ениЯ   петли.  ‚  пределах  от
<i>n</i><sub>у</sub>=0   до  <i>n</i><sub>у</sub>  <sub>mах</sub>  мы   можем  произвольно
выбирать  значениЯ  <i>n</i><sub>у</sub>,  в  зависимости  от  желаемого  характера
траектории; при движении по прЯмой  мы всегда должны брать <i>n</i><sub>у</sub>=соs
q.    „лЯ    получениЯ     минимального    радиуса    кривизны    траектории
<i>n</i><sub>у</sub>=<i>h</i><sub>к</sub>/<i>h</i><sub>к0</sub>, но не более <i>n</i><sub>у доп</sub>.
     Џрактически  целесообразно  выбирать  такую  перегрузку,  при   которой
самолет будет обладать  аэродинамическим качеством, близким к максимальному;
это    будет    иметь    место   при    условии    <i>‘</i><sub>y</sub><sup>2</sup>
/<i>p</i>l<sub>э</sub>=<i>C</i><sub>х0</sub>. ‡начение <i>n</i><sub>у н</sub> (т. е. при  <i>C</i><sub>у
н</sub>) можно представить в виде
     <img border=0 src="pishnoff_45.gif" alt=Pishnoff-45.gif>
     где <i>h</i><sub>к.н</sub>  -- кинетическаЯ высота горизонтального полета  при
максимальном аэродинамическом качестве
     <img border=0 src="pishnoff_46.gif" alt=Pishnoff-46.gif>
     „лЯ рассчитываемого случаЯ <i>C</i><sub>ун</sub>=1,15; <i>h</i><sub>к.н</sub>=21,5 <i>м</i>.
’аким образом, при выполнении криволинейного движениЯ следует придерживатьсЯ
перегрузок, определЯемых условием  <i>n</i><sub>у</sub>= <i>h</i><sub>к</sub>/21,5,  но не
более  3,5  и  не  более <i>n</i><sub>y</sub>=  <i>h</i><sub>к</sub>/18,5.  €меЯ  значение
перегрузки  <i>n</i><sub>у</sub>  и  <i>h</i><sub>к</sub>,   мы  можем  определить  радиус
кривизны траектории в вертикальной плоскости:
     <img border=0 src="pishnoff_47.gif" alt=Pishnoff-47.gif>
     ќто  будет  первым  уравнением  длЯ  расчета  петли.  ‚торое  уравнение
позволит рассчитывать значение <i>h</i><sub>к</sub>. „лЯ  этой  цели мы  используем
выражение, свЯзывающее коэффициент продольной перегрузки с изменением уровнЯ
энергии самолета:
     <img border=0 src="pishnoff_48.gif" alt=Pishnoff-48.gif>
     ‡начение <i>n</i><sub>х</sub> может  быть раскрыто как функциЯ <i>h</i><sub>к</sub> и
<i>n</i><sub>у</sub>; длЯ <i>ђ/G</i>  мы подобрали  линейную зависимость от <i>h</i><sub>к</sub>,
котораЯ    справедлива    в    нужном    диапазоне   скоростей    <i>P/G</i>=0,28--
0,0016<i>h</i><sub>к</sub>.
     „лЯ <i>Q/G</i> получим
     <img border=0 src="pishnoff_49.gif" alt=Pishnoff-49.gif>
     Џодставив
     <img border=0 src="pishnoff_50.gif" alt=Pishnoff-50.gif>
     <img border=0 src="pishnoff_51.gif" alt=Pishnoff-51.gif>
     получим
     <img border=0 src="pishnoff_52.gif" alt=Pishnoff-52.gif>
     ‚ итоге, длЯ полета с работающим двигателем будем иметь
     <img border=0 src="pishnoff_53.gif" alt=Pishnoff-53.gif>
     Џри  полете  с  выключенным  двигателем  мы  отбрасываем  тЯгу  винта и
добавлЯем его сопротивление, что дает D<i>C</i><sub>x0</sub>=0,03, и тогда получим
     <img border=0 src="pishnoff_54.gif" alt=Pishnoff-54.gif>
     ‚ообще говорЯ,  можно  было  бы вместо формул  длЯ  <i>n</i><sub>х</sub>  дать
график.  ’аким образом, мы имеем два уравнениЯ: одно длЯ радиуса кривизны --
простое,   и   длЯ  уровнЯ   энергии   --   дифференциальное.  Љроме   того,
вспомогательные свЯзи: <i>h</i><sub>э</sub>=<i>h</i>+<i>h</i><sub>к</sub>; <i>ds</i>= <i>rd</i>q; <i>dh</i>=<i>ds sin</i>q.
     ‡а  текущую  координату  может быть выбран  путь  <i>s</i>  или угол  поворота
касательной   к   траектории   q.  ЏроизводЯ   расчет  движениЯ,   пользуЯсь
дифференциальным уравнением, выбираем  шаг расчета D<i>s</i> или Dq;  первый --  на
прЯмолинейных участках,  а на криволинейных  участках удобнее брать  Dq, так
как мы всегда будем знать среднее значение угла q.
