новившийся вираж без скольжения с постоянными креном, поступатель­
ной и угловой скоростями называется правильным.
ВЛИЯНИЕ БЛИЗОСТИ ЗЕМЛИ - изменение подъемной силы и
лобового сопротивления крыла за счет уменьшения скоса потока у
крыла при полете в непосредственной близости от земли или при дви­
жении по земле.
ВОЗДУШНАЯ (истинная, техническая) СКОРОСТЬ- скорость
полета летательного аппарата относительно воздуха.
ВОЗМУЩЕННОЕ ДВИЖЕНИЕ САМОЛЕТА- неустановившееся
движение предоставленного самому себе самолета после отклонения его
от установившегося режима полета.
ВОЛНОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ- дополнительное сопротивление
давления, возникающее при больших скоростях движения тела в воз­
душной среде, при которых появляются местные скачки уплотнения.
ВОЛНОВОЙ: КРИЗИС- понятие, связанное с появлением волно­
вого сопротивления.
ВРЕДНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ САМОЛЕТА-лобовое сопротив­
ление всех частей самолета, за исключением крыла.
ВЫРАВНИВАНИЕ ПРИ ПОСАДКЕ- криволинейное движение
самолета при выводе его из режима планирования в режим горизон­
тального выдерживания. Выравнивание обычно начинается на высоте
6-10 .м и заканчивается на высоте 0,5-1 м.
ВЫСОТНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ДВИГАТЕЛЯ-зависимость
тяги и удельного расхода тuплива от высоты полета при постоянном
числе М полета и заданном законе регулирования.
ГИПЕРЗВУКОВАЯ СКОРОСТЬ - скорость, превышающая ско­
рость звука больше чем в 5 раз (М>5).
ГЛИССАДА - прямолинейная траектория снижения или подъема
под углом (,Э к горизонту.
ГОЛОВНОЙ: СКАЧОК УПЛОТНЕНИЯ - резкое увелю1ение дав­
ления впереди обтекаемого тела (крыла, фюзеляжа).
221

tОРИЗОНТАЛЬНМI ПРИЕМИСТОСТЬ САМОЛЕТА- способ-
fюсть самолета изменять скорость горизонтального полета.
ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ- прямолинейное движение само­
лета в горизонтальной плоскости с постоянной скоростью. Условием та-
1,ого полета является равенство нулю действующих на него сил и мо­
ментов.
ГОРКА - не,установившееся движение самолета с ·набором высоты
под углом, превышающим максимальный угол набора. Горка выпол­
няется за счет запаса кинетической энергии самолета (запаса скорости).
ДАЛЬНОСТЬ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА - ра,сстояние, опре­
деляемое отношением располагаемого запаса топлива для горизонталь­
ного полета к километровому расходу топлива.
ДАЛЬНОСТЬ ПЛАНИРОВАНИЯ - расстояние относительно воз­
духа по горизояту, которое может пролететь самолет при планировании
с заданной высоты; зависит только от величины аэродинамического ка­
чества.
ДВИЖЕНИЕ РЫСКАНИЯ - движение самолета в горизонтальной
плоскости потока под углом В к его направлению.
ДВОйНОй ПЕРЕВОРОТ (бочка) - фигурный полет, при котором
самолет переворачивается через крыло на 360", не меняя высоты и на­
правления полета.
ДЕМПФИРОВАНИЕ - торможение возмущенных движений само•
лета дополнителыными демпфирующими моментами крыла, фюзеляжа
и оперения, возникающими только при вращении самолета вокруг соот­
ветствующих виду движения осей. Чем больше демпфирующий момент
при колебаниях самолета, тем быстрее затухают колебания.
ДИАПАЗОН СКОРОСТЕЙ - разность между максимальной и
практически минимальной для горизонтального полета скоростями на
одной и той же высоте полета.
•
ДИАПАЗОН ЦЕНТРОВОК- разность между предельно задней и
предельно передней центровками в долях САХ.
