ения петли. В пределах от nу=0 до nу mах мы можем произвольно выбирать значения nу, в зависимости от желаемого характера траектории; при движении по прямой мы всегда должны брать nу=соs q. Для получения минимального радиуса кривизны траектории nу=hк/hк0, но не более nу доп. Практически целесообразно выбирать такую перегрузку, при которой самолет будет обладать аэродинамическим качеством, близким к максимальному; это будет иметь место при условии Сy2 /plэ=Cх0. Значение nу н (т. е. при Cу н) можно представить в виде Pishnoff-45.gif где hк.н -- кинетическая высота горизонтального полета при максимальном аэродинамическом качестве Pishnoff-46.gif Для рассчитываемого случая Cун=1,15; hк.н=21,5 м. Таким образом, при выполнении криволинейного движения следует придерживаться перегрузок, определяемых условием nу= hк/21,5, но не более 3,5 и не более ny= hк/18,5. Имея значение перегрузки nу и hк, мы можем определить радиус кривизны траектории в вертикальной плоскости: Pishnoff-47.gif Это будет первым уравнением для расчета петли. Второе уравнение позволит рассчитывать значение hк. Для этой цели мы используем выражение, связывающее коэффициент продольной перегрузки с изменением уровня энергии самолета: Pishnoff-48.gif Значение nх может быть раскрыто как функция hк и nу; для Р/G мы подобрали линейную зависимость от hк, которая справедлива в нужном диапазоне скоростей P/G=0,28-- 0,0016hк. Для Q/G получим Pishnoff-49.gif Подставив Pishnoff-50.gif Pishnoff-51.gif получим Pishnoff-52.gif В итоге, для полета с работающим двигателем будем иметь Pishnoff-53.gif При полете с выключенным двигателем мы отбрасываем тягу винта и добавляем его сопротивление, что дает DCx0=0,03, и тогда получим Pishnoff-54.gif Вообще говоря, можно было бы вместо формул для nх дать график. Таким образом, мы имеем два уравнения: одно для радиуса кривизны -- простое, и для уровня энергии -- дифференциальное. Кроме того, вспомогательные связи: hэ=h+hк; ds= rdq; dh=ds sinq. За текущую координату может быть выбран путь s или угол поворота касательной к траектории q. Производя расчет движения, пользуясь дифференциальным уравнением, выбираем шаг расчета Ds или Dq; первый -- на прямолинейных участках, а на криволинейных участках удобнее брать Dq, так как мы всегда будем знать среднее значение угла q. Численное интегрирование усложняется необходимостью делать последовательные приближения или брать очень малые значения шага. Работа упрощается, если возможна экстраполяция средних значений величин, входящих в формулы. Приняв некоторый шаг для угла наклона траектории Dq, мы получим следующие формулы: Pishnoff-55.gif В очередном интервале расчета мы знаем q, выбираем nу и вынуждены экстраполировать величину hк. ср; если после выполнения расчета hк. ср окажется иным, мы должны повторить расчет. Чтобы улучшить экстраполяцию, следует в процессе расчета строить графики hэ и h пo s и рядом с ними траекторию так, чтобы масштабы были одинаковы. На рис. 10 и 11 показаны результаты расчета петли для самолета "Ньюпор-4" применительно к условиям выполнения ее П. Н. Нестеровым. За исходные условия был взят горизонтальный полет на высоте 900 м при скорости 90 км/час, что давало hк= 32 и начальный уровень энергии 932 м. Затем происходил переход в пикирование под углом 60o, которое продолжалось до момента достижения самолетом высоты 650 м с неработающим двигателем. Благодаря действию сопротивления воздуха, которое непрерывно возрастало, падал и уровень энергии, так что, когда высота стала равной 650 м, уровень энергии оказался равным 785 м и hк=135 м, или скорость ~ 185 км/час. При этой скорости могла бы быть получена максимальная перегрузка nу=135/18,5=7,3. Начинать петлю нужно было достаточно осторожно. Дальнейший расчет производился то интервалам Dq=30o. Когда самолет начинал выходить из пикирования, сопротивление настолько возрастало, что, несмотря на включение двигателя, уровень энергии продолжал падать, а кинетическая высота некоторое время оставалась почти постоянной. Когда же самолет стал описывать первую четверть петли, величина hк стала быстро уменьшаться как из-за увеличения h, так и вследствие уменьшения hэ. Только после прохождения вертикального положения падение уровня энергии прекратилось, но hк продолжало падать и дошло до значения hк =10, когда максимальная перегрузка могла иметь величину, равную лишь примерно 0,5. Таким образом, в верхней точке петли летчика прижимало