ов на свободном аэростате. Ћдин
из полетов был довольно длительный -- за 13 час было пройдено около 800 км.

        ЌЂ “—…ЃЌЋЊ ‘ЂЊЋ‹…’…

     ‡анимаЯсь в воздухоплавательной школе, Џ. Ќ. Ќестеров стремилсЯ перейти
к  полетам  на  самолетах.  ‘начала  он  получил  разрешение   заниматьсЯ  в
авиационном отделе  школы, а затем перешел  окончательно в это отделение длЯ
обучениЯ полетам.
     ‚  те  годы  длЯ  обучениЯ  полетам  применЯлись  два  типа  самолетов:
двухместный  биплан "”арман-4" и одноместный моноплан "Ѓлерио-XI". ‚  период
1909--  1912  гг. это были два самых  популЯрных самолета. ‚  соответствии с
этим  существовали и две методики обучениЯ:  школа Ѓлерио и школа ”армана. ‚
ђоссии  применЯлась в основном  методика ”армана.  ЋстановимсЯ подробнее  на
самолете "”арман-4", на котором училсЯ летать Џ. Ќ. Ќестеров.
     Џо  своему  внешнему  виду  "”арман-4"  очень  напоминал  уже описанные
балансирные   планеры,   но   он  был  больше  по  размеру,  имел  толкающую
винтомоторную  группу  с  ротативным двигателем  "ѓном" мощностью 50 <i>л. с.</i> и
шасси с  колесами  и  полозьЯми.  Ќа  первый взглЯд  самолет  казалсЯ весьма
несуразным и неаэродинамичным. €з поверочного расчета  этого  самолета  было
получено его максимальное  аэродинамическое качество, равное со  4,5; но это
значение <i>Љ</i> соответствует  большому  значению ‘y,  а  полеты  выполнЯлись при
качестве, равном 3,5-4,0.
     ЌесмотрЯ на свое аэродинамическое  и  конструктивное  несовершенство, в
1910--  1911  гг.  самолет  "”арман-4" имел  большое  распространение  и его
конструкции подражали очень многие конструкторы в ѓермании, Ђнглии, ђоссии и
других    странах.   Љонечно,    увлечение    самолетом   "”арман-4"    было
кратковременным,  но  широко распространенным.  ќтот  самолет  видели жители
многих городов ђоссии при полетах ‘. €. “точкина, Њ. Ќ. …фимова и других, на
"четверке"  начинали свою летную деЯтельность первые русские военные летчики
‹. Њ. Њациевич, …. ‚. ђуднев и многие другие.
     Џервый летательный аппарат, который пришлось  увидеть автору в 1911 г.,
был  "”арман-4"  под  управлением  ‘.  €.  “точкина  на  московском  беговом
ипподроме. ‹етом 1917 г. автор, будучи учащимсЯ средней  школы, подружилсЯ с
группой солдат --  учеников-летчиков московской авиашколы, которые обучались
на самолете "”арман-4" почти без всЯкого наблюдениЯ со стороны инструкторов,
сами обслуживали и ремонтировали этот летательный аппарат.
     ‘амолет   характеризуетсЯ   рЯдом   показателей.   Џодобно  тому,   как
грузоподъемность  кораблЯ определЯетсЯ его водоизмещением,  грузоподъемность
аэростата --  его  газовым объемом, самолет,  прежде  всего, характеризуетсЯ
максимальной  величиной подъемной силы,  обеспеченной энергетически.  Љаждый
летательный  аппарат,  в котором используетсЯ энергетический принцип полета,
расходует мощность своего двигателЯ и способен некоторое времЯ, определЯемое
запасом   топлива,   развивать   некоторую   максимальную   подъемную   силу
<i>Y</i><sub>max</sub>. He  нужно смешивать  рассматриваемую  подъемную  силу  с ее
предельной  величиной, котораЯ может  быть  получена при  быстром увеличении
угла атаки и величина которой ограничиваетсЯ прочностью конструкции.
     ‘ледует указать, что  длЯ планера,  не  имеющего двигателЯ,  тоже можно
рассматривать  длительно   действующую  подъемную  силу,  если  исходить  из
определенной допустимой скорости снижениЯ при выполнении спирального спуска.
’огда мы тоже будем  иметь некоторую исходную  мощность, равную произведению
веса планера на скорость снижениЯ.
     ЊаксимальнаЯ  подъемнаЯ   сила  самолета  равна  максимальной  величине
произведениЯ  силы  тЯги  на аэродинамическое качество  (<i>ђ•K</i>)<sub>mах</sub>.
Ћпределение <i>ђ•Љ</i> осложнЯетсЯ  тем, что  сила тЯги  зависит от скорости  <i>V</i>,  а
аэродинамическое качество --  от  угла атаки,  который в  свою очередь будет
определЯтьсЯ  как  скоростью, так  и величиной  <i>Y</i>. Џодставив соответствующие
выражениЯ длЯ <i>ђ</i> и <i>V</i>
     <img border=0 src="pishnoff_19.gif" alt=Pishnoff-19.gif>
     и принЯв аналитическое выражение длЯ полЯры
     <img border=0 src="pishnoff_20.gif" alt=Pishnoff-20.gif>
     мы можем определить <i>Y</i> и затем отыскать его максимальное выражение.
     Ћднако часть  работы  мы уже проделали при нахождении скорости снижениЯ
длЯ планера.  “множаЯ  скорость снижениЯ на  вес,  получим мощность, котораЯ
потребовалась  бы  длЯ  горизонтального   полета.  ЏодставлЯЯ   вес,  равный
максимальной подъемной силе, мы получим максимальную полезную мощность:
     <img border=0 src="pishnoff_21.gif" alt=Pishnoff-21.gif>
     <img border=0 src="pishnoff_22.gif" alt=Pishnoff-22.gif>
     ќто    выражение     можно     несколько     видоизменить,    подставив
<i>K</i><sub>mах</sub>=0,785<i>•l</i>/F<sup>1/2</sup>:
     <img border=0 src="pishnoff_23.gif" alt=Pishnoff-23.gif>
     “читываЯ,   что    режим   полета   будет   несколько   отличатьсЯ   от
наивыгоднейшего, что на пониженной скорости и коэффициент полезного действиЯ
будет уменьшен, а при винте фиксированного шага снизЯтсЯ обороты двигателЯ и
несколько упадет мощность, в итоге получим:
     <img border=0 src="pishnoff_24.gif" alt=Pishnoff-24.gif>
     €з  этих выражений  можно  сделать  очень  важные  выводы  о  свойствах
самолетов: при данной  величине вредной площади <i>F</i>  подъемнаЯ  сила,  которую
может  развивать  самолет,  зависит  в наибольшей  --  первой  -- степени от
величины размаха крыльев;  от мощности двигателей она зависит  слабее  --  в
степени 2/3; увеличение вредной площади влиЯет на подъемную силу очень слабо
-- в степени 1/6. ’ак,  например, при увеличении <i>F</i> в два раза подъемнаЯ сила
окажетсЯ уменьшенной только на 12%.