     —исленное    интегрирование     усложнЯетсЯ    необходимостью    делать
последовательные приближениЯ или брать очень  малые  значениЯ  шага.  ђабота
упрощаетсЯ, если возможна экстраполЯциЯ средних значений величин, входЯщих в
формулы.  ЏринЯв некоторый  шаг длЯ  угла наклона  траектории Dq, мы получим
следующие формулы:
     <img border=0 src="pishnoff_55.gif" alt=Pishnoff-55.gif>
     ‚  очередном  интервале  расчета мы знаем  q, выбираем <i>n</i><sub>у</sub>  и
вынуждены экстраполировать величину <i>h</i><sub>к. ср</sub>; если после выполнениЯ
расчета <i>h</i><sub>к.  ср</sub> окажетсЯ  иным, мы должны повторить расчет. —тобы
улучшить   экстраполЯцию,   следует  в   процессе  расчета  строить  графики
<i>h</i><sub>э</sub>  и  <i>h</i> пo <i>s</i> и рЯдом с ними траекторию так, чтобы  масштабы были
одинаковы. Ќа рис.  10 и 11 показаны  результаты расчета  петли длЯ самолета
"Ќьюпор-4" применительно к условиЯм выполнениЯ ее Џ. Ќ. Ќестеровым.
     ‡а  исходные условиЯ был взЯт горизонтальный полет на  высоте 900 <i>м</i> при
скорости 90 <i>км/час</i>, что давало <i>h</i><sub>к</sub>= 32 и начальный уровень энергии
932 <i>м</i>.  ‡атем  происходил переход  в  пикирование под  углом 60<sup>o</sup>,
которое  продолжалось  до  момента  достижениЯ  самолетом  высоты  650  <i>м</i>  с
неработающим двигателем. ЃлагодарЯ  действию сопротивлениЯ воздуха,  которое
непрерывно возрастало,  падал и уровень энергии, так что, когда высота стала
равной 650  <i>м</i>, уровень энергии оказалсЯ равным 785  м и <i>h</i><sub>к</sub>=135 <i>м</i>,
или  скорость  ~  185  <i>км/час</i>. Џри  этой  скорости  могла  бы  быть получена
максимальнаЯ перегрузка  <i>n</i><sub>у</sub>=135/18,5=7,3.  Ќачинать  петлю  нужно
было достаточно осторожно.
     „альнейший  расчет производилсЯ  то интервалам Dq=30<sup>o</sup>. Љогда
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. Љогда  же
самолет стал описывать  первую четверть петли,  величина <i>h</i><sub>к</sub> стала
быстро  уменьшатьсЯ как  из-за  увеличениЯ  <i>h</i>, так  и вследствие  уменьшениЯ
<i>h</i><sub>э</sub>.  ’олько  после прохождениЯ  вертикального  положениЯ  падение
уровнЯ  энергии прекратилось, но <i>h</i><sub>к</sub> продолжало падать и  дошло до
значениЯ  <i>h</i><sub>к</sub>  =10,  когда  максимальнаЯ  перегрузка  могла  иметь
величину,  равную  лишь примерно 0,5. ’аким образом, в верхней  точке  петли
летчика прижимало к сиденью с силой, равной 30-40%  от силы веса. ‚о  второй
части петли <i>h</i><sub>к</sub> стало увеличиватьсЯ, но  не очень  сильно, так как
двигатель был опЯть выключен и уровень энергии стал понижатьсЯ.
     <img border=0 src="pishnov_image3.gif">
     <img border=0 src="pishnov_image4.gif">
     ђис.  10.  ‘хема  расчета  петли  Ќестерова  длЯ  самолета   "Ќьюпор-4"
энергетическим методом
     Џо  графику,  приведенному  на  рис.   10,   можно  получить   значение
<i>h</i><sub>к</sub> в любой  точке петли и затем найти скорость по выражению <i>V</i>=4,4
<i>h</i><sub>к</sub><sup>1/2</sup>.  ђазделив интервалы  пути  на  средние значениЯ
скорости, можно найти интервалы времени и затем определить времЯ  совершениЯ
петли.  Ћт  начального  горизонтального участка до конечного  оно  оказалось
равным около 10 сек.
     Ќа  рис.  11  дана  общаЯ  схема   пикированиЯ,  петли  и  последующего
спирального спуска с, креном около 30<sup>о</sup>. ‘опоставив ее с известной
схемой, составленной самим Џ. Ќ. Ќестеровым, мы можем увидеть весьма большое
сходство между ними.
     <img border=0 src="pishnoff_56.gif" alt=Pishnoff-56.gif>
     ђис. 11.  ‘хема снижениЯ, петли и  спирального спуска, полученнаЯ путем
расчета применительно к условиЯм выполнениЯ первой петли Џ. Ќ. Ќестеровым
     ‚ысота петли оказалась равной 90 м, что соответствует диаметру виража с
очень  большим углом крена, из чего  и исходил Џ. Ќ.  Ќестеров. ’олько 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.  ’огда  в  нижней части  кривизна
уменьшитсЯ, а в верхней увеличитсЯ.
     Џри совершении петли  основной  вопрос заключаетсЯ  в правильном выборе
начальной   скорости.  Џеред   началом  петли  самолет  должен  иметь  запас
кинетической  энергии, определЯемый  высотой <i>h</i><sub>к.нач.</sub> ‚ысота петли
равна  утроенному-учетверенному значению  <i>h</i><sub>к.н</sub>,  соответствующему
горизонтальному       полету        на       наивыгоднейшей        скорости,
D<i>h</i>=<i>D</i>=(3,5-4,0)<i>h</i><sub>к.н</sub>,       где      <i>h</i><sub>к.н</sub>=0,      82<i>G</i>/(<i>S
C</i><sub>ун</sub>).
