го  сопротивления   получим,   поделив   энергию
E1 на скорость полета

     Дополнительная затрата энергии будет вызвана необходимостью преодоления
сопротивления  частей  планера;  его  можно  представить  как  сопротивление
некоторой плоской площадки F, расположенной перпендикулярно к линии полета:

     где 1,28 -- коэффициент сопротивления плоской пластинки.
     Сопротивление Q1  обратно  пропорционально  V2, a
Q2  прямо  пропорционально  этой  величине;   нетрудно  было   бы
показать,  что минимальное суммарное сопротивление будет при равенстве обоих
сопротивлений,  а  из  этого  условия  мы  получим  соответствующую скорость
полета, называемую  наивыгоднейшей,  Vн, в  максимальное значение
аэродинамического качества Кmах:




     Вертикальную   скорость   планера   получим,   разделив   скорость   на
аэродинамическое качество:

     Минимум скорости  снижения  будет при  скорости на 25-30%  меньшей, чем
наивыгоднейшая, но при  аэродинамическом  качестве, пониженном  примерно  на
15%, и тогда скорость снижения будет равна:

     Из этой формулы мы видим,  что при данном весе планера наиболее сильным
средством уменьшения  скорости снижения является увеличение размаха крыльев;
уменьшение  вредной  площади F  влияет  довольно слабо. В случае  биплана  в
расчет вводится эквивалентный размах крыльев

     где h -- расстояние между крыльями.
     Для  биплана  с  размахом  6  м  и   расстоянием  h=1,3  м  мы  получим
эквивалентный  размах lэ=6,8 м. У балансирного планера с  грубыми
формами и открыто висящим  летчиком величина F около 1,2-1,4  м2;
максимальное аэродинамическое качество будет около 4,5; скорость  полета при
полетном  весе 90  кГ будет 8-9 м/сек, скорость снижения --  около 2  м/сек.
Следует указать,  что если крыло плоское  или  искривленное, но обтягивающая
его   материя  не   лакирована,  эффективный  размах   окажется  значительно
пониженным:

     Здесь   S  --   площадь  крыльев;  у  нашего  планера   она  около   16
м2, и тогда lэ=4,25 м; аэродинамическое качество будет
около 3 и скорость снижения -- около 2,8 м/сек.
     Кроме  проделанных  выше   расчетов,   необходимо  проверить   величину
коэффициента подъемной силы при минимальной скорости снижения:

     Так,  в нашем  примере  при  V=8  м/сек, G/S=5,6 кГ/м2 имеем
Сy=1,4. Для обычного профиля это большая  величина и профиль может оказаться
близким к  срыву обтекания. Во избежание  этого, летать нужно на  повышенной
скорости, что поведет к увеличению скорости снижения.
     Можно показать,  что  во  избежание  получения излишне  большого  Су на
режиме пологого планирования величина