     …сли рассматривать самолеты, подобные по форме, то подъемнаЯ сила будет
определЯтьсЯ  произведением  мощности  на размах крыльев.  Џри  поднЯтии  на
высоту подъемнаЯ  сила  будет убывать  пропорционально  корню  кубичному  из
изменениЯ плотности воздуха и, кроме того, соответственно изменению мощности
двигателей с высотой в степени  2/3. ‡наЯ  величины  максимальной  подъемной
силы  на  разных  высотах,  мы легко  можем определить  высоты потолков  при
различных полетных весах.
     Џолет   на  самолете  будет  надежен  только  при  наличии  возможности
маневрированиЯ. €ными словами,  полетный вес должен быть существенно меньше,
чем величина максимальной  подъемной силы.  €зучение характеристик самолетов
показало, что при полете на малой высоте вес самолета не должен превосходить
60-65% максимальной подъемной силы, однако, даже у маломаневренных самолетов
вес, как правило, не  превышает 50-55%  максимальной подъемной силы на малой
высоте. ‚ дальнейшем при рассмотрении характеристик летательных аппаратов мы
будем  прежде   всего  определЯть  максимальную  подъемную  силу,  пользуЯсь
приведенными приближенными формулами, или  производить более точный расчет с
помощью метода, который будет изложен далее.
     <img border=0 src="pishnoff_25.gif" alt=Pishnoff-25.gif>
     ђис. 3.  ‘хема  учебного  самолета  "”арман-4"  (1909 г)  с  ротативным
двигателем "ѓном" мощностью  50 <i>л. с.</i> ђазмах крыльев 10,5 м; площадь крыльев
42 <i>м</i><sup>2</sup>; вес пустого  самолета около 350  <i>кѓ</i>; полетный вес  с одним
летчиком 500 <i>кѓ</i>.
     Џерейдем к  рассмотрению характеристик  и свойств  самолета "”арман-4".
Љак видно  из схемы,  приведенной на  рис.  3, это  биплан с  прЯмоугольными
крыльЯми, многочисленными стойками и растЯжками.  „вигатель толкающий, т. е.
расположенный  позади  крыльев и  позади центра  тЯжести. •востовое оперение
тоже   бипланное  и  соединено  с  коробкой  крыльев  деревЯнной   фермой  с
проволочными растЯжками. Ќа хвостовом оперении находЯтсЯ задний руль  высоты
и два рулЯ направлениЯ. ‘переди  на небольшой ферме установлен передний руль
высоты. Ћба рулЯ  -- задний и  передний  --  отклонЯютсЯ  одновременно,  но,
естественно, в  разные стороны.  €нтересно, что у  ранних вариантов самолета
был только  передний руль, затем был добавлен и задний, а еще позже передний
руль  вместе с  фермой  был  убран. ќлероны  имеютсЯ  на  обоих крыльЯх,  но
управление ими сделано упрощенное и они могут отклонЯтьсЯ только вниз.
     ‚ центральной части  самолета установлена  грузоваЯ  рама  в  виде двух
брусков, соединенных поперечинами. ‚ задней части рамы установлен двигатель,
а  в  передней  --  два сиденьЯ,  ручка  управлениЯ и  ножнаЯ педаль;  ручка
помещена  не  в  центре,  как  обычно,  а  справа.  ‹етчик и  пассажир сидЯт
совершенно  открыто в воздушном  потоке. “правление  двигателем производитсЯ
при помощи крана подачи бензина и "контакта" -- включателЯ зажиганиЯ.
     ђотативный двигатель "ѓном" имел очень широкое распространение в период
1909-- 1914 гг. …го устройство интересно тем, что коленчатый вал  закреплен,
а цилиндры, расположенные  звездообразно, вращаютсЯ вместе  с картером. ‚инт
прикреплЯетсЯ  к   картеру.  “стройство  двигателЯ  очень  просто,  вес  его
небольшой: двигатель мощностью 50 л. с. весил 76 <i>кѓ</i>. ќкономичность двигателЯ
была низкаЯ и надежность его невысокаЯ, однако, при умелом уходе он  работал
достаточно надежно. Џ. Ќ.  Ќестерову пришлось летать только  на  самолетах с
ротативными  двигателЯми  и  даже  совершать  на  них  довольно   длительные
перелеты.
     “читываЯ бипланную схему, мы можем получить эквивалентный размах
     <img border=0 src="pishnoff_26.gif">
     ‚еличину <i>F</i> можно найти по известной нам максимальной скорости самолета,
равной 65  <i>км/час</i>, или 18 <i>м/сек</i>; приравниваЯ выражениЯ длЯ тЯги 75<i>Nh/V</i> и сил
сопротивлениЯ, мы получим значение F:
     <img border=0 src="pishnoff_27.gif" alt=Pishnoff-27.gif>
     длЯ <i>h</i>=0,75 и <i>G</i>=500 <i>кѓ</i> получим <i>F</i>=4,5-5 <i>м</i><sup>2</sup>.
     ’еперь      найдем     максимальное      аэродинамическое      качество
<i>K</i><sub>mах</sub>=0,78<i>l</i><sub>э</sub>/<i>F</i><sup>1/2</sup>=4,2 и скорость  полета  на
максимальном качестве
     <img border=0 src="pishnoff_28.gif">или 47 км/час.
     ‚ажно  посмотреть,  какому значению Cу это  соответствует. ‡начение  Cу
равно удельной нагрузке на крыло, деленной на скоростной напор:
     <img border=0 src="pishnoff_29.gif" alt=Pishnoff-29.gif>
     €нтересно, что в это выражение не  входит  размах крыльев. „лЯ самолета
"”арман-4" мы  получим Cу<sub>н</sub>=1,1; это довольно большое значение Cу,
близкое к  предельному;  длЯ полета на  минимальной мощности мы  получили бы
Cу<sub>э</sub>=1.73<i>C</i>у<sub>н</sub>=1,9  --  что   Явно   выше   максимального
значениЯ.  €з  этого мы можем сделать вывод, что  увеличение ширины  крыльев
позволило бы увеличить максимальную подъемную силу.