     Љроме того, при выполнении петли происходит изменение уровнЯ энергии от
действиЯ тЯги  и  лобового  сопротивлениЯ.  ќто изменение  можно  определить
следующим образом. „лина пути полупетли будет равна
     <img border=0 src="pishnov_image5.gif">
     ‘реднее значение перегрузки по пути петли <i>n</i><sub>у</sub>~2,3; угол атаки
находитсЯ в районе максимального качества. ’огда снижение уровнЯ энергии  за
полупетлю составит
     <img border=0 src="pishnoff_57.gif" alt=Pishnoff-57.gif>
     Љогда  самолет  окажетсЯ  в  верхней  части  петли,  должна  оставатьсЯ
некотораЯ  перегрузка -- не менее <i>n</i><sub>y</sub>=0,3-0,4, длЯ чего  необходим
запас   кинетической    энергии,    равный   <i>h</i><sub>к.кон    </sub>~(0,3-0,4)
<i>h</i><sub>к.н</sub>. ‚ итоге получим
     <img border=0 src="pishnoff_58.gif" alt=Pishnoff-58.gif>
     <img border=0 src="pishnoff_59.gif" alt=Pishnoff-59.gif>
     ќтот  приближенный расчет  <i>h</i><sub>к. нач</sub> очень близок  к тому, что
было  получено  при выполнении петли.  —ем больше  <i>P/G</i>,  т.  е.  чем  больше
тЯговооруженность самолета, тем  легче  выполнЯть  петлю и тем  меньше может
быть начальнаЯ скорость.  ’Яговооруженность самолета, на котором летал Џ. Ќ.
Ќестеров,  была невысока, и  перед петлей  потребовалсЯ основательный разгон
путем пикированиЯ.  Њы  можем только  удивлЯтьсЯ тому,  насколько  правильно
задумал Џ.  Ќ. Ќестеров выполнить петлю -- после  пикированиЯ  около 300  м.
Ѓудь разгон  более  слабым,  самолет завис бы в верхней части петли, и тогда
непривЯзанный летчик оказалсЯ бы в затруднительном положении.
     Њожет возникнуть вопрос,  была ли петлЯ выполнена со снижением или нет?
…сли 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. €з 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. ЏетлЯ 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. —тобы это было возможно, тЯга  двигателЯ должна обеспечивать
длительный полет  с  перегрузкой не  менее 2,3.  Џ.  Ќ. Ќестеров  располагал
длительной перегрузкой,  равной  лишь около 1,6.  —тобы повторить петлю, ему
нужно было бы вновь разгонЯть самолет пикированием.


        ЌЂ ‘ЂЊЋ‹…’… "ЊЋђЂЌ-†"

     Љак  мы  уже  указывали,  самолет  "Ќьюпор-4"   не  отличалсЯ  высокими
маневренными  качествами:  запас  мощности  у  него  был  небольшой,  органы
управлениЯ мало эффективные  и только запас прочности был достаточен. Ђвтору
не  приходилось  встречать сведений о  том,  чтобы кто-нибудь, кроме  Џ.  Ќ.
Ќестерова, выполнЯл на нем высший пилотаж.
     ”ранцузский  самолет  "Њоран-†" 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.  "Њоран"
закупалсЯ во  ”ранции и строилсЯ затем в ђоссии как  тренировочный  самолет.
…го  можно  было встретить  в  авиационных  школах  до  1922-- 1923  гг.,  а
отдельные экземплЯры и позже. Љогда в 1918 г. в Њосковской авиационной школе
было  введено   обЯзательное  обучение   высшему   пилотажу,  то  длЯ  этого
использовались  самолеты "Њоран"; инструктором  по обучению  полетам на этих
самолетах был замечательный советский летчик Њихаил Њихайлович ѓромов.
     ‹етом 1914  г. в  Њоскве  на •одынском  поле (впоследствии  –ентральный
аэродром) петли  Ќестерова демонстрировал летчик-испытатель завода "„укс" Ђ.
Њ. ѓабер-‚лынский. ‚последствии на  воздушных  праздниках высший пилотаж  на
этом самолете демонстрировалсЯ  рЯдом  русских летчиков.  ‘амолет  "Њоран-†"
привлек  внимание  Џ.  Ќ.  Ќестерова   своим   запасом  мощности  и  хорошей
управлЯемостью. Ћсвоив самолет,  Џ.  Ќ.  Ќестеров в июле 1914 г. совершил на
нем  перелет  Њосква--  Џетербург за 5 часов. ‚ысокаЯ маневренность самолета
"Њоран-†"  привела  Џ.  Ќ. Ќестерова  к мысли  о  возможности сбить  самолет
противника, нанесЯ ему повреждение своим самолетом.
     ‘хема самолета "Њоран-†" показана на рис. 12.  Џо конструктивной  схеме
он почти не отличаетсЯ от самолета "Ќьюпор-4", т. е. тоже представлЯет собой
расчалочный моноплан, однако, он несколько меньше и легче, чем "Ќьюпор-4", а
двигатель  на  нем был установлен  более  мощный  --  "ѓном", а затем  "ђон"
мощностью 80 л. с. Џо внешнему виду "Њоран" выглЯдел  изЯщнее, чем "Ќьюпор",
и преимущество в весе пустого самолета у него составлЯло 100 кѓ, т. е. более
20%.