     не  должна  превышать 0,4-0,5, где  bср  --  средняя  ширина
крыла,  равная  площади крыла, деленной  на размах,  bcp=S/l; для
биплана  нужно   принимать  bcp=S/lэ.  У   балансирных
планеров  F  приблизительно равно  1,3  м2 и  потребная  величина
bcp будет  2,3-2,5 м. Очевидно, что для получения такого значения
средней ширины крыла более целесообразно разбить ее на два крыла, расположив
одно над  другим.  Так  это и делали, хотя подобного  теоретического  вывода
тогда  еще  получено не было. Впоследствии  благодаря  уменьшению величины F
ширина крыла  bср  была  сокращена  до 1,0-0,75  м.  При  большом
размахе это привело к очень большому удлинению l = l/bср.
     Можно  считать, что  планеры Нестерова--  Делоне имели аэродинамическое
качество  около  4  и  скорость  снижения  более 2  м/сек.  Чтобы  совершать
планирующие полеты, нужно  было иметь склон горы круче, чем  15o.
Как известно, Лилиенталь сделал для себя специальную горку. При угле откоса,
равном  20o,  и  при  ветре, имеющем скорость  более  6-7  м/сек,
получался восходящий поток со скоростью более 2 м/сек и был возможен парящий
полет.  Однако  при несовершенном  балансирном  управлении  это  было  очень
рискованно и привело Лилиенталя к гибели.
     Автор  тоже  проводил  опыты  полета  на  балансирном  планере.  Первое
впечатление при испытании было очень неожиданным. Подойдя к довольно крутому
откосу  при  скорости  ветра   около  6   м/сек,  я,   к  своему  удивлению,
почувствовал,  что  планер не хочет планировать. Благодаря наличию подъемной
силы я едва стоял  на земле, и  не мог приложить усилия, чтобы побежать вниз
по склону. Только после нескольких попыток мне удалось увеличить скорость  и
оторваться. Чувствовалось,  что  необходима  дополнительная  тяга;  тогда  к
планеру привязали две  веревки,  за  которые  стали тянуть  мои  товарищи. С
дополнительной  тягой  дело  пошло лучше и можно было  совершать  подлеты  с
пологих склонов.
     К  дополнительной тяге прибегали и  многие  другие.  Подобный буксирный
полет  можно  совершать и  на ровной  местности.  Потребную  силу тяги легко
определить; при весе около 90 кГ  и качестве 4  нужна  тяга  22,5 кГ.  Чтобы
создать такую тягу при беге, нужно иметь 4-6 человек или лошадь. На  снимках
полетов  П.  Н.  Нестерова  можно увидеть  применение буксировки  на  ровной
местности.
     Балансирное   управление,  особенно   боковое,   осуществлять  довольно
затруднительно.  Если  предположить,  что  удастся отклонить  центр  тяжести
туловища в  сторону на 7-10 см  и тем сместить центр тяжести  планера на 5-7
см,  мы  получим  момент  крена,  равный  5-7  кГ•м.  Плечо  подъемной  силы
относительно центра тяжести составит около 1,5-2% полуразмаха.
     Один из  последних, кто летал  на балансирном планере в двадцатые годы,
--  Пельтцнер  в  Германии, -- имел единственный орган  управления  --  руль
направления.  Это  следует признать  целесообразным. При наличии поперечного
"V" крыльев, создавая скольжение рулем направления,  можно  было создавать и
устранять углы крена  с  угловой  скоростью до 10o  в  секунду  и
управлять направлением полета.
     Что  касается продольного управления, то полет происходит  примерно  на
постоянном угле  атаки,  который  планер должен  устойчиво  удерживать,  что
обеспечивается   путем  правильного  выбора  центровки   и  угла   установки
стабилизатора  (соблюдения  продольного  "V").   Только   в  момент  посадки
необходимо  увеличить  угол  атаки, что  и достигается передвижением  пилота
назад.  Важнейшим условием продольной устойчивости  самолета,  как известно,
является  способность  сопротивляться  изменению  перегрузки  как  в  случае
действия  воздушных   течений,  так   и  при  выполнении  маневра.  Критерий
устойчивости  по  перегрузке  довольно  прост  и  заключается   в  том,  что
аэродинамический фокус должен находиться позади центра тяжести.
     Примерный расчет для планера Нестерова дает положение аэродинамического
фокуса в точке, лежащей примерно на расстоянии, равном 37% длины хорды от ее
передней  кромки  (см. рис.  1, точка  О).  Чтобы получить  положение центра
тяжести (точка О' на рис. 1) впереди фокуса у планера рассматриваемой схемы,
летчик должен  расположиться  в  довольно  переднем  положении  --  почти  у
переднего  лонжерона.  Чтобы  повысить  запас  устойчивости  у  балансирного
планера, нужно  было бы принять такую схему, в которой летчик мог  несколько
больше   выдвинуться   вперед;    например,   придать   крыльям    небольшую
стреловидность или сдвинуть верхнее  крыло  назад, применив  обратный вынос,
или лучше  сделать прямой вынос, как  это часто делалось  у бипланов,  т. е.
значительно выдвинуть верхнее  крыло вперед, и  расположить  летчика впереди
переднего лонжерона нижнего крыла.
     Может  быть,  и  не  стоило  бы останавливаться  на  полете балансирных
планеров: аэродинамически они очень плохи -- скорость снижения велика (2-2,5
м/сек),  качество  низко  и  управление  несовершенно.  Балансирные  планеры
сыграли свою,  положительную,  роль,  дав  пионерам авиации некоторый  опыт.
Однако  и  прошлое полезно анализировать, а, может  быть, простейшие планеры
окажутся интересными и сейчас.
     Радикальное улучшение летных характеристик планеров  началось уже после
окончания первой мировой войны  -- в 1921 -- 1922 гг. -- и в  этом деле были
быстро  достигнуты  замечательные успехи. В  Советском  Союзе в 1922 г.  был
построен планер  К. К. Арцеуловым.  По своим формам  он  напоминал  самолет,
размах его крыльев был доведен до 13 м. Значение F  можно оценить примерно в
0,5-0,6 м2;  отсюда мы получим аэродинамическое  качество, равное
13-14; при полетном весе 140 кГ это даст минимальную скорость снижения около
0,7-0,75 м/сек. Столь малая  скорость  снижения  позволила этому планеру под
управлением летчика Л. А. Юнгмейстера совершить парящий полет осенью 1923 г.
продолжительностью более часа.
     Развитию планеров весьма  способствовало применение теории индуктивного
сопротивления,   из  которой  и  вытекают  приведенные   выше  формулы   для
аэродинамического   качества   и  скорости   снижения.   К   1925-1927   гг.
аэродинамическое  качество  планеров  повысилось  до  20-25,  хотя  скорость
снижения   уменьшилась   сравнительно   немного.  Для  современных  планеров
характерны  размахи  крыльев   16-18  м   и   даже  более,   значения  F=0,2
м2  и  даже  менее;  при этих условиях  аэродинамическое качество
будет  около   30-35.  Однако  при   больших  размахах  крыльев  значительно
увеличивается  вес планеров. При размахе  17 м полетный вес составляет около
350 кГ и скорость снижения будет около 0,55 м/сек.