ДИНАМИКА ПОЛЕТА САМОЛЕТА - раздел аэродинамики само­
лета, изучающий неустановившиеся прямолинейные и криволинейные
движения самолета, устойчивость движения, управляемость и манев­
ренность самолета, а также движение самолета при штопоре.
ДИНАМИЧЕСКИЙ ПОТОЛОК САМОЛЕТА-высота полета,
большая статического потолка; набор ее происходит за счет использо­
вания кинетической энергии самолета при гашении скорости до эволю­
тивной, при выходе на которую самолет имеет минимально допустимую
скорость горизонтального полета (наибольшая высота, достигнутая
с использованием запаса кинетической энергии).
ДЛИНА РАЗБЕГА - расстояние, проходимое самолетом ·с начала
взлета до момента отрыва от земли.
ДРОССЕЛЬНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ДВИГАТЕЛЯ- зависи-
мость тяги и удельного ,расхода топлива от числа о.боратов ротора дви­
гателя.
ЖЕСТКОСТЬ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА - способность кон­
струкции (матtриалов) противостоять деформации под нагрузкой.
ЗАЖАТЫЕ РУЛИ - положение рулей и элеронов, когда оии удер­
живаются в нейтральном нли отклоненном положении летчиком или
автопилотом.
ЗАПАС ЦЕНТРОВКИ - расстояние по средней аэродинамической
хорде между фокусом самолета и действительной (передней или зад-
222

ней) центровкой; соответствует степени продольной статической устой­
чивости (-т;У J.
ЗАТЕНЕНИЕ ОПЕРЕНИЯ - обтекание оперения заторможенным
(завихренным) потоком воздуха при больших углах атаки крыла, в ре­
зультат ч ·,о эфф _ктивность рул1сй падаtст.
ИЗБЫТОЧНАЯ ТЯГА - разность между располагаемой и потреб­
ной тягами для данного режима полета-
ИЗМЕНЕН И Е ЦЕНТРОВКИ - перемещение центра тяжести само­
лета вдоль хорды крыла относительно первоначального положения,
вызванное изменением загрузки самолета.
ИНДИКАТОРНАЯ СКОРОСТЬ - скорость поJ1ета по идеальному
указателю скорости, не имеющему инструмен гальной и аэродинамиче­
ской поправок и учитывающему поправку на снижаемость
Рн
ро
ИНДУКТИВНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ КРЫЛА-часть лобового
сопротивления, возникающая при наклоне истинной подъемной силы
вслед,с1вие ,скоса потока воздуха, обтекающего крыло конечного размаха.
ИНТЕРФЕРЕНЦИЯ - взаимное влияние частей самолета, вслед­
ствие которого обтекание их, взятых вместе, отличается от обтекания
этих частей, взятых изолированно.
КИЛОМЕТРОВЫЙ РАСХОД ТОПЛИВА -расход топлива на
километр воздушного пути. Определяется отношением часового расхода
топлива к фактической скорости самолета.
КРИВОЛИНЕйНЫй ПОЛЕТ - режим полета, при котором центр
тяжести самолета движется по криволинейной траектории в вертикаль­
ной или горизонтальной плоскости или одновременно в обеих плоско­
стях. Криволинейный полет происходит под действием центростреми­
тельной силы.
КРИТИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ - наименьшая скорость полета само­
лета, при которой в какой-либо точке его поверхности скорость обте­
кания потока достигает скорости звука.
КРИТИЧЕСКАЯ (нейтральная) ЦЕНТРОВКА - центровка, при ко­
торой запас продольной статической устойчивости самолета равен нулю
(т;у =О); это соответствует совмещению центра тяжести с фокусом
самолета (на средней аэродинамической хорде).
КРИТИЧЕСКИЙ УГОЛ АТАКИ -угол атаки, при котором подъ­
емная сила максимальная. В полете на к;ритическом угле атаки возни­
кает срыв потока на крыле, и самолет теряет устойчивость и управляе­
мость.