     ЋпределЯЯ  <i>Y</i><sub>mах</sub>, мы  должны исходить  из  условиЯ полета при
максимальном качестве, а не на экономичном режиме. “читываЯ приближенно, что
на пониженной скорости будет уменьшен коэффициент полезного действиЯ винта и
уменьшена мощность двигателЯ из-за уменьшениЯ числа  оборотов  двигателЯ, мы
примем <i>h</i>=0,7 и <i>N</i>=47 <i>л. с.</i>; тогда получим:
     <img border=0 src="pishnoff_30.gif">
     Џри полетном  весе,  равном 500 кѓ,  запас подъемной силы  будет  равен
<i>n</i><sub>у</sub>=<i>Y</i><sub>н</sub>/<i>G</i>=1,4-1,45.  ќто  довольно  малый  запас, но длЯ
полета  на  малых  высотах  с ограниченным  маневрированием достаточный. Џри
полете  с  пассажиром  полетный  вес  будет равен приблизительно  580  <i>кѓ</i>  и
<i>n</i><sub>y</sub>=1,25. ќто  уже очень  малый  запас, и  подобные полеты,  в том
числе, и учебные, производились на малых высотах в хорошую погоду. ‚ 1910 г.
летчик …. ‚. ђуднев совершил перелет  с пассажиром из  Џетербурга в  ѓатчину
дальностью  около 65  <i>км</i>.  ќтот перелет  происходил  в  условиЯх  пониженной
температуры, когда мощность двигателЯ увеличилась примерно на 4% и плотность
воздуха -- на 7-8%; это дает увеличение <i>Y</i>  на 5% и тогда <i>Y</i><sub>mах</sub>=760
<i>кѓ</i>.
     Џри   неработающем   двигателе   воздушный   винт   дает   значительное
дополнительное сопротивление, особенно, если он вращаетсЯ; значение <i>F</i> в этом
случае равно примерно 5,5 <i>м</i><sup>2</sup>  и  аэродинамическое качество  около
3,9 при <i>‘</i>у=1,3. ‘пуск нужно производить с запасом  скорости, когда  ‘у будет
не более  0,8 и аэродинамическое качество окажетсЯ равным примерно  3,5. ќто
будет   соответствовать    довольно   крутому   планированию    под    углом
16,5<sup>о</sup> при скорости 15,5 м/сек и при скорости снижениЯ 4,5 м/сек.
     Ќизкое  аэродинамическое  качество при  малой скорости  полета вызывает
очень неблагоприЯтные  ЯвлениЯ при  внезапном уменьшении тЯги. „опустим, что
самолет летит горизонтально и тЯга равна силе сопротивлениЯ. Љ высоте полета
<i>h</i>  прибавим  кинетическую  высоту <i>h</i><sub>к</sub>=<i>V</i><sup>2</sup>/2<i>g</i>  и  получим
энергетическую  высоту  <i>h</i><sub>э</sub>=<i>h</i>+<i>h</i><sub>к</sub>.  ‚  случае  остановки
двигателЯ начнетсЯ падение уровнЯ энергии по условию D<i>h</i><sub>э</sub>=-Ds/<i>K</i>, и
линиЯ уровнЯ энергии резко переломитсЯ. ’раекториЯ полета  будет  изменЯтьсЯ
более плавно. ‚ыражение длЯ подъемной силы  можно  дать  через  кинетическую
высоту <i>Y</i>= <i>‘</i><sub>у</sub><i>rgh</i><sub>к</sub>
     €з рис. 4 легко видеть, что сразу же после остановки двигателЯ начнетсЯ
резкое уменьшение <i>h</i><sub>э</sub> примерно по условию
     <img border=0 src="pishnoff_32.gif">
     …сли в исходном полете <i>V</i>=18 <i>м/сек</i>, <i>h</i><sub>к</sub>=16,6 <i>м</i>, то через 2 <i>сек</i>
после остановки двигателЯ самолет пройдет путь около 30 <i>м</i> и уровень  энергии
понизитсЯ на  9  <i>м</i>.  ‡а  это времЯ  самолет не успеет существенно  уменьшить
высоту и  потому  величина <i>h</i><sub>к</sub> окажетсЯ  уменьшенной  почти в  два
раза,  а  вместе  с  ней  и  подъемнаЯ  сила.  ‘амолет  окажетсЯ  в  условии
возмущенного  движениЯ  по  отношению  к  траектории   планированиЯ,  опишет
некоторую  волнообразную траекторию и через  некоторое времЯ  может  войти в
режим планированиЯ с постоЯнной скоростью.
     <img border=0 src="pishnoff_33.gif" alt=Pishnoff-33.gif>
     ђис. 4. ‘хема полета самолета "”арман-4" при остановке двигателЯ
     ‚ажно обратить  внимание, сколь быстро произошла  потерЯ скорости. …сли
летчик инстинктивно попытаетсЯ удержать  самолет от "проваливаниЯ", скорость
упадет  еще более резко; гораздо лучше было бы энергично уменьшить подъемную
силу быстрым  наклонением самолета вниз, и еще лучше, если бы самолет сам, в
силу своей устойчивости, автоматически уменьшил угол тангажа.
     Љ  сожалению,  самолет "”арман-4" вследствие очень задней центровки  не
имел такой  тенденции и, если летчик не наклонЯл его  с  помощью рулЯ высоты
довольно  круто  вниз,  он  оставалсЯ  примерно  в  исходном  горизонтальном
положении. Џочти все аварии этого самолета происходили в результате перехода
его в  парашютирование в случае внезапной остановки двигателЯ  или при вЯлом
переводе самолета на планирование.
     Ђвтору  приходилось  не  раз  наблюдать  эти  ЯвлениЯ  и  видеть  много
фотографий  аварий  самолета  "”арман-4"  в  результате  потери  скорости  и
перехода в парашютирование. Љ  счастью, благодарЯ малой удельной нагрузке на
крыло  и  некоторым  особенностЯм  аэродинамики при парашютировании  самолет
снижалсЯ довольно медленно, с небольшим  углом крена. ‘амолет  в этом случае
почти не разбивалсЯ, а летчик вообще не страдал при ударе.