        "НА СВОБОДНОМ АЭРОСТАТЕ"

     П. Н.  Нестеров готовился к  тому, чтобы стать авиатором  -- летать  на
самолетах, но путь к самолету шел  через аэростат. Свободный --  сферический
-- аэростат появился более чем на 100 лет раньше  самолета. Правда, он долго
не  находил   практического  применения,   если  не   считать  спортивные  и
показательные и очень немногие научные полеты. Во время  осады Парижа в 1870
г. аэростаты  использовались для связи  и для бегства из осажденного  Парижа
немногими  лицами. Вся беда  была  в  том,  что свободный  аэростат не  имел
своего,  самостоятельного,  движения, обладая  лишь  некоторой  вертикальной
скоростью.  Проблема строительства управляемых аэростатов  -- дирижаблей  --
была решена  только немного раньше,  чем проблема создания самолета. Обе они
были решены в результате создания легкого двигателя внутреннего сгорания.
     Военное воздухоплавание стало развиваться раньше,  чем военная авиация,
и соответственно раньше были  созданы военные воздухоплавательные школы. Они
должны были готовить специалистов по военным дирижаблям; подобная офицерская
школа  была  и  в Петербурге;  в нее  и  поступил  П.  Н.  Нестеров. Русское
воздухоплавание  развивалось плохо; дирижаблей  было  мало,  эксплуатация их
была трудна и аварии часты. В воздухоплавательной школе давали теоретическую
подготовку,  а полетная практика в  основном  осуществлялась на  сферических
аэростатах.  П. Н. Нестеров  пошел в  воздухоплавательную школу  потому, что
через  нее  проходил путь  в  авиацию;  полеты  на  аэростатах  знакомили  с
условиями полета вообще; в школе были специалисты и по самолетам.
     Следует  указать, что в то время термин "воздухоплавание" относился и к
самолетам.  Так,  замечательный  труд  Н.  Е.  Жуковского  по  аэродинамике,
воздушным винтам  и  динамике  полета  носит название  "Теоретические основы
воздухоплавания". Аэростатам и дирижаблям в  нем уделено небольшое место, но
свойства их описаны очень обстоятельно.
     На  рис. 2  показана  схема  свободного  аэростата  объемом  около 1400
м3,  который  применялся  для  спортивно-тренировочных  целей. Он
состоит из матерчатого прорезиненного  баллона 1, покрытого сетью  (на схеме
она не  показана) с ромбовидными ячейками, имеющими размер сторон около 1 м;
сеть служит для передачи подъемной  силы на корзину. Стропы 2 соединяют сеть
с силовым кольцом 3, к которому подвешена корзина  4; в  корзине размещается
экипаж и  снаряжение.  В  самой верхней  части  оболочки помещен тарельчатый
клапан 5 для выпуска  газа,  который управляется  шнуром,  идущим в корзину;
цилиндрический  открытый снизу  отросток  6 служит  для выхода газа  при его
расширении во избежание разрыва  оболочки. Аэростат снабжен разрывной лентой
7, при помощи которой  оболочка распарывается  для быстрого выпуска газа при
посадке,  и мешками с  балластом  (песком)  8  для облегчения  аэростата при
необходимости уменьшить скорость спуска  или при переходе на подъем; длинный
канат  -- гайдроп  -- 9  служит  для уменьшения  скорости приземления и  для
торможения горизонтального движения, вызываемого ветром.
     Технические характеристики  этого аэростата таковы:  подъемная сила при
наполнении  оболочки  водородом  -- около  1400  кГ (на уровне  земли),  при
наполнении оболочки светильным газом -- около 1000 кГ; веса: оболочка -- 240
кГ, сеть -- 40 кГ,  кольцо -- 15  кГ, корзина  -- 58  кГ, гайдроп  -- 40 кГ,
итого -- вес конструкции около 400  кГ, или 28,5% полного полетного веса при
наполнении  оболочки  водородом. Вес снаряжения и  приборов  --  16  кГ, вес
полезной  нагрузки при наполнении  оболочки водородом  -- около 1000 кГ, при
наполнении оболочки  светильным газом -- 580 кГ. В полезную нагрузку  входит
балласт, количество  которого зависит  от  заданных высоты и времени полета.
Балласт для аэростата является своеобразным двигателем и топливом; сбрасывая
балласт, мы  получаем соответствующую  избыточную  подъемную  силу,  которая
совершает работу,  поднимая  аэростат  вверх.  Приняв  вес экипажа и  багажа
равным 350-400 кГ, мы оставим для балласта 600-650 кГ.