КРИТИЧЕСКОЕ ЧИСЛО Мнр - число М полета. при котором в ка­
кой-либо точке поверхности ,самолета скорость обтекания достигает
скорости звука.
КОЛЕБАНИЯ САМОЛЕТ А - периодические вращательные движе­
ния самолета около центра тяжести и одновременные поступательные
движения центра тяжести по волнообразной траектории в простр<1н­
стве. Причиной колебаний является действие возмущений на самолет
со свободным управлением или периодические действия управления,
вызывающие отклонение от установившегося режима полета самолета.
КОЛЕБАТЕЛЬНАЯ НЕУСТОЙЧИВОСТЬ- свойство самолета,
предоставленного самому себе, произвольно изменять крен и угол
скольжения.
223

КОЭФФИЦИЕНТ ДАВЛЕНИЯ - отношение избыточного .давления
в некоторой точке поверхности обтекаемого потоком тела к скорост­
ному напору.
КОЭФФИЦИЕНТ РАСХОДА УСИЛИЙ НА ПЕРЕГРУЗКУ- от­
ношение приращения усилий на ручке управления рулем высоты, по­
требных для приращения перегрузки, к изменению перегрузки.
ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ, ИЛИ СИЛА ЛОБОВОГО СО­
ПРОТИВЛЕНИЯ Q - составляющая полной аэродинамической силы,
направленная против движения самолета (вдоль потока). Различают
продольное, индуктивное и волновое со.r!ротивления крыла и самолета
в целом.
МАКСИМАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ ПОЛЕТА - скорость прямолиней­
ного горизонтального п~ самолета ,с максимальной мощностью
(тягой) (·vмакс=-. /2РраQп).
V Cx?S
МАНЕВРЕННОСТЬ САМОЛЕТА- способность самолета изменять
скорость, высоту и направление полета за определенный промежуток
времени.
МЕЖДУНАРОДНАЯ СТАНДАРТНАЯ АТМОСФЕРА - принятые
всеми странами изменения основных параметров воздуха (Т, р, р) при
изменении_ высоты.
МИНИМАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ- наименьшая скорость горизон­
тального полета. Полет с этой скоростью происходит на втором ре­
жиме с критическим углом атаки; коэффициент подъемной силы равен
его максимальному значению.
НАИВЫГОДНЕйШАЯ СКОРОСТЬ- скорость равномерного пря­
молинейного полета самолета с наивыгоднейшим углом атаки,_ при ко­
тором аэродинамическое качество максимально, а потребная тяга наи­
меньшая.
НАИВЫГОДНЕйШИй УГОЛ АТАКИ - угол атаки, при котором
аэродинамическое качество самолета максимально.
НЕСИММЕТРИЧНЫЙ ПОЛЕТ САМОЛЕТА-полет с определен­
ным креном и скольжением.
ОДИНАРНЫЙ ПЕРЕВОРОТ - фигурный полет, при котором са­
молет описывает вторую половину петли Нестерова. Выполнение оди•
нарного переворота начинается с переворота самолета из горизонталь­
ного полета на «спину» с последующим снижением и выводом в гори-
зонтальный полет.
.
ОКОЛОЗВУКОВАЯ (траисзвуковая) ОБЛАСТЬ - диапазон боль­
ших дозвуковых скоростей и скоростей, несколько превышающих ско­
рость звука.
ОСВОБОЖДЕННЫЕ РУЛИ - рули и элероны, не удерживаемые
в полете летчиком или включенным автопилотом.
ОСЬ ШТОПОРА - вертикальная линия, около которой на расстоя­
нии радиуса витка центр тяжести самолета описывает спираль при
штопоре.
ОТНОСИТЕЛЬНАЯ ТОЛЩИНА ПРОФИЛЯ - отношение наи-
большей его толщины к хорде, выраженное в процентах.
ПЕРЕВЕРНУТЫЙ ПОЛЕТ - полет самолета на «спине», вверх
колесами. При этом угол атаки к;рыла, подъемная сила и перегрузка
отрицательны.