     <img      border=0      width=392      height=576     id="_x0000_i1641"
src="pishnoff_60.gif" alt=Pishnoff-60.gif>
     ђис. 12  ‘амолет "Њоран-†"  (1913  г) с  ротативным  двигателем  "ѓном"
мощностью 80 <i>л. с.</i> Џлощадь крыла с подфюзелЯжной частью 15,5  <i>м</i><sup>2</sup>,
вес пустого самолета около 350 <i>кѓ</i>,  полетный вес с одним летчиком около  500
<i>кѓ</i>.
     ЏриведеннаЯ  площадь вредного  сопротивлениЯ  <i>F</i><sub>0</sub>  была равна
около 1,0 <i>м</i>, т. е. более чем в полтора раза меньше, чем у самолета "Ќьюпор".
Џричины этого аэродинамического преимущества заключались в  меньших размерах
площади  крыльев,  меньшей  общей  длине   тросовых  расчалок   крыльев   и,
безусловно,  в  более  аэродинамичной   форме  капота  двигателЯ.  ‚ажнейшим
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.
     “ самолета "Њоран"  капот двигателЯ был полукольцевой; впоследствии  на
самолетах  с  ротативными  двигателЯми  стали  применЯть  кольцевые  капоты,
благодарЯ которым величина  <i>F</i><sub>0</sub> была еще более  уменьшена.  ’еориЯ
кольцевых  капотов длЯ двигателей с  звездообразным расположением  цилиндров
была разработана значительно позже -- в тридцатые годы. “меньшение  величины
<i>F</i><sub>0</sub> при повышенной  мощности двигателЯ дало увеличение скорости до
130-135 <i>км/час</i> (вместо  110 <i>км/час</i>  у самолета "Ќьюпор").  …сли кинетическаЯ
высота  <i>h</i><sub>к</sub>=<i>V</i><sup>2</sup>/2<i>g</i> у самолета "Ќьюпор" составлЯла  около
48 <i>м</i>, то у самолета "Њоран" она равнЯлась 70 <i>м</i>; это было важное преимущество
при выполнении фигур высшего пилотажа.
     ЌесмотрЯ    на    меньшую    величину    <i>F</i><sub>0</sub>,    максимальное
аэродинамическое качество самолета  "Њоран" было равно  примерно 6,5, т.  е.
оно  было таким же, как  у  самолета "Ќьюпор",  вследствие  меньшего размаха
крыльев.
     Ќа рис.  13  даны  полЯра  и  форма  профилЯ крыла  самолета "Њоран-†".
Џодобный профиль очень типичен длЯ того  времени;  его относительнаЯ толщина
составлЯет  лишь около  5%, а носоваЯ часть  довольно сильно  изогнута.  ќто
приводит к довольно  значительному увеличению коэффициента сопротивлениЯ при
малых  углах  атаки,  что,  однако,  не  сказываетсЯ  на   основных   летных
характеристиках.
     Ќа рис. 14 даны графики мощностей, потребных длЯ горизонтального полета
при весе 500 <i>кѓ</i>,  и графики полезных мощностей длЯ высот от нулЯ до 4 <i>км</i>. Џо
пересечениЯм  кривых   мы  получаем  максимальные  скорости  горизонтального
полета, а по максимальной разности мощностей находим  вертикальные  скорости
на режиме взлета:
     <img border=0 src="pishnoff_61.gif" alt=Pishnoff-61.gif>
     Ќа рис. 15 приведены основные летные характеристики  самолета "Њоран-†"
--   максимальнаЯ  и   минимальнаЯ   скорости,   скорость   <i>V</i><sub>наб</sub>,
соответствующаЯ максимальной вертикальной скорости, вертикальнаЯ скорость на
разных  высотах  и времЯ подъема на высоту,  полученное путем  приближенного
интегрированиЯ
     <img border=0 src="pishnov_image6.gif">
     Џри скорости  полета  120  км/час  на высоте 1000  м потребнаЯ мощность
составлЯет 44 <i>л. с.</i>, а мощность, развиваемаЯ двигателем,  будет около 53  <i>л.
с</i>.  (см. рис.  14). Џри  удельном расходе  топлива, равном 0,26-0,28  <i>кг</i>  на
лошадиную силу  в час, и к. п. д. винта, равном 0,75, часовой расход топлива
будет равен около 16-17 <i>кг/час</i>.
     <img border=0 src="pishnoff_62.gif" alt=Pishnoff-62.gif>
     <img border=0 src="pishnoff_63.gif">
     ђис. 13 ЏолЯра и профиль крыла самолета "Њоран-†"
     Џри запасе топлива в 50  <i>кг</i>  времЯ полета будет равно около 3  часов  и
дальность  полета  около  350 <i>км</i>.  ‘равниваЯ  летные характеристики самолета
"Њоран-†" с  характеристиками  самолета "Ќьюпор-4",  мы  видим,  что самолет
"Њоран-†" имеет значительные преимущества.
     ‚ажнейшим   показателем  маневренных   возможностей  самолета  ЯвлЯетсЯ
величина     максимальной     перегрузки,     обеспечиваемой     двигателем,
<i>n</i><sub>y</sub>=<i>Y</i><sub>max</sub>/<i>G</i>,  равной  отношению  максимальной  подъемной
силы к весу. “ самолета  "Ќьюпор-4"  мы имели <i>n</i><sub>у</sub>=1,65, у самолета
"Њоран-†"   <i>n</i><sub>у</sub>=2,0.   ‚последствии   у  маневренных  истребителей
величина <i>n</i><sub>у</sub> стала достигать величины, равной 3,0, и даже 3,5.