к сиденью с силой, равной 30-40% от силы веса. Во второй части петли hк стало увеличиваться, но не очень сильно, так как двигатель был опять выключен и уровень энергии стал понижаться. Рис. 10. Схема расчета петли Нестерова для самолета "Ньюпор-4" энергетическим методом По графику, приведенному на рис. 10, можно получить значение hк в любой точке петли и затем найти скорость по выражению V=4,4 hк1/2. Разделив интервалы пути на средние значения скорости, можно найти интервалы времени и затем определить время совершения петли. От начального горизонтального участка до конечного оно оказалось равным около 10 сек. На рис. 11 дана общая схема пикирования, петли и последующего спирального спуска с, креном около 30о. Сопоставив ее с известной схемой, составленной самим П. Н. Нестеровым, мы можем увидеть весьма большое сходство между ними. Pishnoff-56.gif Рис. 11. Схема снижения, петли и спирального спуска, полученная путем расчета применительно к условиям выполнения первой петли П. Н. Нестеровым Высота петли оказалась равной 90 м, что соответствует диаметру виража с очень большим углом крена, из чего и исходил П. Н. Нестеров. Только форма петли оказалась не окружностью, а фигурой, которую можно получить, если взять проволочное кольцо нужного диаметра и, разрезав его в нижней точке, сдвинуть концы, как бы затягивая петлю. Тогда в нижней части кривизна уменьшится, а в верхней увеличится. При совершении петли основной вопрос заключается в правильном выборе начальной скорости. Перед началом петли самолет должен иметь запас кинетической энергии, определяемый высотой hк.нач. Высота петли равна утроенному-учетверенному значению hк.н, соответствующему горизонтальному полету на наивыгоднейшей скорости, Dh=D=(3,5-4,0)hк.н, где hк.н=0, 82G/(S Cун). Кроме того, при выполнении петли происходит изменение уровня энергии от действия тяги и лобового сопротивления. Это изменение можно определить следующим образом. Длина пути полупетли будет равна Среднее значение перегрузки по пути петли nу~2,3; угол атаки находится в районе максимального качества. Тогда снижение уровня энергии за полупетлю составит Pishnoff-57.gif Когда самолет окажется в верхней части петли, должна оставаться некоторая перегрузка -- не менее ny=0,3-0,4, для чего необходим запас кинетической энергии, равный hк.кон ~(0,3-0,4) hк.н. В итоге получим Pishnoff-58.gif Pishnoff-59.gif Этот приближенный расчет hк. нач очень близок к тому, что было получено при выполнении петли. Чем больше P/G, т. е. чем больше тяговооруженность самолета, тем легче выполнять петлю и тем меньше может быть начальная скорость. Тяговооруженность самолета, на котором летал П. Н. Нестеров, была невысока, и перед петлей потребовался основательный разгон путем пикирования. Мы можем только удивляться тому, насколько правильно задумал П. Н. Нестеров выполнить петлю -- после пикирования около 300 м. Будь разгон более слабым, самолет завис бы в верхней части петли, и тогда непривязанный летчик оказался бы в затруднительном положении. Может возникнуть вопрос, была ли петля выполнена со снижением или нет? Если рассматривать этот вопрос только в отношении высот начала и конца петли при горизонтальной касательной к траектории, то она могла бы быть выполнена и без снижения при более резком выводе из пикирования. Из схемы, приведенной на рис. 10, видно, что в этом случае (пунктирный конец петли) скорость оказалась бы малой и налицо был бы риск сваливания в штопор. Петля считается выполненной без снижения в том случае, если после выхода из одной петли самолет готов к выполнению следующей не только по исходной высоте, но и по уровню энергии. Чтобы это было возможно, тяга двигателя должна обеспечивать длительный полет с перегрузкой не менее 2,3. П. Н. Нестеров располагал длительной перегрузкой, равной лишь около 1,6. Чтобы повторить петлю, ему нужно было бы вновь разгонять самолет пикированием. НА САМОЛЕТЕ "МОРАН-Ж" Как мы уже указывали, самолет "Ньюпор-4" не отличался высокими маневренными качествами: запас мощности у него был небольшой, органы управления мало эффективные и только запас прочности был достаточен. Автору не приходилось встречать сведений о том, чтобы кто-нибудь, кроме П. Н. Нестерова, выполнял на нем высший пилотаж. Французский самолет "Моран-Ж" появился в 1912 г. и быстро завоевал большую популярность -- вначале благодаря ряду перелетов, совершенных на нем, а затем как прочный и маневренный