224

ПЕРЕГРУЗКА - ошошсннс подъемной силы самолета к его весу.
Максимально возможная теоретическая перегрузка определяется отно­
шением квадратов максимальной и минимальной скоростей полета.
ПОДЪЕМНАЯ СИЛА У - составляющая полной аэродинамиче­
ской силы, направленная перпендикулярно потоку (скорости полета).
ПОЛНАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СИЛА (сила полного сопро­
тивления) - см. «Аэродинамические силы».
ПОПЕРЕЧНАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ- статическая
устойчивость самолета относительно продольной оси - способность са­
молеrа при нейтральном положении элеронов автоматически устранять
крен при скольжении или крениться в противоположную скольжению
сторону.
ПОПЕРЕЧНОЕ V КРЫЛА -угол между плоскостью хорд крыла
н перпендикуляром к плоскости симметрии самолета. Поперечное V мо­
жет быть прямым и обратным (концы половин крыла наклонены вниз).
Обратное V делают у самолетов с крылом большой прямой стреловид­
ности, чтобы уменьшить поперечl!ую устойчивость.
ПОТЕРЯ СКОРОСТИ - уменьшение скорости полета до вели­
чины, при которой невозможно управлять самолетом II продолжать по­
лет по заданной траектории.
ПОТРЕБНАЯ СКОРОСТЬ - скорость, необходимая для создания
соответствующей подъемной силы на заданном угле атаки крыла
ПОТРЕБНАЯ ТЯГА - сила тяги, необходимая для полета на за­
данном режиме.
ПРЕДЕЛЬНАЯ СКОРОСТЬ ПОЛЕТА - наибольшая скорость,
которую разрешается развивать в прямолинейном полете из условий
прочности (допустимой деформации кручения крыла), вибраций,
ус1 ойчивости или управляемости самолета.
ПРАКТИЧЕСКАЯ (прикладная) АЭРОДИНАМИКА- раздел
аэродинамики, изучающий теорию полета летательных аппаратов раз­
личных 1"пов (аэродинамику крыла и несущих частей летательного
аппарата, аэродинамику винта, аэродинамический расчет и динамику
полета).
ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА - время непрерывного по­
лета самолета от взлета до посадки.
ПРОДОЛЬНАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ- способность
самолета сохранять устойчивое равновесие продольных статических мо­
ментов в полете с постоянной скоростью.
ПРОДОЛЬНЫЕ КОЛЕБАНИЯ САМОЛЕТА-движения само­
Jiета в вертикальной плоскости, состоящие из вращательных движений
самолета относительно поперечной оси и поступательных движений
центра тяжести в этой плоскости.
ПУТЕВАЯ СКОРОСТЬ - скорость полета относительно земли.
ПУТЕВАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОйЧИВОСТЬ- способность са­
молета с освобожденным или зажатым рулем высоты сохранять устой­
чивое равновесие статических моментов рыскания.
225

ДО
РАДИУС ВИРАЖА - расстояние от центра криi!изны траекториii
v2
центра тяжести самолета; определяется по формуле r = -t -, где
ggy
V - угол крена.
РАДИУС ДЕЙСТВИЯ САМОЛЕТА - наибольшее расстояние,
пролетаемое самолетом в один конец при полете к цели и обратно.
РАСПОЛАГАЕМАЯ (полезная тяговая) МОЩНОСТЬ - наиболь­
шая мощность, развиваемая двигателем, установленным на самолете,
на заданных высоте и скорости полета.
РАСПОЛАГАЕМАЯ ТЯГА - наибольшая тяга двигателя на дан­
ной высоте и скорости полета.
РЕВЕРС ЭЛЕРОНОВ - явление потери эффективности элеронов
или даже обра11ного их действия при достижении самолетом некоторой
достаточно большой скорости полета.
РЕЖИМ ПОЛЕТА - состояние движения самолета, характери­
зующее-ся в течение некоторого промежутка времени постоянством ско­
рости, ускорения, кривизны траектории (например, режим планирова­
ния). Кроме того, для самолетов различают первый и второй режимы,
характеризующие зависимость скорости и угла наклона траекто,рии
полета от аэродинамического качества.