     Џри вираже  на  скорости  30  <i>м/сек</i> на малой высоте и при  коэффициенте
перегрузки <i>n</i><sub>у</sub> =1,9 мы получим радиус виража
     <img border=0 src="pishnoff_64.gif" alt=Pishnoff-64.gif>
     и времЯ совершениЯ полного круга
     <img border=0 src="pishnoff_65.gif" alt=Pishnoff-65.gif>
     ЋстановимсЯ еще на некоторых особенностЯх самолета "Њоран-†". Џрофессор
‚. Џ. ‚етчинкин  производил  определение  положениЯ центра  тЯжести длЯ рЯда
самолетов  того  времени, в  том числе  длЯ  самолета "Њоран-†".  Ћднако  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. €х можно найти  по схеме самолета, но не особенно точно.
ЏроизведЯ графическое построение, мы получили центровку 27-28%. ќто необычно
переднЯЯ центровка длЯ самолетов того времени. ‘  пассажиром  она составлЯла
около 30-31%.
     <img      border=0     width=489      height=417      id="_x0000_i1648"
src="pishnoff_66.gif" alt=Pishnoff-66.gif>
     ђис. 14. ѓрафик мощностей длЯ самолета "Њоран-†"  при полетном весе 500
<i>кѓ</i>.

     ѓоризонтальное оперение самолета состоЯло  из одного  рулЯ высоты,  что
имело место и  у некоторых других  самолетов того  времени.  Ћднако  площадь
горизонтального   оперениЯ   была   небольшой   и   составлЯла   около   1,6
<i>м</i><sup>2</sup>. Џоложение фокуса самолета следует  оценить (по расчету) в 35%
от длины  хорды крыла, конечно, при  зажатом  руле. ’аким  образом, самолет,
несомненно, был статически устойчив и, тем более, устойчив по перегрузке.
     <img      border=0      width=381      height=305     id="_x0000_i1649"
src="pishnoff_67.gif" alt=Pishnoff-67.gif>
     ђис. 15. Ћсновные летные характеристики самолета "Њоран-†" при полетном
весе 500 <i>кѓ</i>
     Ќебольшой 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. ‚ то же  времЯ, боковое управление  перекашиванием крыльев  было
довольно   тЯжелым.  ЉороткаЯ  ручка  управлениЯ   заканчивалась   небольшой
"баранкой",   за   которую  держалсЯ   летчик.  ’аким  образом,   получалась
дисгармониЯ  в  управлении -- большие усилиЯ  в  одном  направлении движениЯ
ручки и очень малые в другом. ђуль направлениЯ площадью в 0,5 <i>м</i><sup>2</sup>,
тоже  с  осевой  компенсацией,  требовал  совсем  незначительных  усилий  на
педалЯх.
     “  самолета  "Њоран-†" была еще  одна особенность  в  управлении.  …сли
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. “ самолета  Њоран "Џарасоль"  эта особенность в
управлении   самолетом   проЯвлЯлась  столь   резко,   что,   отклонив  руль
направлениЯ, летчик не мог удержать ручку от ухода ее в сторону.
     “казаннаЯ   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.  Џрочность  самолета,  и
особенно  его  пилотажных вариантов,  была  высокой.  ‘лучаи  поломки  этого
самолета в воздухе автору не известны.
     Џри  наличии  у   самолета   "Њоран-†"   только   одного   рулЯ  высоты
симметричного профилЯ, без неподвижной  части --  стабилизатора, самолет  не
мог летать с брошенной ручкой. Џоскольку  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. Љак
известно, после тарана, который произошел на  высоте около 1000 <i>м</i>, до высоты
50 <i>м</i> Џ. Ќ. Ќестеров  выполнЯл  спиральный спуск, но затем  самолет перешел в
пикирование  и  упал  в  перевернутом  положении.  ’акое поведение  самолета
свидетельствует о том, что Џ. Ќ. Ќестеров потерЯл  сознание и отпустил ручку
управлениЯ;  после  перехода  на  отрицательные  углы атаки  и отрицательное
значение  <i>n</i><sub>у</sub>  он был  выброшен  из  самолета,  поскольку  не  был
привЯзан.
     Ђэродинамическое  качество самолета с учетом сопротивлениЯ  винта  было
равно  примерно 5,7.  Ћднако 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.  ’ак, при  скорости 100-110 <i>км/час</i> аэродинамическое
качество становилось  равным  4,5.  Џоломки при  посадке  были  часты  --  в
основном,  погнутость оси колес. Џри повреждении шасси или при наличии сноса
в момент касаниЯ самолет становилсЯ на нос или даже переворачивалсЯ на спину
-- "капотировал".