самолет, легко выполнявший фигуры высшего пилотажа, и, наконец, как один из первых истребителей. "Моран" закупался во Франции и строился затем в России как тренировочный самолет. Его можно было встретить в авиационных школах до 1922-- 1923 гг., а отдельные экземпляры и позже. Когда в 1918 г. в Московской авиационной школе было введено обязательное обучение высшему пилотажу, то для этого использовались самолеты "Моран"; инструктором по обучению полетам на этих самолетах был замечательный советский летчик Михаил Михайлович Громов. Летом 1914 г. в Москве на Ходынском поле (впоследствии Центральный аэродром) петли Нестерова демонстрировал летчик-испытатель завода "Дукс" А. М. Габер-Влынский. Впоследствии на воздушных праздниках высший пилотаж на этом самолете демонстрировался рядом русских летчиков. Самолет "Моран-Ж" привлек внимание П. Н. Нестерова своим запасом мощности и хорошей управляемостью. Освоив самолет, П. Н. Нестеров в июле 1914 г. совершил на нем перелет Москва-- Петербург за 5 часов. Высокая маневренность самолета "Моран-Ж" привела П. Н. Нестерова к мысли о возможности сбить самолет противника, нанеся ему повреждение своим самолетом. Схема самолета "Моран-Ж" показана на рис. 12. По конструктивной схеме он почти не отличается от самолета "Ньюпор-4", т. е. тоже представляет собой расчалочный моноплан, однако, он несколько меньше и легче, чем "Ньюпор-4", а двигатель на нем был установлен более мощный -- "Гном", а затем "Рон" мощностью 80 л. с. По внешнему виду "Моран" выглядел изящнее, чем "Ньюпор", и преимущество в весе пустого самолета у него составляло 100 кГ, т. е. более 20%. Pishnoff-60.gif Рис. 12 Самолет "Моран-Ж" (1913 г) с ротативным двигателем "Гном" мощностью 80 л. с. Площадь крыла с подфюзеляжной частью 15,5 м2, вес пустого самолета около 350 кГ, полетный вес с одним летчиком около 500 кГ. Приведенная площадь вредного сопротивления F0 была равна около 1,0 м, т. е. более чем в полтора раза меньше, чем у самолета "Ньюпор". Причины этого аэродинамического преимущества заключались в меньших размерах площади крыльев, меньшей общей длине тросовых расчалок крыльев и, безусловно, в более аэродинамичной форме капота двигателя. Важнейшим условием уменьшения сопротивления воздуха является наличие в носовой части тела гладких выпуклых поверхностей, на которых развивается пониженное давление, в большей или меньшей степени компенсирующее повышенное давление в районе центральной носовой части тела. У самолета "Моран" капот двигателя был полукольцевой; впоследствии на самолетах с ротативными двигателями стали применять кольцевые капоты, благодаря которым величина F0 была еще более уменьшена. Теория кольцевых капотов для двигателей с звездообразным расположением цилиндров была разработана значительно позже -- в тридцатые годы. Уменьшение величины F0 при повышенной мощности двигателя дало увеличение скорости до 130-135 км/час (вместо 110 км/час у самолета "Ньюпор"). Если кинетическая высота hк=V2/2g у самолета "Ньюпор" составляла около 48 м, то у самолета "Моран" она равнялась 70 м; это было важное преимущество при выполнении фигур высшего пилотажа. Несмотря на меньшую величину F0, максимальное аэродинамическое качество самолета "Моран" было равно примерно 6,5, т. е. оно было таким же, как у самолета "Ньюпор", вследствие меньшего размаха крыльев. На рис. 13 даны поляра и форма профиля крыла самолета "Моран-Ж". Подобный профиль очень типичен для того времени; его относительная толщина составляет лишь около 5%, а носовая часть довольно сильно изогнута. Это приводит к довольно значительному увеличению коэффициента сопротивления при малых углах атаки, что, однако, не сказывается на основных летных характеристиках. На рис. 14 даны графики мощностей, потребных для горизонтального полета при весе 500 кГ, и графики полезных мощностей для высот от нуля до 4 км. По пересечениям кривых мы получаем максимальные скорости горизонтального полета, а по максимальной разности мощностей находим вертикальные скорости на режиме взлета: Pishnoff-61.gif На рис. 15 приведены основные летные характеристики самолета "Моран-Ж" -- максимальная и минимальная скорости, скорость Vнаб, соответствующая максимальной вертикальной скорости, вертикальная скорость на разных высотах и время подъема на высоту, полученное путем приближенного интегрирования При скорости полета 120 км/час на высоте 1000 м потребная мощность составляет 44 л. с., а