В горизонтальном полете границей между первым и вторым режи­
мами является наивыгоднейшая скорость. Полет на скоростях от ми­
нимальной до наивыгоднейшей относится ко второму режиму. В этом
случае для уменьшения скорости тягу двигателя необходимо увеличи­
вать. Вследствие малых скоростей полета самолет на втором режиме
плохо управляем и менее устойчив, чем на первом.
РЕйНОЛЬДСА ЧИСЛО - величина, характеризующая н·епостоян­
ство скорости вдоль потока, связанное с измен~нием давления. Число
Vl
Рейнольдса подсчитывается по формуле R.e=--, где l - характерная
"{
μ
длина (длина САХ крыла, длина фюзеляжа и т. д.); v=-- кинема­
?
тический коэффициент вязкости воздуха.
Изменение числа R.e оказывает влияние на аэродинамические ха­
рактеристики самолет,а.
СВАЛИВАНИЕ НА КРЫЛО - резкое иакренение самолета при
потере скорос'l'И.
СКАЧОК УПЛОТНЕНИЯ (уда,риая волна)-тонкий слой сильно
сжатого (уплотненного) воздуха, в котором происходит резкое (скач­
ком) изменение его параметров.
СКОЛЬЖЕНИЕ - боковое движение или поворот самолета около
вертикальной оси, когда его продольная ось соста.вляет угол В с на­
правлением полета.
СКОРОПОДЪЕМНОСТЬ- наименьшее время подъема самолета
на заданную высоту с данным взлетным ве.сом при работе двигателя
с максимальной тягой (мощностью).
СКОРОСТНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ДВИГАТЕЛЯ - зависимость
тяги и удельного расхода топлива от скорости полета на одной и той
же высоте при постоянных оборотах ротора двигателя.
226

СКОРОСТНОЙ НАПОР q - кинетическая энергия единицы объема
движущегося газа, т. е. давление, возникающее вследствие движения
воздуха со скоростью V; определяется по формуле
pV2
q=2~
СКОРОСТЬ ПО ПРИБОРУ - скорость, указыв,аемая в полете
прибором, измеряющим скоростной напор.
СКОРОСТЬ СРЫВА - скорость полета, при которой самолет те­
ряет управляемость и сваливается на крыло или на нос.
СОПРОТИВЛЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ - часть лобового сопротивления
тела, обтекаемого потоком воздуха, за исключением сопротивЛЕ.'НИЯ
трения.
СПИРАЛЬ - криволинейный полет самоле'!'а с ~реном по спи­
ральной траектории по,д углом к горизонту. Спираль называется восхо­
дящей при подъеме и нисходящей при снижении.
СПИРАЛЬНАЯ НЕУСТОЙЧИВОСТЬ - свойство самолета, предо­
ставленного самому себе, переходить из крена со скольж·ением в спи­
раль.
СРЕДНЯЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ХОРДА (САХ) - хорда пря­
моугольного крыла без поперечного V, равновеликого по площади дан­
ному крылу и имеющего тот же момент продольной статической устой­
чивости
СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ - раздел аэродинамики, изу­
чающий равновесие аэродинамических моментов, которое может быть
устойчивым, безразличным или неустойчивым. Статическая устойчи­
вость самолета ра.ссматрива·ется как необходимое, но недо,статочное
условие устойчивости движения.
ТЕОРЕТИЧЕСКИЙ (статический) ПОТОЛОК САМОЛЕТА-тео­
ретически наибольшая высота полета (при V = const), на которой при
работе двигателя с максимальной тягой (мощностью) и при данном
весе самолЕ>та вертикальная скорость равна нулю.
ТЕХНИЧЕСКАЯ ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА- расстояние но горизон­
тали, пролетаемое одиночным самолетом от взлета до посадки в одном
направлеr<ии при безветрии с полным израсходованием топлива. Основ­
ной задачей расчета максимальной технической дально,сти является
определение режима минимального километрового расхода топлива 11
скорости полета на этом режиме.