     Ќет сомнениЯ в том, что Џ. Ќ. Ќестеров в совершенстве овладел самолетом
"Њоран-†", свободно и точно на нем маневрировал и  уверенно совершал посадки
на небольшие  полЯнки. ‘ледует  напомнить,  что длина разбега самолета  была
равна 75-80 <i>м</i> и времЯ разбега -- около  7 <i>сек</i>; длина пробега при посадке  --
80-90 <i>м</i>; взлетнаЯ  дистанциЯ  до набора высоты,  равной 10-15  <i>м</i>, составлЯла
около    200   <i>м</i>;    угол    подъема   на    малых    высотах    --    около
8<sup>o</sup>-10<sup>o</sup>. Џри наличии профилЯ крыла с  большой кривизной
и   установочного   угла    крыла   по   отношению   к   фюзелЯжу,   равного
5<sup>o</sup>-6<sup>o</sup>, линиЯ нулевой подъемной силы составлЯла  с осью
фюзелЯжа угол  10<sup>o</sup>-12<sup>o</sup>. Џри наборе высоты угол наклона
фюзелЯжа оказывалсЯ меньше наклона траектории и создавалось впечатление, что
самолет  "вспухает",  т. е. поднимаетсЯ  почти при горизонтальном  положении
фюзелЯжа.  Џри  спуске,   наоборот,  наклон  фюзелЯжа   был  больше  наклона
траектории,   создаваЯ   иллюзию   более   крутого  спуска;   но   зато  это
обстоЯтельство улучшало обзор вперед.
     ‚ 1918 г.  профессор ‚.  Џ. ‚етчинкин в полете  на самолете  "Њоран-†",
пилотируемом   известным   летчиком,   героем   ѓражданской   войны  ћ.   Ђ.
Ѓратолюбовым, впервые  произвел измерениЯ перегрузок при полете в "болтанку"
и при выполнении фигур высшего пилотажа. ќти исследованиЯ имели очень важное
значение длЯ разработки требований к прочности самолетов.


        ЌЋ‚Ђџ ‘€‘’…ЊЂ “ЏђЂ‚‹…Ќ€џ

     Џерейдем теперь к вопросу, который весьма интересовал Џ. Ќ. Ќестерова и
ЯвилсЯ  объектом  его исследований и конструктивных  разработок.  “же первое
знакомство  с самолетами  и средствами  управлениЯ  ими в  1910 г. заставило
Џетра Ќиколаевича  задуматьсЯ над  причинами  различиЯ  полетов  самолетов и
птиц.  “  всех  птиц отсутствует вертикальное  оперение,  у самолета  оно не
только имеетсЯ, но и играет  важную роль в управлении  полетом. Ќа 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. Ќужно  сказать, что скольжениЯ на
крыло  действительно  случались,   хотЯ   причина  их   тогда  еще  не  была
установлена. …сли  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.
     ЏрисутствуЯ 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 "‚уазен" с высоты 40-50 <i>м</i> скользнул
на крыло и в  положении  скольжениЯ ударилсЯ боком о  землю.  —астые  случаи
скольжениЯ  на крыло самолетов того времени  не были обследованы.  ќто 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.
     Ќесомненно, что склонность к устойчивому и неуправлЯемому скольжению на
крыло следует объЯснЯть аэродинамическими особенностЯми некоторых самолетов.
ќти   особенности  заключаютсЯ  в  применении  тонких   профилей  крыла   со
значительной кривизной и в слабом развитии вертикального оперениЯ.
     …сли  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.
     ‘кольжение  на  крыло, которое  ЯвлЯлось  причиной  аварий,  не следует
смешивать  с  тем скольжением, которое легко вызываетсЯ  простым отклонением
рулЯ направлениЯ. …сли 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.  ‚   итоге  развиваетсЯ
спиральное движение, и при отсутствии или недостаточности разворота самолета
в сторону крена получаетсЯ скольжение, т. е.  косое  обтекание. Ћднако, если
бы  при  накренении была  увеличена подъемнаЯ  сила отклонением рулЯ высоты,
кривизны траектории в вертикальной плоскости не было бы.  ‚ итоге получаетсЯ
правильный вираж без  скольжениЯ. „лЯ  Џ.  Ќ. Ќестерова  динамика  виража  с
большим углом крена была Ясна, и он, получив  возможность летать, стал смело
применЯть очень глубокие виражи.
     ЋбращаЯсь 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.  ЌесмотрЯ  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.  Љонечно, 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. ЏотерЯ  эффективности элеронов объЯснЯлась выходом самолета на
критические  углы атаки. ‚  то же времЯ, моменты  от  несимметричного  срыва
обтеканиЯ, вызывающие самовращение, были слабы. ‚последствии  при выполнении
виража с недостаточной скоростью (например, на самолетах ђ-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.
     Ѓольшинство летчиков раннего периода  развитиЯ авиации  и конструкторов
самолетов были спортсменами,  которые  имели  практику езды  на  автомобиле,
мотоцикле,  моторной  лодке.  ‘.  €.  “точкин  прЯмо  указывал, что  езда на
мотоцикле  позволила   ему  быстро   овладеть  управлением  самолетом.   „лЯ
спортсменов наличие рулЯ  направлениЯ на самолете представлЯлось  совершенно
естественным.  €ным  был  путь  Џ.  Ќ.   Ќестерова;  он  сразу  почувствовал
противоречие  между органами управлениЯ самолета и птицы.  Ћн  поставил себе
задачу применить иную схему управлениЯ хвостовым оперением. Ћн указывал, что
поворот  всего рулЯ  или поворот  рулЯ  как  части  хвостовой  поверхности с
переломом формы сечениЯ нежелателен; более целесообразным ЯвлЯетсЯ выгибание
поверхности. Џринцип искривлениЯ крыльев он считал правильным, но только, по
его мнению, форма крыльев самолета должна была бы быть ближе к форме крыльев
птицы.   Ќаконец,   Џ.   Ќ.  Ќестеров   интересовалсЯ   эффектом   изменениЯ
установочного угла крыла по отношению к фюзелЯжу, полагаЯ, что с его помощью
можно расширить  диапазон  скоростей,  облегчить  взлет и посадку.  ‚  своем
проекте самолета,  который Џ. Ќ. Ќестеров  представил  в  ѓлавное €нженерное
“правление ‚оенного  ведомства в 1912  г., он предусматривал указанные  выше
усовершенствованиЯ.