     Ќа  рис.  5 показаны  основные  летные  характеристики,  полученные  из
поверочного аэродинамического расчета  самолета "”арман-4"  длЯ веса 500 кѓ.
Џотолок самолета, оказалсЯ несколько менее 2000 м.
     <img border=0 src="pishnoff_34.gif">
     ђис  5.   Ћсновные  летные   характеристики  самолета   "”арман-4"   по
поверочному расчету
     ЋстановимсЯ  еще  на  этом  самолете как  на учебном. ‚ 1909-- 1910 гг.
системы обучениЯ еще  не  было  разработано.  …стественно, что  конструкторы
первых самолетов учились  летать самоучкой, начинаЯ с  рулений и подлетов по
прЯмой; повороты тоже вначале делали без крена. ‡атем стали складыватьсЯ две
системы  обучениЯ.  Ћдна  --  система  Ѓлерио,  по  которой  ученик  начинал
самостоЯтельно рулить на специальном самолете, вообще не способном взлететь.
‡атем он переходил на другой одноместный самолет, который мог подлетывать, и
так постепенно осваивал пилотирование. Ѓывали примеры, когда человек,  купив
самолет, сразу  на нем вылетал; так, например,  было с известным летчиком ‘.
€. “точкиным, однако, он был разносторонним спортсменом.
     “  самолета "”арман-4" два сиденьЯ  были расположены друг за  другом  в
передней  части  рамы,  котораЯ  свешивалась  перед  крылом;  ножнаЯ  педаль
предназначалась   длЯ   сидЯщего  впереди  летчика.  ђучка  управлениЯ  была
расположена справа  так, что за нее летчик  держалсЯ только  правой рукой, а
пассажир тоже  мог до  нее  дотЯнутьсЯ.  Ќоги пассажира просто свешивались с
крыла, а левой рукой он придерживалсЯ за стойку.
     “правление двигателем состоЯло из выключателЯ зажиганиЯ -- "контакта" и
крана подачи бензина. ђабота двигателЯ контролировалась "на  слух", и только
длЯ контролЯ работы поршневого  маслЯного  насоса имелсЯ "стаканчик", т.  е.
стеклЯнный пузырек, в  котором  уровень масла колебалсЯ 84 раза в минуту при
вращении  двигателЯ с угловой скоростью 1200 об/мин. ‘читаЯ пульсации масла,
можно было примерно установить число оборотов двигателЯ. „лЯ контролЯ высоты
летчик привЯзывал к ноге высотомер.
     ‚злет  самолета  происходил  следующим  образом:  6-8  человек  держали
самолет,  а техник  пролезал  в  хвостовую ферму и, убедившись, что  контакт
выключен  (спросив  об  этом  летчика), проворачивал винт и  ставил  его  на
компрессию. ‡атем он командовал: "Љонтакт!" -- и рывком проворачивал винт, а
летчик  в это времЯ включал  зажигание.  …сли  двигатель  не заработал,  все
начиналось сначала; если начинались вспышки, техник быстро убегал, а самолет
держали до тех  пор, пока  двигатель  не  разовьет полное число  оборотов  и
летчик не махнет рукой, чтобы самолет отпустили, и тогда начиналсЯ разбег.
     „лина разбега у самолета "”арман-4" была  около  60  <i>м</i> и разбег занимал
6,5-7  <i>сек</i>.  Ћписанный  порЯдок  взлета   применЯлсЯ  на  всех  самолетах  с
ротативными двигателЯми "ѓном", так как они  не имели "малого  газа"  и  при
отсутствии  поступательного   движениЯ   быстро  перегревались.   ђотативные
двигатели "ђон" и "Љлерже" могли работать на сравнительно малых оборотах, но
все  же  быстро  перегревались,  и  потому,  как  только  двигатель  начинал
устойчиво работать на полной мощности, летчик давал сигнал отпустить самолет
и начинал разбег.
     Џри  обучении  на  самолете "”арман-4"  вначале  ученик  сидел  сзади и
держалсЯ  за ручку управлениЯ над рукой инструктора. Џосле усвоениЯ  техники
управлениЯ  ручкой  ученик   делал   рулежки   длЯ  освоениЯ   работы  рулем
направлениЯ, а затем начинал совершать полеты с инструктором, который в этом
случае  сидел уже  сзади  и мог только  исправлЯть движениЯ  ученика ручкой.
—ерез 20-- 30 полетов ученика выпускали в самостоЯтельный полет.
     ‘ледует указать, что  тЯжелые аварии на самолете "”арман-4" были редки,
а поломки очень часты. ЉонструкциЯ самолета состоЯла из лонжеронов сплошного
прЯмоугольного  сечениЯ,  обтекаемых  стоек  сплошного  сечениЯ, проволочных
растЯжек, ушковых болтиков и  алюминиевых стаканчиков, в которые вставлЯлись
концы стоек. Џоэтому ремонт самолета был очень прост,  и только  регулировка
натЯжениЯ "паутины" растЯжек требовала опыта и времени.
     „лЯ получениЯ  диплома на  звание пилота-авиатора требовалось выполнить
два  полета:  в одном  из них совершить 10 восьмерок, а в  другом  --  после
получасового  полета  на  высоте  100  м  --  совершить  посадку планирующим
спуском.
     ЋстановимсЯ  на  некоторых вопросах устойчивости  самолета  "”арман-4".
–ентр  тЯжести самолета, по  грубым  расчетам, был расположен на расстоЯнии,
равном 45-50%  длины  хорды,  от ее  передней кромки.  ”окус крыла  лежал на
расстоЯнии,  равном  25% длины  его  хорды; хвостовое  оперение,  большое по
площади (23% площади крыла) и  с большим  плечом, относительно мало  смещает
фокус назад из-за небольшой величины его удлинениЯ и сильного действиЯ скоса
потока  от крыла.  Џередний  руль высоты, несмотрЯ  на меньшую его площадь и
меньшее плечо, благодарЯ более значительному удлинению и отсутствию  влиЯниЯ
скоса  потока от  крыла  почти  полностью  нейтрализует смещение  фокуса  от
оперениЯ, и в итоге фокус самолета находилсЯ примерно на расстоЯнии,  равном
27-28% длины  хорды,  от  ее  передней кромки. ’аким  образом, при центровке
45-50%   самолет   должен   быть   сильно   неустойчивым   по   углу   атаки
(<i>x</i><sub>о</sub>/<i>b</i>=-0,2). Ћднако,  как  известно,  устойчивость по  перегрузке
зависит   не  только   от  отношениЯ   <i>x</i><sub>о</sub>/<i>b</i>,  но  и  от   эффекта
демпфированиЯ,  который длЯ  самолетов, подобных самолету "”арман-4",  очень
велик.  €  действительно, жалоб на неустойчивость  самолета не было, хотЯ  о
полете с брошенной ручкой в то времЯ и не помышлЯли. †аловались на то, что у
самолета происходит  "провисание хвоста" при посадке.  ќто  значит, что  при
увеличении  угла  атаки  хвост  имеет  стремление опускатьсЯ,  и  это  нужно
парировать  передвижением ручки "от себЯ".  ќто и  есть типичное  проЯвление
задней центровки,  когда балансировочнаЯ диаграмма по отклонению рулЯ  имеет
обратный ход.