ТОРМОЖЕНИЕ САМОЛЕТА- уменьшение скорости движения
самолРта на земле и в воздухе.
ТРАНСЗВУКОВЫЕ СКОРОСТИ - дозвуковые и сверхзвуковые
скорости, близкие к ,скорости звука.
УГОЛ А ТАКИ а - угол между хордой крыла и направлением на­
бегающего потока воздуха или напр·авлением скорости полета.
УГОЛ КАЧЕСТВА КРЫЛА 0- угол между векторами подъемной
силы У и полной аэродинамической силы R.
УГОЛ СКОЛЬЖЕНИЯ В - угол между вектором скорости и пло­
скостью симметрии самолета.
УГОЛ СТРЕЛОВИДНОСТИ Х - угол между линией, проходящей
примерно на расстоянии 1⁄4 хорд от ребра атаки, и перпендикуляDоМ к
плоскости симметрии самолета.
УДЕЛЬНАЯ НАГРУЗКА НА КРЫЛО -•отношение веса самолета
к площади крыла.
· 227

УСТАНОВИВШЕЕСЯ ДВИЖЕНИЕ САМОЛЕТА- такое д,виже­
иие, при котором скорость самолета с течением времени не изменяется
ни по величине, ни по направлению (прямолинейный равномерный по­
лет самолета).
УДЛИНЕНИЕ ОТНОСИТЕЛЬНОЕ- отношение размаха крыла
l
z2
ксреднейхорде,т.е.л=-Ь = -
, где S - площадь крыла в плане.
орS
УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА - способность самолета изменять
свое положение в пространстве в нужном направлении (переходить из
одного режима в другой) при отклонении рычагов управления.
УСТОЙЧИВОСТЬ ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА (динамическая устой­
чивость) - способность самолета самостоятельно (без вмешательства
летчика) сохранять или восстанавливать исходный режим установив­
шегося прямолинейного полета, если он будет нарушен действием воз­
мущения.
ФЛЮГЕРНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ - способность самолета сохра-
нять или восстанавлиJ3ать равновесие моментов рыскания самолета.
ФЛАТТЕР - самоколебания крыла или оперения самолета.
ФОКУС - см. «Аэродинамический фокус».
ХОРДА ПРОФИЛЯ КРЫЛА - отрезок прямой, соединяющий две
наиболее удаленные точки профиля.
ЦЕНТР ДАВЛЕНИЯ - точка пересечении полной аэродинамиче­
ской силы с хордой профиля пли ее продолжением.
ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА - расстояние от центра тяжести до на­
чала САХ, выраженное в процентах ее длины.
ЧАСОВОЙ РАСХОД ТОПЛИВА С,, - количество топлива в ки­
лограммах, расходуемое за час полета.
ЧИСЛО М- отношение скорости полета к скорости звука на дан­
ной высоте.
ШАРНИРJ-JЫй МОМЕНТ РУЛЯ - момент относительно оси вра­
щения (ша,рниров) руля высоты или руля направле,ния и элеронов.
ШТОПОР САМОЛЕТА - криволинейное самов,ращательное движе­
ние самолета на закритических углах атаки с быстрым снижением. При
штопоре самолет вращается одновременно около продольной, попереч­
ной и нормальной осей, а центр тяжести его описывает спираль малого
радиуса. Различают штопор нормальный и перевернутый, т. е. при по­
Jюжительных и отрицательных закритических углах атаки большинства
сечений крыла.
ЭВОЛЮТИВНАЯ СКОРОСТЬ - скорость второго режима налета
самолета, когда еще не понижается эффективность действий pyлeii п
самолет нормально реагирует на их отклонение.
ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЙ МЕТОД - метод расчета неустановившихсн
r~рямолинейных и криволинейных движений самолета в полете. В основу
метода положено уравнение полной энергии самолета, равной сумме
кинетической и потенциальной энергии. Отношение полной энергип
к весу самолета называется высотой уровня энергии {Нз= Н -1-
~ :,).