     Рис 2 Схема свободного аэростата объемом 1400 м3:
     1  --  прорезиненный баллон;  2 -- стропы;  3 -- силовое  кольцо;  4 --
корзина, 5 --  клапан; 6 -- цилиндрический отросток; 7 -- разрывная лента; 8
-- мешки с балластом; 9 -- гайдроп.
     Интересно,  что  весовая  сводка  для данного аэростата  очень близка к
таковой  для  четырехместного спортивного  самолета с  двигателем  мощностью
около 250  л. с.; конструкция  такого  самолета будет весить  около 400  кГ,
двигатель и топливо -- 500-600 кГ и полезная нагрузка -- 400 кГ.
     Управление  свободным  аэростатом  сравнительно  несложное.  Средствами
управления являются клапан в куполе оболочки для выпуска порций газа с целью
уменьшения  подъемной  силы  и  балластные мешки  в  корзине,  служащие  для
облегчения  аэростата.  Таким  образом,  аэростат  управляется только  путем
изменения  разности  между  подъемной  силой   и  весом:  чтобы  преобладала
подъемная сила, нужно уменьшить  вес, сбросив некоторое количество балласта;
чтобы  преобладал вес,  нужно  выпустить  порцию  газа, приоткрыв  клапан на
несколько секунд.
     Сферический   аэростат  неустойчив  в  отношении   высоты  полета   при
нормальном состоянии  тропосферы.  Взлет  происходит при  некотором  избытке
подъемной силы. Если оболочка  была не полностью занята газом (водородом или
светильным газом),  то  по мере подъема подъемная сила остается  неизменной,
так  как   хотя  плотность  газа  убывает,   но  его  объем   соответственно
увеличивается.  Когда  же газ  целиком  заполнит оболочку, дальнейший подъем
вызовет истечение  газа из нижнего отверстия -- аппендикса, и подъемная сила
станет уменьшаться.
     На некоторой высоте наступит равновесие между подъемной  силой и весом,
но  это  равновесие неустойчиво. Если подъемная сила окажется мала, аэростат
пойдет вниз и равновесие не восстановится, пока недостаток подъемной силы не
будет компенсирован сбрасыванием  балласта. Если балласта  выброшено  больше
чем нужно,  аэростат  будет  подниматься  до  остановки,  за  которой  опять
последует  снижение.  Потеря  газа  происходит вследствие  пропускания  газа
оболочкой;  причиной  изменения подъемной  силы может  быть  нагревание газа
солнцем.  В  случае инверсии  температуры,  т.  е. повышения ее  с  высотой,
устойчивость аэростата улучшается.
     Время полета аэростата зависит  от запаса балласта и  интенсивности его
расходования. У неопытного пилота амплитуда изменений высоты будет большая и
расход балласта  повышенный; опытный пилот как бы  предугадывает предстоящее
движение  и предотвращает  нарушения высоты. С другой стороны,  нужно  уметь
использовать  атмосферные условия и,  в первую очередь,  направление  ветра,
которое может меняться с высотой. У дирижабля оболочка сохраняет постоянство
объема в  результате  подкачки  воздуха  в специальный  воздушный  мешок  --
баллонет -- и  поддержания  некоторого избыточного давления. В этих условиях
высота полета устойчива, но зато возможности изменения высоты ограничены.
     Полет на свободном аэростате спокоен и приятен. Единственной опасностью
в  полете  являются грозовые разряды, от  которых  может  загореться газ или
произойти разрыв оболочки.  Трудности  возникают  в  основном  при  посадке.
Прежде  всего, посадка может  произойти в неудобном  месте -- аэростат может
сесть на лес,  болото,  в воду. Наличие  запаса балласта позволяет  в  таких
случаях подняться  вновь  и искать  более удобного  места для посадки.  Если
аэростат  быстро снижается,  а  запас балласта мал, то посадка  произойдет с
ударом,  для  смягчения  которого  служит  гайдроп,  т.  е.  тяжелый  канат,
свисающий  вниз и дающий эффект  облегчения.  Наиболее  опасна  посадка  при
сильном  ветре и  наличии  в районе посадки  деревьев, строений и, особенно,
высоковольтных линий. Во время  посадки при сильном ветре стараются возможно
скорее выпустить  газ  на  небольшой  высоте,  для чего  служит  специальное
разрывное приспособление.
     Воздухоплавательный спорт,  который  одно время  был достаточно  широко
развит, теперь почти прекратил свое  существование. Причин для этого  много,
но  основная  причина  заключается  в  возросшей  опасности  столкновения  с
самолетами  и в обилии высоковольтных линий. Как известно,  в последние годы
свободные   аэростаты   были    усовершенствованы   применением   легких   и
непроницаемых для газа  оболочек  из пластмасс и применением  автоматических
устройств для обеспечения устойчивости полета. Еще раньше  в Советском Союзе
были разработаны герметические кабины, обеспечивающие полет на очень больших
высотах.
     П. Н. Нестеров совершил  несколько полетов на свободном аэростате. Один
из полетов был довольно длительный -- за 13 час было пройдено около 800 км.