     ‚  журнале  "‚оздухоплаватель"  того  времени была помещена  статьЯ,  в
которой   указывалось  на   вредные   последствиЯ   забрызгиваниЯ  хвостовых
поверхностей  перегорелым маслом, которое обильно  вылетало  из  ротативного
двигателЯ,  и  вместе  с  грЯзью  значительно  утЯжелЯло  хвост и  усиливало
"провисание хвоста". •отЯ самолет  "”арман-4"  и служил в качестве  учебного
почти 7 лет,  он мало соответствовал  требованиЯм, предъЯвлЯемым  к учебному
самолету. Џри  полете  даже  в  небольшую "болтанку" требовались  отклонениЯ
рулей, близкие к предельным. ќлероны, которые отклонЯлись только вниз, имели
слабую эффективность;  крутое планирование  при задней центровке  затруднЯло
посадку  с  большой высоты.  Ќаконец,  у самолета  очень  сильно  проЯвлЯлсЯ
гироскопический  эффект  вращениЯ  винта и  двигателЯ --  при  вираже  влево
самолет "клевал",  а при вираже вправо  -- резко  кабрировал, что  требовало
энергичной работы рулем высоты.
     €нтересно  отметить,  что  на  некоторых  самолетах  "”арман-4"  просто
отбрасывали передний  руль высоты; от этого центр тЯжести немного  сдвигалсЯ
назад,  но  зато  фокус  самолета  сдвигалсЯ  назад  значительно  больше,  и
нейтральнаЯ  центровка  оказывалась  равной 39-40%.  ‚ защиту переднего рулЯ
высоты  приводили  тот  довод,  что  он  служит  ориентиром  при  управлении
самолетом  и  что  в полете он  должен быть параллельным линии  горизонта  и
немного выше его. €звестный инструктор московской военной авиационной  школы
Ђ.  џ.  „окучаев,  выбросив  передний  руль  высоты,  поставил  впереди  длЯ
ориентировки легкую рамку.
     Џ. Ќ. Ќестеров прошел через опыт полетов на самолете "”арман-4"; у него
сложилось,   несомненно,  весьма  неблагоприЯтное  впечатление  о  средствах
управлениЯ этим самолетом и о его возможностЯх маневрированиЯ.


        ЌЂ ‚Ћ…ЌЌЋЊ ‘ЂЊЋ‹…’… "ЌњћЏЋђ-4"

     ‡акончив обучение на самолете "”арман-4", Џ. Ќ. Ќестеров был  направлен
в  ‚аршавскую авиационную школу  длЯ переучиваниЯ на  монопланах "Ќьюпор-4",
которые в 1912 г.  вместе с  самолетами "”арман-16",  состоЯли на вооружении
русской военной  авиации. ‚ авиационной  литературе  того времени можно было
найти  много  высказываний  на  тему:  "Њоноплан  или  биплан?" ‘оревнование
моноплана  и  биплана   продолжалось  до  1930--   1935  гг.  и  закончилось
окончательной победой моноплана.
     ‚ период 1909-- 1913 гг. опыт самолетостроениЯ показывал, что монопланы
получаютсЯ   несколько   более    быстроходными,   а   бипланы    --   более
грузоподъемными. ќто определЯлось тем, что бипланную расчалочную ферму можно
было  сделать со значительно большим размахом,  чем расчалочную монопланную.
Ќаиболее убедительно это было продемонстрировано на самолете "€льЯ Њуромец",
который имел размах  37 м. ‘делать моноплан с таким размахом в те времена не
представлЯлось возможным.
     ‘ началом первой мировой войны 1914-1918 гг. расчалочные монопланы были
почти  совсем  изъЯты  из  авиации  как совершенно  неудовлетворительные  по
обзору. ЋставалсЯ только один моноплан -- Њоран "Џарасоль" (т. е. "‡онт"), у
которого расчалочное крыло  было поднЯто над фюзелЯжем и благодарЯ этому был
получен прекрасный  обзор  вниз. Љазалось, что в отношении обзора была лучше
схема с толкающим винтом, когда экипаж размещалсЯ в гондоле, расположенной в
самой передней части самолета. ’аковы  были самолеты "”арман-16", -22, -27 и
-30 и ‚уазен L.A.S, которые состоЯли на вооружении русской авиации вплоть до
гражданской войны.
     Ћднако "толкающие" бипланы были хуже в аэродинамическом отношении, и их
заднЯЯ полусфера оставалась незащищенной  от  атак  истребителей противника.
‚стретив  противника  в воздухе,  эти самолеты  были вынуждены переходить на
крутые виражи, стараЯсь повернутьсЯ к нему носом, и это иногда удавалось.
     Ќаибольшее  развитие получили "тЯнущие" фюзелЯжные  бипланы, у  которых
гармонично  сочетались  конструктивные   преимущества  с  удовлетворительным
обзором земли и воздуха и была обеспечена защита передней и задней полусфер.
Њаленькие фюзелЯжные бипланы оказались аэродинамически и в весовом отношении
более выгодными, чем расчалочные монопланы типа "Ќьюпор-4"  или "Њоран-G", о
которых  мы  еще расскажем  далее. ‘ улучшением  аэродинамики и  переходом к
свободнонесущим конструкциЯм  весовые преимущества  бипланов были  утрачены.
Џри больших размахах крыльев свободнонесущий моноплан оказалсЯ более легким.