\
~g
228

ЭФФЕКТИВНОСТЬ РУЛЕЙ - способность рулей (элеронов) при
отклонении создавать мr-'llleнт относительно соответствующей оси само­
лета Если в полете М<Мкр, эффективность рулей увеличивается
с увеличением скорости; при М>Мкр может быть потеря эффективности
или даже обратное действие рулей. При сверхзвуковой скорости полета
эффективность рулей увеличивается.
*

ПРИЛОЖЕНИЕ 2
ТАБЛИЦА МЕЖДУНАРОДНОЙ СТАНДАРТНОЙ АТМОСФЕРЫ
r,
а
н,м
Т,0 с
р, 1сг/,112 ,а • cett2
.!!....
.1..
--
1
Jt•
Ро
Ро
М/Се/С
к,11/Час
о 15,00 10332 о, 1249 1,000 1,000 340,4 1225
500 11, 75
9734
О, 1190 0,942 0,953 338,5 1219
1000
8,50 9165 0,1034 0,887 0,907 336,6 1211
1500
5,25 8622
О, 1079 0,835 0,864 334,6 1204
2000
2,00 8106 о, 1026 0,785 0,822 332,7
1197
2500 - 1,25 7615 0,0976 0,737 0,781 330,7
1190
3000 - 4,50
7149 0,0927 0,692 0,742 328,7
1183
3500 - 7,75
6706 0,0880 0,649 0,705 326,7
1175
4000 -11,00 6286 0,0835 0,608 0,669 324,7
1168
4500 -14,25 5887 0,0792 0,570 0,634 322,7
1161
5000 -17,50 5508
0,0751 0,533 0,601 320,7
1154
5500 -20,75 5150 0,0711 0,498 0,569 318,6 1146
6000 -24,00 4811 0,0673 0,466 0,539 316,6
1139
6500 -27,25 4490 0,0636 0,435 0,509 314,5 1132
7000 -30,50 4187 0,0601 0,405 0,481 312,4 1125
7500 -33,75 3901
0,0568 0,378 0,454 310,.З
1117
8000 -37,00 3630
0,0536 0,351 0,429 308,2
1110
8500 -40,25 3375 0,0505 0,327 0,404 306, 1 1102
9000 -43,50 3135 0,0476 0,303 0,381 303,9 1094
9500 -46,75 2909 0,0448 0,282 0,358 301,8
1086
10000 -50,00 2696 0,0421 0,261 0,337 299,6 1078
10500 -53,25 2496 0,0395 0,242 0,317 297,4
1070
11000 -56,50 2308 0,0371 0,223 0,297 295,2
1063
11500 -56,50 2133 0,0343 0,206 0,275 295,2
1063
12000 -55,50 1971
0,0317 О, 191. 0,254 295,2
1063
12500 -56,50 1822 0,0293 О, 176 0,235 295,2
1063
13000 -56,50 1684 0,0271 О, 163 0,217 295,2
1063
13500 -55,50 1556 0,0250 О, 151 0,200 295,2
1063
14000 -56,50 1438 0,0231 О, 139 О, 185 295,2
1063
14500 -56,50 1329 0,0214 О, 129 О, 171 295,2
1063
15000 -55,50 1228 0,0197 О, 119 О, 158 295,2
1063
16000 -56,50 1049 0,0169 О, 102 0,135 295,2
1063
17000 -56,50
896 0,0144 О, 0'87 О, 115 295,2
1063
18000 -56,50
765
0,0123 0,074 0,099 295,2
1063
19000 -56,50
654 0,0105 0,063 0,084 295,2
1063
20000 -56,50
558 0,0090 0,054 0,072 295,2
1063
21000 -56,50
477 0,0077 0,046 0,061 295,2 1063
22000 -56,50
407 0,0065 0,039 0,052 295,2
1063
23000 -55,50
'v· tf.,
0,00,:
0,034 0,045 295,2
1063
24000 -56,50
,}]_.оа r 0,029 0,038 295,2
1
1063
25000 -56,50
25ф. -~.оо 1 1 о ,025 0,033 295,2
1063
230

СОДЕРЖАНИЕ
Стр.