мощность, развиваемая двигателем, будет около 53 л. с. (см. рис. 14). При удельном расходе топлива, равном 0,26-0,28 кг на лошадиную силу в час, и к. п. д. винта, равном 0,75, часовой расход топлива будет равен около 16-17 кг/час. Pishnoff-62.gif Рис. 13 Поляра и профиль крыла самолета "Моран-Ж" При запасе топлива в 50 кг время полета будет равно около 3 часов и дальность полета около 350 км. Сравнивая летные характеристики самолета "Моран-Ж" с характеристиками самолета "Ньюпор-4", мы видим, что самолет "Моран-Ж" имеет значительные преимущества. Важнейшим показателем маневренных возможностей самолета является величина максимальной перегрузки, обеспечиваемой двигателем, ny=Ymax/G, равной отношению максимальной подъемной силы к весу. У самолета "Ньюпор-4" мы имели nу=1,65, у самолета "Моран-Ж" nу=2,0. Впоследствии у маневренных истребителей величина nу стала достигать величины, равной 3,0, и даже 3,5. При вираже на скорости 30 м/сек на малой высоте и при коэффициенте перегрузки nу =1,9 мы получим радиус виража Pishnoff-64.gif и время совершения полного круга Pishnoff-65.gif Остановимся еще на некоторых особенностях самолета "Моран-Ж". Профессор В. П. Ветчинкин производил определение положения центра тяжести для ряда самолетов того времени, в том числе для самолета "Моран-Ж". Однако он интересовался только углом выноса шасси, т. е. наклоном линии, соединяющей центр тяжести с осью колес, и не отметил координаты центра тяжести по отношению к крылу. Их можно найти по схеме самолета, но не особенно точно. Произведя графическое построение, мы получили центровку 27-28%. Это необычно передняя центровка для самолетов того времени. С пассажиром она составляла около 30-31%. Pishnoff-66.gif Рис. 14. График мощностей для самолета "Моран-Ж" при полетном весе 500 кГ. Горизонтальное оперение самолета состояло из одного руля высоты, что имело место и у некоторых других самолетов того времени. Однако площадь горизонтального оперения была небольшой и составляла около 1,6 м2. Положение фокуса самолета следует оценить (по расчету) в 35% от длины хорды крыла, конечно, при зажатом руле. Таким образом, самолет, несомненно, был статически устойчив и, тем более, устойчив по перегрузке. Pishnoff-67.gif Рис. 15. Основные летные характеристики самолета "Моран-Ж" при полетном весе 500 кГ Небольшой по площади руль высоты, имевший к тому же значительную осевую компенсацию, давал совсем незначительные аэродинамические шарнирные моменты; в сочетании с незначительным трением это приводило к необычайной легкости управления рулем высоты и, несомненно, давало слабую зависимость усилия от перегрузки. В то же время, боковое управление перекашиванием крыльев было довольно тяжелым. Короткая ручка управления заканчивалась небольшой "баранкой", за которую держался летчик. Таким образом, получалась дисгармония в управлении -- большие усилия в одном направлении движения ручки и очень малые в другом. Руль направления площадью в 0,5 м2, тоже с осевой компенсацией, требовал совсем незначительных усилий на педалях. У самолета "Моран-Ж" была еще одна особенность в управлении. Если летчик небольшим усилием на педалях отклонял руль направления, создавая этим скольжение, то на ручке возникало большое усилие, стремящееся отклонить ее в сторону, обратную ходу педали, так как косое обтекание крыльев приводило к тенденции их перекашивания. У самолета Моран "Парасоль" эта особенность в управлении самолетом проявлялась столь резко, что, отклонив руль направления, летчик не мог удержать ручку от ухода ее в сторону. Указанная специфика управления требовала достаточной тренировки летчика, вызывала трудности при обучении, осложненные отсутствием двойного управления, но при надлежащем освоении техники управления эта особенность позволяла летчику выполнять самые разнообразные фигуры высшего пилотажа -- петли, перевороты, падение листом, штопор и др. Прочность самолета, и особенно его пилотажных вариантов, была высокой. Случаи поломки этого самолета в воздухе автору не известны. При наличии у самолета "Моран-Ж" только одного руля высоты симметричного профиля, без неподвижной части -- стабилизатора, самолет не мог летать с брошенной ручкой. Поскольку на крыло при отсутствии подъемной силы действовал пикирующий момент, в случае брошенной ручки самолет должен был перейти в пикирование с дальнейшим переходом в перевернутый полет. Как известно, после тарана, который произошел на высоте около 