     ‚озможность    уменьшить   ширину   крыла,    снабженного    посадочной
механизацией, и опустить  свободнонесущее крыло вниз дала преимущества малым
монопланам-истребителЯм. ќта схема ЯвлЯлась основной в период второй мировой
войны.  €нтересно,  что  с  переходом  на реактивные  двигатели  опЯть стала
применЯтьсЯ  "толкающаЯ"  схема,  но  она  логично  увЯзывалась  с   хорошей
аэродинамической  схемой. Ћдин из недостатков толкающей схемы осталсЯ -- это
сложность  обеспечениЯ удовлетворительной  центровки самолета,  так как  вес
двигателЯ  в этом случае  нужно компенсировать  другими весами,  выдвинутыми
далеко  вперед, и  самолеты  стали длинноносыми. Џри  тЯнущей  схеме,  когда
двигатель  находитсЯ впереди, топливо и  грузы  удобно размещаютсЯ  в районе
центра тЯжести самолета.
     Џосле такого отступлениЯ мы  вновь вернемсЯ к временам Џ. Ќ. Ќестерова,
когда   расчалочный   моноплан   привлекал  летчиков   своей   скоростью   и
маневренностью.  Ћпишем  сначала  самолет  "Ќьюпор-4",   на  котором  Џ.  Ќ.
Ќестерову  удалось  достигнуть  замечательных результатов  по  осуществлению
высшего пилотажа, и затем  -- "Њоран-G", на который Џ. Ќ. Ќестеров перешел в
1914 г. и, летаЯ на котором, он погиб в воздушном бою.
     ‘амолет "Ќьюпор-4" был французской конструкции; он был закуплен русским
военным ведомством  во  ”ранции  в 1911--  1912  гг. и  строилсЯ на  русских
заводах  вплоть до конца 1915 г. ‚ печати того  времени можно найти упреки в
адрес военного  ведомства за  неудачный выбор этого  типа  самолета.  ‘ этим
нельзЯ  в  полной  мере  согласитьсЯ; конструкции  в  тот период  так быстро
менЯлись, что через один-два года они уже устаревали.
     ‚  1911 г.  самолет  "Ќьюпор-4"  был,  несомненно,  передовым  по своей
аэродинамике  и летным  характеристикам  и, безусловно,  превосходил  широко
распространенные  самолеты того времени  -- моноплан  "Ѓлерио-11"  и  биплан
"”арман-4". Ћднако в 1913 г. самолет "Ќьюпор-4" уже устарел и его пора  было
заменЯть, но это не было сделано, пока начавшаЯсЯ в 1914 г. война не выЯвила
его полную  непригодность  длЯ  каких-либо военных  целей. Ќо  положительные
качества самолета проЯвились в дальних перелетах; в перелете ‘евастополь  --
Џетербург  в  1912  г., осуществленном  летчиками  ‚. ‚.  „ыбовским  и „. ѓ.
Ђндреади, и в перелете  по  маршруту Љиев--  ѓатчина, осуществленном  Џ.  Ќ.
Ќестеровым в 1914 г. всего за один день. ‡апас мощности и  высокаЯ прочность
самолета "Ќьюпор-4"  позволили Џ. Ќ.  Ќестерову  выполнЯть глубокие виражи и
петлю, что ЯвлЯлось серьезным испытанием длЯ самолета.
     <img border=0 src="pishnoff_35.gif" alt=Pishnoff-35.gif>
     ђис.  6. ‘амолет "Ќьюпор-4"  (1911  г.) с ротативным  двигателем "ѓном"
мощностью  70   л.   с.   Џлощадь   крыльев  с  подфюзелЯжной  частью   21,5
<i>м</i><sup>2</sup>;  вес  пустого  самолета около 450  <i>кѓ</i>; полетный  вес с  одним
летчиком 600 <i>кѓ.</i>
     Љрупным  недостатком  самолета-моноплана  "Ќьюпор-4"  был очень  плохой
обзор земли, что  было общим недостатком  монопланов того времени. Љак видно
из схемы самолета (рис. 6), голова летчика находилась невысоко над серединой
крыла  (ширина крыла 2,5  <i>м</i>).  „ругим недостатком, тоже общим длЯ монопланов
того времени, было  тЯжелое  поперечное  управление, осуществлЯвшеесЯ  путем
искривлениЯ крыльев. „лЯ этой цели  тросы идущие к переднему лонжерону, были
закреплены жестко,  а  тросы, идущие от заднего лонжерона, соединЯлись через
рычажки или ролики и могли перемещатьсЯ так,  что, если конец левого заднего
лонжерона опускалсЯ, конец противоположного  лонжерона  поднималсЯ.  ’о, что
управление было тЯжелым,  объЯснЯлось  не только деформированием конструкции
при перекашивании  крыла,  но главным  образом  тем,  что  ось, относительно
которой   поворачивалось    крыло,   находилась   на    расстоЯнии,   равном
приблизительно 10% длины хорды, от передней кромки, а сама хорда имела длину
около  2 м. ‚ итоге  аэродинамические шарнирные моменты были велики. Џереход
на  элероны  у  монопланов  произошел  значительно  позже.   „лЯ  облегчениЯ
управлениЯ  фирма "Ќьюпор"  применила такую систему управлениЯ, при  которой
искривление  крыльев длЯ  управлениЯ  креном выполнЯлось ножными педалЯми, а
рулем  направлениЯ  управлЯли  посредством  боковых  движений  ручки.  ’акое
управление не получило  распространениЯ, но оно  затруднЯло переход на  этот
самолет с самолетов  других типов или с него  на  другие. ‚о всЯком  случае,
подобнаЯ  система управлениЯ  считалась одним из основных  минусов самолета.
ђассматриваЯ схему  самолета,  мы можем констатировать, что  она  напоминает
схемы  многих  других  самолетов,  которые  строились  значительно  позже  и
отличались от нее  только  некоторыми деталЯми. ‘амолет  имел трапециевидное
крыло  умеренного сужениЯ  с  удлинением  около  5;  киль отсутствовал,  что
ЯвлЯлось обычным длЯ того времени; руль высоты был относительно невелик.