     ђассматриваЯ схему самолета Ќестерова, опубликованную в журнале  "Ђэро"
в  1912  г., и,  особенно, более детальную схему,  приведенную в труде €. ”.
ипилова  "‚ыдающийсЯ  русский летчик Џ. Ќ.  Ќестеров" (‚оенное издательство
Њинистерства Ћбороны ‘‘‘ђ, 1952),  мы  видим (рис. 16), что  она  напоминает
известную  в то времЯ  схему самолета ќтриха "’аубе", но  отличаетсЯ от  нее
хвостовым оперением.
     ЋстановимсЯ немного на истории  схемы самолета "’аубе".  "’аубе"  -- по
немецки  "голубь",  и  действительно,   схема  самолета  "’аубе"  (рис.  17)
напоминает, если не голубЯ, то, во всЯком случае, какую-то птицу. €нтересно,
что эта схема в действительности "происходит" не от птицы, а от планирующего
тропического  семени  "–анониЯ".  ќто  семЯ  (рис.  18)  представлЯет  собой
летающее крылышко с оттЯнутыми и несколько отогнутыми вверх концами.
     <img      border=0      width=259     height=206      id="_x0000_i1650"
src="pishnoff_68.gif" alt=Pishnoff-68.gif>
     ђис. 16. ‘хема самолета, спроектированного Џ. Ќ. Ќестеровым в 1912 г, с
оперением оригинального типа
     <img      border=0      width=277     height=205      id="_x0000_i1651"
src="pishnoff_69.gif">
     ђис. 17. ‘хема самолета ќтриха "’аубе" (1911 г.)
     <img      border=0      width=247      height=112     id="_x0000_i1652"
src="pishnoff_70.gif" alt=Pishnoff-70.gif>
     ђис. 18. ‘хема планирующего семени "–анониЯ"
     –ентр  тЯжести его  расположен так, что  центровка получаетсЯ передней.
Ђвстрийские конструкторы  ќтрих  и  ‚ельс сначала  просто воспроизводили это
семЯ в большом  масштабе, а затем  добавили к нему  хвост, похожий на  хвост
коршуна,  и получилась схема "’аубе". Ћдин из самолетов ќтриха "’аубе" был в
Џетербурге в 1911 г.  и летчик  ‹ерхе  принЯл  участие  в  перелете  на этом
самолете  по  маршруту Џетербург -- Њосква. ‚последствии самолеты этой схемы
получили распространение  в  Ђвстрии  и  ѓермании -- например, "ѓота-таубе",
"ђумплер-таубе"  и  др.  Ѓыли   и  бипланные   варианты  схемы  "’аубе".  Ћб
особенностЯх аэродинамических  свойств  схемы "’аубе", к  сожалению,  автору
ничего неизвестно. Ђэродинамика их была  посредственной из-за наличиЯ  у них
множества растЯжек,  открытого  расположениЯ  двигателЯ,  больших радиаторов
охлаждениЯ  и  других  неукрытых  деталей.  …стественно,  скорость  их  была
невелика.
     ‘хема  "’аубе" применЯлась с 1910 по 1915 г.,  причем в  начале  первой
мировой войны  в  австро-германской  армии  таких самолетов  было  много,  и
наименование "’аубе"  стало нарицательным длЯ  самолетов  противника ђоссии.
Ћднако самолеты  "’аубе" постигла та же судьба, что  и  монопланы "Ќьюпор" и
"Њоран".  ѓерманиЯ  и  ЂвстриЯ  перешли  на  фюзелЯжные  бипланы,  типичными
образцами которых были  "нейдер", "Ђльбатрос"  и "„аймлер",  подобный тому,
который  был сбит  Џ. Ќ. Ќестеровым. ”юзелЯжный биплан  начал развиватьсЯ  в
ђоссии;  џ. Њ. ѓаккель  применил  эту  схему еще в 1908--  1909  гг., €.  €.
‘икорский разработал прекрасные образцы фюзелЯжных бипланов в 1911-- 1912 г.
и применил ее на самолетах "ѓранд" и "€льЯ Њуромец".
     Џ.  Ќ. Ќестеров принЯл  за основу своего самолета схему "’аубе" по рЯду
соображений. ‚о-первых, у этого самолета органы управлениЯ не поворачиваютсЯ
на  шарнирах,  а  выгибаютсЯ.  Ћднако  вместо   раздельных  рулей  высоты  и
направлениЯ,  он  применил  одну  горизонтальную  поверхность,  котораЯ  при
выгибании дает эффект не только рулЯ высоты, но и рулЯ направлениЯ. „лЯ этой
цели  ось  отгиба расположена косо (см.  рис.  16, пунктирнаЯ  линиЯ). ”орма
крыльев самолета "’аубе" характерна не только оттЯнутыми назад концами, но и
их выгибом вверх. ЃлагодарЯ этому в  полете  концевые части крыла оставались
ненагруженными  или  слабо  нагруженными, сохранЯЯ  свою  эффективность  длЯ
поперечного управлениЯ и при  больших углах  атаки.  Ќо было  здесь и другое
соображение.