1000 м, до высоты 50 м П. Н. Нестеров выполнял спиральный спуск, но затем самолет перешел в пикирование и упал в перевернутом положении. Такое поведение самолета свидетельствует о том, что П. Н. Нестеров потерял сознание и отпустил ручку управления; после перехода на отрицательные углы атаки и отрицательное значение nу он был выброшен из самолета, поскольку не был привязан. Аэродинамическое качество самолета с учетом сопротивления винта было равно примерно 5,7. Однако практически самолет снижался довольно круто по следующей причине: чтобы вращение винта не прекратилось при спуске, летчик старался держать повышенную скорость, тем самым отдаляя самолет от режима максимального качества. Так, при скорости 100-110 км/час аэродинамическое качество становилось равным 4,5. Поломки при посадке были часты -- в основном, погнутость оси колес. При повреждении шасси или при наличии сноса в момент касания самолет становился на нос или даже переворачивался на спину -- "капотировал". Нет сомнения в том, что П. Н. Нестеров в совершенстве овладел самолетом "Моран-Ж", свободно и точно на нем маневрировал и уверенно совершал посадки на небольшие полянки. Следует напомнить, что длина разбега самолета была равна 75-80 м и время разбега -- около 7 сек; длина пробега при посадке -- 80-90 м; взлетная дистанция до набора высоты, равной 10-15 м, составляла около 200 м; угол подъема на малых высотах -- около 8o-10o. При наличии профиля крыла с большой кривизной и установочного угла крыла по отношению к фюзеляжу, равного 5o-6o, линия нулевой подъемной силы составляла с осью фюзеляжа угол 10o-12o. При наборе высоты угол наклона фюзеляжа оказывался меньше наклона траектории и создавалось впечатление, что самолет "вспухает", т. е. поднимается почти при горизонтальном положении фюзеляжа. При спуске, наоборот, наклон фюзеляжа был больше наклона траектории, создавая иллюзию более крутого спуска; но зато это обстоятельство улучшало обзор вперед. В 1918 г. профессор В. П. Ветчинкин в полете на самолете "Моран-Ж", пилотируемом известным летчиком, героем Гражданской войны Ю. А. Братолюбовым, впервые произвел измерения перегрузок при полете в "болтанку" и при выполнении фигур высшего пилотажа. Эти исследования имели очень важное значение для разработки требований к прочности самолетов. НОВАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ Перейдем теперь к вопросу, который весьма интересовал П. Н. Нестерова и явился объектом его исследований и конструктивных разработок. Уже первое знакомство с самолетами и средствами управления ими в 1910 г. заставило Петра Николаевича задуматься над причинами различия полетов самолетов и птиц. У всех птиц отсутствует вертикальное оперение, у самолета оно не только имеется, но и играет важную роль в управлении полетом. На самолетах того времени повороты делали без крена или осторожно, с малым креном, боясь, как бы не произошло скольжение на крыло, поскольку не было значительной поверхности, которая этому помешала бы. Нужно сказать, что скольжения на крыло действительно случались, хотя причина их тогда еще не была установлена. Если мы познакомимся с причинами аварий и катастроф в период 1910-- 1917 гг., то мы встретим не столько упоминаний о сваливаниях на крыло и срывах в штопор, сколько о скольжениях на крыло. Присутствуя на аэродроме и прислушиваясь к разговорам летчиков в 1916-- 1917 гг., автор не раз слышал, как они обменивались опытом и рассказывали о случаях скольжения на крыло, а на воздушном празднике весной 1917 г. автор был свидетелем катастрофы, когда самолет "Вуазен" с высоты 40-50 м скользнул на крыло и в положении скольжения ударился боком о землю. Частые случаи скольжения на крыло самолетов того времени не были обследованы. Это можно объяснить тем, что в те времена знание свойств самолетов было недостаточным, а затем интерес к вопросам скольжения отпал, так как более актуальными стали вопросы борьбы со сваливанием на крыло и переходом в штопор. Несомненно, что склонность к устойчивому и неуправляемому скольжению на крыло следует объяснять аэродинамическими особенностями некоторых самолетов. Эти особенности заключаются в применении тонких профилей крыла со значительной кривизной и в слабом развитии вертикального оперения. Если сравнить схему современного спортивного легкого самолета со схемами самолетов 1910-- 1914 гг., то наиболее существенное различие между ними будет заключаться как раз в том, что