     ‘амолет  мог бы  иметь довольно высокое аэродинамическое качество, если
бы его не ухудшали  некоторые детали: довольно грубаЯ носоваЯ часть, с малым
развитием  выпуклых  поверхностей,  нужных   длЯ  возникновениЯ  разрежений;
большаЯ длина  тросовых расчалок и  сложное шасси,  когда в силовую  систему
входили  переднЯЯ и заднЯЯ пары подкосов, а среднЯЯ пара служила  только длЯ
шасси. „лЯ  амортизации служила обычнаЯ  рессора, стоЯвшаЯ  поперек потока и
совершенно не обтекаемаЯ. Џри  эффективном удлинении,  равном приблизительно
4,6, и  <i>‘х</i><sub>0</sub>=0,1  аэродинамическое  качество самолета  было  равно
примерно 6.  Ќужно сказать,  что  по сравнению с самолетами того времени это
было  приличное  качество,  обеспечивающее  достаточно   пологий  спуск  при
планировании и простой переход от моторного полета к планированию.
     €нтересно, что профиль крыла был S-образный, т. е. с  перегибом средней
линии и  примерно постоЯнным положением центра давлениЯ. Ќа других самолетах
обычными были профили с  очень большой  кривизной средней линии. ‚ то  времЯ
некоторые  специалисты  полагали,  что постоЯнство центра  давлениЯ улучшает
продольную  устойчивость.  Ќа  самом  деле это приводило только к  некоторым
прочностным преимуществам  и к  существенному ухудшению  несущей способности
крыла  при больших углах атаки. ќтим, может быть, объЯснЯютсЯ  имевшие место
катастрофы в результате сваливаниЯ на крыло. –ентровка самолета  неизвестна,
но нужно  думать,  что она  была  не  более  40%, что длЯ того времени можно
считать довольно передней  центровкой. ЌейтральнаЯ центровка с зажатым рулем
и   без  учета   эффекта  демпфированиЯ  составлЯла  42-44%.  ‘амолет   был,
несомненно,  устойчив  по  перегрузке  и, вероЯтно,  по  скорости.  „лЯ того
времени это было редким положительным качеством.
     Ђвтору  приходилось наблюдать  полеты на самолетах  "Ќьюпор-4" в 1914--
1915 гг. Џолет  выглЯдел  спокойным и плавным, только  при  рулении  самолет
сильно   раскачивалсЯ  из-за  малой  базы  колес  и  мЯгкости  рессоры.  Џри
ознакомлении с конструкцией самолета  сложилось впечатление, что лонжероны и
тросовые  расчалки имели  большой запас прочности, хотЯ  прочность,  видимо,
вообще не  проверЯлась при  статических  испытаниЯх,  как  не проверЯлась  и
центровка.
     €з  сказанного  выше следует, что по  устойчивости  и прочности самолет
подходил длЯ выполнениЯ высшего пилотажа. Љатастрофы с самолетом происходили
в  основном в результате сваливаниЯ на крыло  при потере скорости. ќто можно
объЯснить  в известной  мере  свойством  профилЯ  крыла --  с резким  срывом
обтеканиЯ. Ћдна  катастрофа произошла при крутом спуске по прЯмой линии,  из
которого летчик,  видимо, не смог  вывести самолет и врезалсЯ  в землю. ќтот
случай объЯснЯли потерей жесткости фюзелЯжа после грубых посадок в сочетании
с малой эффективностью рулЯ высоты. €звестен случай поломки крыльев самолета
при резком выравнивании во времЯ посадки, когда  поломались подкосы шасси, к
которым крепились  несущие  расчалки.  ‚идимо,  в  данном случае  имел место
производственный дефект или же было повреждено шасси при грубых посадках.
     Ђвтор был свидетелем катастрофы самолета, при которой  погиб  летчик ‘.
‚. ѓулевич осенью 1915  г. Ќа высоте более 1000 м самолет вдруг начал быстро
вращатьсЯ  вокруг  продольной   оси  и,  продолжаЯ  вращатьсЯ,  в  состоЯнии
пикированиЯ  дошел до  земли и разбилсЯ. ‚  то времЯ о штопоре знали  мало и
умышленного  штопора  не  делали. Џо  характеру движениЯ  причину катастрофы
можно было приписать невыходу из штопора.
     Ћднако некоторые обстоЯтельства говорЯт  против этой версии. ‚о-первых,
как это  запомнил автор, фюзелЯж самолета был в вертикальном положении, чего
не бывает  при  штопоре,  когда  наклон  фюзелЯжа  по отношению к  вертикали
составлЯет  не менее 20<sup>о</sup>. ‘амолет был разрушен очень сильно, чего
не бывает при штопоре самолета с малой удельной нагрузкой на крыло.
     Ќаконец, в некрологе, посвЯщенном ‘. ‚. ѓулевичу, проф. Ќ. …. †уковский
указывает,  что ножнаЯ педаль, при помощи которой  производилось  управление
креном,  была отъединена  от трубы управлениЯ.  ќто  могло  произойти и  при
ударе,   но  если  это  имело  место   в   полете  в  результате   выпадениЯ
соединительного болтика, все происшедшее будет вполне объЯснимо.
     ‚  самом  деле,  если  у  самолета  произойдет разъединение  управлениЯ
элеронами,  они займут  нейтральное  положение, так как шарнирный  момент их
значительно сильнее зависит от угла отклонениЯ, чем  от изменениЯ угла атаки
крыла.  „ругое дело  --  перекашивание крыльев,  когда  степень  зависимости
шарнирных  моментов от  угла  перекашиваниЯ  и  от изменениЯ  угла атаки при
движении  крена одинакова,  и  после перекашиваниЯ  крыльЯ так и остаютсЯ  в
приданном им  положении,  а  самолет,  начав  вращение,  продолжает его. Џри
невозможности  остановить  вращение  самолет  неизбежно  будет  двигатьсЯ по
вертикали, так как подъемнаЯ сила будет поворачиватьсЯ вместе с крылом.
     Џерейдем   к  рассмотрению   летных  характеристик  самолета.  Ћсновной
характеристикой ЯвлЯетсЯ запас подъемной силы, т. е.  отношение максимальной
подъемной силы к весу. Џодъемную силу определим по формуле
     <img border=0 src="pishnoff_36.gif" alt=Pishnoff-36.gif>
     Џри максимальном аэродинамическом качестве  <i>Љ</i><sub>mах</sub>=6,  <i>N</i>=70 <i>л.