     Џ. Ќ.  Ќестеров хотел избавитьсЯ от вертикального оперениЯ, которого не
имеют птицы.  Ќе нужно думать,  что у  самолетов вертикальное  оперение было
применено  только ради выполнениЯ поворотов  без крена.  Џервыми практически
применили выгибание крыльев длЯ поперечного управлениЯ братьЯ ђайт. ЏрименЯЯ
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.
     ’ак,  если летчик  накренЯл  самолет вправо,  в процессе этого движениЯ
самолет обнаруживал довольно сильное  стремление повернутьсЯ влево, что было
совсем нежелательно.  „лЯ 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.  ќто  свойство  заставило  братьев  ђайт  применить
своеобразную систему управлениЯ. Ќа их самолете было две ручки управлениЯ --
праваЯ  и  леваЯ;  ножные педали отсутствовали. ‹еваЯ  ручка управлЯла рулем
высоты,  а  праваЯ  при  движении в  стороны  -- выгибанием  крыльев,  а при
движении вперед  и  назад  -- рулем направлениЯ. ’аким образом, одним  косым
движением правой  ручки можно было одновременно  создавать кренЯщий момент и
боротьсЯ с заворачивающим моментом.
     Ќа   самолете   братьев   ђайт  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.   џвление   нежелательного
заворачиваниЯ  при  вращении вокруг продольной оси  обнаружилось  и у других
самолетов  не  только  при  выгибании  концов крыльев,  но  и  при  действии
элеронами.   Џри   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).
     ЋбъЯснение  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.
Ћтсюда 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.
     ‚  двадцатые годы вопросу борьбы с  заворачивающим  моментом  уделЯлось
большое  внимание. Љроме  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.  ‚се  эти мероприЯтиЯ  не  нашли  широкого  применениЯ  и,  в
сущности,   были   оставлены.   ‚опрос  борьбы  с   заворачиванием   решалсЯ
использованием  рулЯ направлениЯ  и повышением путевой устойчивости. ђазмеры
вертикального   оперениЯ  неуклонно  росли  из-за  необходимости  обеспечить
путевую  устойчивость,  уравновешивание  самолета  при  несимметричной  тЯге
двигателей  и  вывод из штопора. Љ  этому нужно  прибавить, что  крейсерские
режимы  полета стали  соответствовать  меньшим углам атаки крыла  и  поэтому
эффект заворачиваниЯ не служил помехой при пилотировании.
     Ќужно   напомнить,   что   поперечное   управление    самолетом   может
производитьсЯ не только элеронами и искривлением концов крыльев, но и  путем
использованиЯ  эффекта скольжениЯ, вызываемого отклонением рулЯ направлениЯ.
Ќа  большинстве самолетов полет можно производить, не  пользуЯсь  поперечным
управлением,  а используЯ эффект  скольжениЯ,  хотЯ  это  и имеет  известные
неудобства. ‘троились даже самолеты, совсем лишенные поперечного управлениЯ.
Џодобный самолет конструкции Ђ. ѓ. ”оккера был и во времена Џ. Ќ. Ќестерова.
     ЋбъЯснение  причины возникновениЯ заворачивающего  момента  различием в
сопротивлениЯх  было, в сущности,  неправильным.  ђассуждение  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.
Ћднако самолеты того времени очень быстро приходили во вращение с постоЯнной
угловой  скоростью и благодарЯ окружным местным скоростЯм  в сечениЯх  крыла
подъемные  силы  крыльев   выравнивались.  „лЯ  определениЯ  заворачивающего
момента  нужно было исходить  не из сил сопротивлениЯ, а из их составлЯющих,
параллельных продольной оси самолета.  ‚ итоге, подъемные  силы  оказывались
равными и различие в силах сопротивлениЯ было незначительным. ‘амое основное
заключалось  в том, что направлениЯ действиЯ подъемных сил в районе концевых
частей  крыла  были  различными.  “ опускающегосЯ конца крыла подъемнаЯ сила
наклонЯлась вперед, у поднимающегосЯ -- назад. ‚зЯв составлЯющие этих сил по
направлению продольной оси, мы и получим заворачивающий момент.
     ’аким образом, причиной  возникновениЯ заворачивающего момента ЯвлЯлось
органическое свойство крыла, свЯзанное с наличием  подъемной силы и  угловой
скорости  вращениЯ   вокруг  продольной  оси.  ‡аворачивающий  момент  прЯмо
пропорционален  окружной  скорости  концов  крыла  при  вращении  и  обратно
пропорционален  скорости  полета. €з этого  следует, что без отклонениЯ рулЯ
направлениЯ нельзЯ выполнЯть правильное накренение.
     Љак  же управлЯют креном птицы? Џроще 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.  ЏарЯщие  птицы  обычно  совершают  полет с  распущенным  хвостом,
который создает  известную  подъемную  силу.  Ћни могут  поворачивать  хвост
вокруг  продольной оси, наклонЯЯ тем самым подъемную силу  хвоста и создаваЯ
эффект, аналогичный  отклонению вертикального оперениЯ.  Ћднако  при парЯщем
полете чаек можно наблюдать, что  хвостовое оперение у них полностью сложено
и,  следовательно,  управление полетом  происходит исключительно  с  помощью
крыльев.  Џродольное  управление  мож