современные самолеты имеют большую толщину профиля крыла и относительно большую площадь вертикального оперения. Скольжение на крыло, которое являлось причиной аварий, не следует смешивать с тем скольжением, которое легко вызывается простым отклонением руля направления. Если самолет сильно накренить, не меняя величины подъемной силы, то движение его будет характеризоваться двумя ускорениями -- одно, определяемое горизонтальной составляющей подъемной силы и дающее искривление траектории в горизонтальной плоскости, и второе, определяемое недостатком вертикальной составляющей подъемной силы, направленное вниз и вызывающее искривление траектории в вертикальной плоскости. В итоге развивается спиральное движение, и при отсутствии или недостаточности разворота самолета в сторону крена получается скольжение, т. е. косое обтекание. Однако, если бы при накренении была увеличена подъемная сила отклонением руля высоты, кривизны траектории в вертикальной плоскости не было бы. В итоге получается правильный вираж без скольжения. Для П. Н. Нестерова динамика виража с большим углом крена была ясна, и он, получив возможность летать, стал смело применять очень глубокие виражи. Обращаясь к "аварийным" скольжениям, следует указать, что дело было не в том, что оно возникало при накренении без увеличения подъемной силы, а в том, что, оказавшись в скольжении, летчик чувствовал невозможность его устранения. Несмотря на отклонение элеронов против направления крена, а может быть, и отклонение руля направления тоже в сторону, обратную крену, самолет сохранял свое состояние крена и скольжения. Конечно, летчик мог устранить скольжение, отклонив руль направления в сторону крена, но тогда самолет был бы переведен в крутое снижение, чего нельзя было допустить на малой высоте. Потеря эффективности элеронов объяснялась выходом самолета на критические углы атаки. В то же время, моменты от несимметричного срыва обтекания, вызывающие самовращение, были слабы. Впоследствии при выполнении виража с недостаточной скоростью (например, на самолетах Р-1) самолет, начав скольжение в сторону крена, подхваченный моментами самовращения от срыва обтекания со стороны крыла, обратной направлению скольжения, весьма быстро выходил из крена и сваливался в штопор в противоположную сторону. Большинство летчиков раннего периода развития авиации и конструкторов самолетов были спортсменами, которые имели практику езды на автомобиле, мотоцикле, моторной лодке. С. И. Уточкин прямо указывал, что езда на мотоцикле позволила ему быстро овладеть управлением самолетом. Для спортсменов наличие руля направления на самолете представлялось совершенно естественным. Иным был путь П. Н. Нестерова; он сразу почувствовал противоречие между органами управления самолета и птицы. Он поставил себе задачу применить иную схему управления хвостовым оперением. Он указывал, что поворот всего руля или поворот руля как части хвостовой поверхности с переломом формы сечения нежелателен; более целесообразным является выгибание поверхности. Принцип искривления крыльев он считал правильным, но только, по его мнению, форма крыльев самолета должна была бы быть ближе к форме крыльев птицы. Наконец, П. Н. Нестеров интересовался эффектом изменения установочного угла крыла по отношению к фюзеляжу, полагая, что с его помощью можно расширить диапазон скоростей, облегчить взлет и посадку. В своем проекте самолета, который П. Н. Нестеров представил в Главное Инженерное Управление Военного ведомства в 1912 г., он предусматривал указанные выше усовершенствования. Рассматривая схему самолета Нестерова, опубликованную в журнале "Аэро" в 1912 г., и, особенно, более детальную схему, приведенную в труде И. Ф. Шипилова "Выдающийся русский летчик П. Н. Нестеров" (Военное издательство Министерства Обороны СССР, 1952), мы видим (рис. 16), что она напоминает известную в то время схему самолета Этриха "Таубе", но отличается от нее хвостовым оперением. Остановимся немного на истории схемы самолета "Таубе". "Таубе" -- по немецки "голубь", и действительно, схема самолета "Таубе" (рис. 17) напоминает, если не голубя, то, во всяком случае, какую-то птицу. Интересно, что эта схема в действительности "происходит" не от птицы, а от планирующего тропического семени "Цанония". Это семя (рис. 18) представляет собой летающее крылышко с оттянутыми и несколько отогнутыми вверх концами. Pishnoff-68.gif Рис. 16. Схема самолета, спроектированного