с.</i> и размахе крыльев <i>l</i>=10,6 <i>м</i> получим максимальную подъемную силу
     <img border=0 src="pishnoff_37.gif" alt=Pishnoff-37.gif>
     Џри нормальном полетном  весе, равном  680 <i>кѓ</i>,  <i>Y</i><sub>max</sub>/<i>G</i>=1,47;
при весе, равном 600  <i>кѓ</i>, который,  вероЯтно, близок к  весу, имевшему место
при выполнении петли  Џ. Ќ. Ќестеровым, <i>Y</i><sub>max</sub>/<i>G</i>=1,67;  длЯ пустого
веса          самолета         <i>G</i><sub>0</sub>=450         <i>кѓ</i>         величина
<i>Y</i><sub>max</sub>/<i>G</i><sub>0</sub>=2,2.  Ѓолее  простыми  характеристиками служат
величины, применЯемые длЯ статистики:
     <img border=0 src="pishnoff_38.gif" alt=Pishnoff-38.gif>
     <img border=0 src="pishnoff_39.gif" alt=Pishnoff-39.gif>
     Џо полученным значениЯм можно сделать такие выводы: по запасу подъемной
силы   самолет   может   быть   отнесен   к   категории   средненагруженных,
маломаневренных самолетов. ‡начение <i>K</i><sub>G</sub>=8,3 близко к таковому  длЯ
современных винтовых самолетов; значение <i>K</i><sub>Go</sub>=5,5 несколько велико
и говорит о  некотором перетЯжелении конструкции.  Џри весе 600 <i>кѓ</i>  величина
<i>Y</i><sub>max</sub>/<i>G</i>=<i>n</i><sub>у</sub>=1,67  позволЯет  маневрировать  со   средним
значением перегрузки 1,6, например,  делать длительные виражи с креном около
50<sup>о</sup>. Љак известно, Џ. Ќ.  Ќестеров выполнЯл более  крутые виражи;
очевидно, они выполнЯлись со скольжением, когда наличие нагрузки на  боковые
стенки   фюзелЯжа  позволЯет  увеличить  крен,  не   уменьшаЯ   вертикальной
составлЯющей от подъемной и боковых сил.
     Ќа рис.  7,  8 и 9  приведены  результаты поверочного аэродинамического
расчета самолета "Ќьюпор-4". Ќа рис.  7 дана полЯра и зависимость ‘у от угла
атаки;  в нижней  части  графика  дан  профиль  крыла.  Ќа рис. 8  приведены
зависимости  мощностей, потребных длЯ  преодолениЯ сопротивлениЯ, и полезных
мощностей  от скорости длЯ высот 0, 1, 2 и 3 <i>км</i>, в  условиЯх горизонтального
полета  при полетном весе  600 <i>кѓ</i>. Џо пересечениЯм кривых получаем  значениЯ
максимальных  скоростей  горизонтального  полета;  по  максимальной разности
мощностей  получим  избытки  мощности  D<i>N</i>,  по  которым  затем  можем  найти
вертикальные скорости <i>V</i><sub>y</sub>=75 D<i>N</i> /<i>G</i>.
     <img border=0 src="pishnoff_40.gif" alt=Pishnoff-40.gif>
     <img border=0 src="pishnoff_41.gif" alt=Pishnoff-41.gif>
     ђис. 7. ЏолЯра и профиль крыла самолета "Ќьюпор-4":

     <img border=0 src="pishnoff_42.gif" alt=Pishnoff-42.gif>
     ђис.  8. ѓрафик  мощностей  длЯ самолета "Ќьюпор-4":  сплошные линии  -
потребные мощности; пунктир - располагаемые мощности.
     Ќа рис. 9  даны  зависимости  максимальной  скорости <i>V</i><sub>max</sub> от
высоты;  вертикальной  скорости  от  высоты  при  скорости  <i>V</i><sub>наб</sub>;
скорости при  наборе высоты  <i>V</i><sub>наб</sub> и  минимальной  скорости полета
<i>V</i><sub>min</sub>. Љроме  того, на  графике  приведены  зависимости  высоты от
времени подъема  <i>t</i> при скорости <i>V</i><sub>наб</sub>.  ѓрафики  даны длЯ полетных
весов 600 и 680 <i>кѓ</i>.
     <img border=0 src="pishnoff_43.gif" alt=Pishnoff-43.gif>
     ђис. 9. Ћсновные летные характеристики самолета "Ќьюпор-4" при полетных
весах 600 и 680 <i>кѓ</i>
     Џри  более  точном расчете  мы  получили  максимальную  подъемную силу,
равную 980 <i>кѓ</i>, при скорости <i>V</i>=25,8  <i>м/сек</i> (93 <i>км/час</i>). Џри полетном весе 600
<i>кѓ</i> это  даст  перегрузку <i>n</i><sub>y</sub>=l,63; ее  горизонтальную составлЯющую
<i>n</i><sub>гор</sub>=1,29;   центростремительное  ускорение   j<sub>цс</sub>=12,6
<i>м/сек</i><sup>2</sup>;        отсюда         получим        радиус        виража
<i>r</i>=<i>V</i><sup>2</sup>/<i>j</i><sub>ц.с.</sub>=53  <i>м</i>  и  времЯ  совершениЯ  полного  круга
<i>t</i>=2<i>pr</i>/<i>V</i>=13 <i>сек</i>.
     Џосмотрим теперь, как должна была выглЯдеть  петлЯ, которую выполнил Џ.
Ќ.  Ќестеров.  ђасчет петли  удобно  и  наглЯдно можно выполнить  исходЯ  из
энергетических  принципов.  ‚еличину   <i>h</i><sub>к</sub>=<i>V</i><sup>2</sup>/2<i>g</i>  будем
называть  кинетической высотой  --  она  характеризует кинетическую  энергию
летЯщего  самолета;  при полете  на минимальной  скорости  получим  величину
<i>h</i><sub>к0</sub>=<i>V</i><sup>2</sup><sub>min</sub>/2<i>g</i>;  длЯ самолета  "Ќьюпор-4" при
полетном весе 600 <i>кѓ</i>, <i>h</i><sub>к0</sub>=18,5 <i>м</i>.
     ’аким образом,  длЯ коэффициента перегрузки  <i>n</i><sub>у</sub> получим одно
условие по скорости:
     <img border=0 src="pishnoff_44.gif" alt=Pishnoff-44.gif>
     второе условие будет по прочности: <i>n</i><sub>у</sub>&lt; <i>n</i><sub>у доп</sub>.
Џоскольку  мы  не знаем действительной  прочности  самолета, примем  <i>n</i><sub>у
доп</sub>=3,5,  что   достаточно   длЯ  выполн