        "НА УЧЕБНОМ САМОЛЕТЕ"

     Занимаясь в воздухоплавательной школе, П. Н. Нестеров стремился перейти
к  полетам  на  самолетах.  Сначала  он  получил  разрешение   заниматься  в
авиационном отделе  школы, а затем перешел  окончательно в это отделение для
обучения полетам.
     В  те  годы  для  обучения  полетам  применялись  два  типа  самолетов:
двухместный  биплан "Фарман-4" и одноместный моноплан "Блерио-XI". В  период
1909--  1912  гг. это были два самых  популярных самолета. В  соответствии с
этим  существовали и две методики обучения:  школа Блерио и школа Фармана. В
России  применялась в основном  методика Фармана.  Остановимся подробнее  на
самолете "Фарман-4", на котором учился летать П. Н. Нестеров.
     По  своему  внешнему  виду  "Фарман-4"  очень  напоминал  уже описанные
балансирные   планеры,   но   он  был  больше  по  размеру,  имел  толкающую
винтомоторную  группу  с  ротативным двигателем  "Гном" мощностью 50 л. с. и
шасси с  колесами  и  полозьями.  На  первый взгляд  самолет  казался весьма
несуразным и неаэродинамичным. Из поверочного расчета  этого  самолета  было
получено его максимальное  аэродинамическое качество, равное со  4,5; но это
значение К соответствует  большому  значению Сy,  а  полеты  выполнялись при
качестве, равном 3,5-4,0.
     Несмотря на свое аэродинамическое  и  конструктивное  несовершенство, в
1910--  1911  гг.  самолет  "Фарман-4" имел  большое  распространение  и его
конструкции подражали очень многие конструкторы в Германии, Англии, России и
других    странах.   Конечно,    увлечение    самолетом   "Фарман-4"    было
кратковременным,  но  широко распространенным.  Этот  самолет  вид