П. Н. Нестеровым в 1912 г, с оперением оригинального типа Рис. 17. Схема самолета Этриха "Таубе" (1911 г.) Pishnoff-70.gif Рис. 18. Схема планирующего семени "Цанония" Центр тяжести его расположен так, что центровка получается передней. Австрийские конструкторы Этрих и Вельс сначала просто воспроизводили это семя в большом масштабе, а затем добавили к нему хвост, похожий на хвост коршуна, и получилась схема "Таубе". Один из самолетов Этриха "Таубе" был в Петербурге в 1911 г. и летчик Лерхе принял участие в перелете на этом самолете по маршруту Петербург -- Москва. Впоследствии самолеты этой схемы получили распространение в Австрии и Германии -- например, "Гота-таубе", "Румплер-таубе" и др. Были и бипланные варианты схемы "Таубе". Об особенностях аэродинамических свойств схемы "Таубе", к сожалению, автору ничего неизвестно. Аэродинамика их была посредственной из-за наличия у них множества растяжек, открытого расположения двигателя, больших радиаторов охлаждения и других неукрытых деталей. Естественно, скорость их была невелика. Схема "Таубе" применялась с 1910 по 1915 г., причем в начале первой мировой войны в австро-германской армии таких самолетов было много, и наименование "Таубе" стало нарицательным для самолетов противника России. Однако самолеты "Таубе" постигла та же судьба, что и монопланы "Ньюпор" и "Моран". Германия и Австрия перешли на фюзеляжные бипланы, типичными образцами которых были "Шнейдер", "Альбатрос" и "Даймлер", подобный тому, который был сбит П. Н. Нестеровым. Фюзеляжный биплан начал развиваться в России; Я. М. Гаккель применил эту схему еще в 1908-- 1909 гг., И. И. Сикорский разработал прекрасные образцы фюзеляжных бипланов в 1911-- 1912 г. и применил ее на самолетах "Гранд" и "Илья Муромец". П. Н. Нестеров принял за основу своего самолета схему "Таубе" по ряду соображений. Во-первых, у этого самолета органы управления не поворачиваются на шарнирах, а выгибаются. Однако вместо раздельных рулей высоты и направления, он применил одну горизонтальную поверхность, которая при выгибании дает эффект не только руля высоты, но и руля направления. Для этой цели ось отгиба расположена косо (см. рис. 16, пунктирная линия). Форма крыльев самолета "Таубе" характерна не только оттянутыми назад концами, но и их выгибом вверх. Благодаря этому в полете концевые части крыла оставались ненагруженными или слабо нагруженными, сохраняя свою эффективность для поперечного управления и при больших углах атаки. Но было здесь и другое соображение. П. Н. Нестеров хотел избавиться от вертикального оперения, которого не имеют птицы. Не нужно думать, что у самолетов вертикальное оперение было применено только ради выполнения поворотов без крена. Первыми практически применили выгибание крыльев для поперечного управления братья Райт. Применяя это управление, они обнаружили довольно неприятное явление -- при выгибании концов крыльев в разные стороны самолет вращался вокруг продольной оси в нужном направлении и одновременно стремился повернуться вокруг вертикальной оси в обратную сторону. Так, если летчик накренял самолет вправо, в процессе этого движения самолет обнаруживал довольно сильное стремление повернуться влево, что было совсем нежелательно. Для устранения разворота летчик должен был всегда, одновременно с выгибанием крыльев, действовать и рулем направления, а последний должен был быть достаточно мощным, чтобы преодолевать разворачивающий момент. Это свойство заставило братьев Райт применить своеобразную систему управления. На их самолете было две ручки управления -- правая и левая; ножные педали отсутствовали. Левая ручка управляла рулем высоты, а правая при движении в стороны -- выгибанием крыльев, а при движении вперед и назад -- рулем направления. Таким образом, одним косым движением правой ручки можно было одновременно создавать кренящий момент и бороться с заворачивающим моментом. На самолете братьев Райт эффект заворачивания при накренении проявлялся, может быть, сильнее, чем у других самолетов того времени, из-за большого размаха крыльев, больших углов выгибания их концов и из-за условий полета при довольно больших углах атаки. Явление нежелательного заворачивания при вращении вокруг продольной оси обнаружилось и у других самолетов не только при выгибании концов крыльев, но и при действии элеронами. При обучении полетам у летчиков вырабатывался рефлекс одновременного отклонения ручки и ножных