Знать аэродинамику своего самолета (Вместо предисловия) .
3
Г.А.Седов.Скоростьивысота. , , , , ,
.
,.......
5
С. А. Микоян. Динамический метод набора высоты , . . . ,
15
М. Л. Галлай. Полет реактивного самолета на втором режиме 28
Н. В. Адамович. Управление углом тангажа на самолете , . ,
.
40
Г. А. Седов. О продольном пилотировании сверхзвуковых само-
летов .... ,
.... .......... .
,.,,
.
,
54
М. Л. Галлай. Поперечная и путевая устойчивость самолета . . 68
М. Л. Галлай. Полет с неполной и несимметричной тягой . , ,
.
78
М. Г. Котик, А. А. Шербаков. Оеобенности боковой устойчиво-
сти и управляемости сверхзвуковых самолетов , . . , , ,
.
92
М. Г. Котик, А. А. Щербаков. Устойчивость и управляемость
сверхзвукового самолета на маневрах с креном . ,
.
.
.
,,
107
Н. П. Захаров, В. С. Татаренчик. Полет в спутной струе . ,
.
.
117
М. Л. Галлай. Взлет и посадка самолета с шасси велосипедного
типа,,, .. ,
..
,,,,,,.,
..
,,,,,,,,,.
127
С. А. Микоян, С. В. Петров. Посадка современного самолета-
истребителя с выключенным двигателем , . ,
.
,..
140
Г. В. Зимин. Учет изменения веса самолета-истребителя в по-
лете, ... ,
..
,.,
..
,.,
.
,...,
.
,.,
.
.
.
151
Г. С. Калачев, М. Г. Котик. Сваливание и штопор современных
самолетов . , ,
.
,,,.,,
.
.
.
,.,,,,
.
.
.
.
.
.
.
160
Р. И. Капрэлян, А. В. Соколов. Посадка вертолета на режиме
авторотации несущего винта , , . ,
.
,.,
.
208
Приложения:
1. Краткий словарь-справочник по аэродинамике
,
219
2. Таблица международной стандартной атмосферы
230

ЛЕТЧИКУ О ПРАКТИЧЕСКОЙ АЭРОДИНАМИКЕ
М., Воениздат, 1961, 232 стр.
Редактор гвардии подполковник Медведев И. М.
Технический редактор Мясникова Т. Ф.
Корректор Никифорова Л. И.
Сдано в набор 30.3.61 г.
Формат бумаги 84Х108 1/32 - 71/, печ. л. =11,89
Тираж 10.000
Г-71302.
Подnисано к~печати 8.9.61 r.
усл. печ. л. 12,146 уч.-изд. л.
Изд. No 7/2820.
1-я типография
Военного издательства Министерства обороны Союза ССР
Москва, 1(-6, проезд Скворцова-Степанова. дом 3
Цена 53 коп.
Зак. 929.

ЛЕТЧИКУ О ПРАКТИЧЕСКОИ АЭРОДИНАМИКЕ
М., Боениздат , 1961, 232 стр.
Редактор гвардии подполковник Медведев И. М .
Технический редактор Мясншсова Т. Ф.
К~рректор Нu/Сщ{,орова л. И.
Сдано в набор 30.3 .61 г.
Подписано к·- печати 8.9.61 г .
Формат бумаги 84X108 1/s, - 71/, печ . л . =11,89 усл. печ . л. 12,146 уч.-изд. л.
Тираж !О . ООО
Г-71302.
Изд. No 7/2820.
Заr<. 929.
1-я типография
Военного издательства Министерства обороны Союза ССР
Москва, К-6, проезд Скворцова-Стеnа,юва, дом 3
Цена 53 /COn .