педалей в одну и ту же сторону (например, при отклонении ручки вправо нажимают и на правую педаль). Объяснение причины возникновения заворачивающего момента казалось довольно простым: в той части крыла, где вследствие увеличения местного угла атаки или отклонения элерона происходит увеличение подъемной силы, одновременно увеличивается и лобовое сопротивление; у противоположного конца крыла вместе с уменьшением подъемной силы уменьшается и сопротивление. Отсюда вытекало соображение, что если исходные углы атаки на концах крыла будут уменьшены (а, еще лучше, близки к нулю), то эффект заворачивания будет ослаблен или даже уничтожен. В двадцатые годы вопросу борьбы с заворачивающим моментом уделялось большое внимание. Кроме описанного уже уменьшения нагруженности концов крыльев, предлагались: дифференциальное отклонение элеронов, когда поднимающийся элерон отклонялся на больший угол, чем опускающийся; плавающие элероны, которые независимо от угла атаки крыла оставались на нулевом угле атаки; специальные формы профиля элеронов, при которых при поднятии элерона происходил местный срыв обтекания, благодаря чему возникало повышенное сопротивление. Все эти мероприятия не нашли широкого применения и, в сущности, были оставлены. Вопрос борьбы с заворачиванием решался использованием руля направления и повышением путевой устойчивости. Размеры вертикального оперения неуклонно росли из-за необходимости обеспечить путевую устойчивость, уравновешивание самолета при несимметричной тяге двигателей и вывод из штопора. К этому нужно прибавить, что крейсерские режимы полета стали соответствовать меньшим углам атаки крыла и поэтому эффект заворачивания не служил помехой при пилотировании. Нужно напомнить, что поперечное управление самолетом может производиться не только элеронами и искривлением концов крыльев, но и путем использования эффекта скольжения, вызываемого отклонением руля направления. На большинстве самолетов полет можно производить, не пользуясь поперечным управлением, а используя эффект скольжения, хотя это и имеет известные неудобства. Строились даже самолеты, совсем лишенные поперечного управления. Подобный самолет конструкции А. Г. Фоккера был и во времена П. Н. Нестерова. Объяснение причины возникновения заворачивающего момента различием в сопротивлениях было, в сущности, неправильным. Рассуждение о различии в сопротивлениях могло относиться к начальному моменту, когда после отклонения элеронов или искривления концов крыла самолет еще не приобрел скорости накренения, или угловой скорости относительно продольной оси самолета. Однако самолеты того времени очень быстро приходили во вращение с постоянной угловой скоростью и благодаря окружным местным скоростям в сечениях крыла подъемные силы крыльев выравнивались. Для определения заворачивающего момента нужно было исходить не из сил сопротивления, а из их составляющих, параллельных продольной оси самолета. В итоге, подъемные силы оказывались равными и различие в силах сопротивления было незначительным. Самое основное заключалось в том, что направления действия подъемных сил в районе концевых частей крыла были различными. У опускающегося конца крыла подъемная сила наклонялась вперед, у поднимающегося -- назад. Взяв составляющие этих сил по направлению продольной оси, мы и получим заворачивающий момент. Таким образом, причиной возникновения заворачивающего момента являлось органическое свойство крыла, связанное с наличием подъемной силы и угловой скорости вращения вокруг продольной оси. Заворачивающий момент прямо пропорционален окружной скорости концов крыла при вращении и обратно пропорционален скорости полета. Из этого следует, что без отклонения руля направления нельзя выполнять правильное накренение. Как же управляют креном птицы? Проще всего этот вопрос решается в том случае, если птица может махнуть крылом; тогда вместе с увеличением подъемной силы появится момент, действующий в сторону поворота, а не в обратную. Парящие птицы обычно совершают полет с распущенным хвостом, который создает известную подъемную силу. Они могут поворачивать хвост вокруг продольной оси, наклоняя тем самым подъемную силу хвоста и создавая эффект, аналогичный отклонению вертикального оперения. Однако при парящем полете чаек можно наблюдать, что хвостовое оперение у них полностью сложено и, следовательно, управление полетом происходит исключительно с помощью крыльев. Продольное управление мож