го порядка
разделялось на два  уравнения второго порядка. Подобное  разделение движений
на малые и большие применяется и в настоящее время.  Интересно  рассмотреть,
применимо ли такое разделение для самолета "Илья Муромец".
     Произведенный нами расчет дал следующий результат. Уравнение четвертого
порядка для продольных движений самолета "Илья Муромец" имеет такой вид:

     Ему соответствует характеристическое уравнение
     l4 + Bl3 + Cl2 + Dl + E = 0;
     B = 9; C=13; D = 3,5; E=-1.
     В  результате   мы   получили   корни   характеристического   уравнения
l1=-7,3;      l2=0,18;      l3=-1,17      и
l4=-0,7. Три корня отрицательны и свидетельствуют об устойчивости
трех составляющих движений,  а один корень положительный. Постоянные времени
для устойчивых движений будут: Т1=0,135  сек;  Т2=0,85
сек;  Т3=1,43  сек. Постоянная времени для неустойчивого движения
будет  Т4=5,5 сек.  Малые  значения постоянных времени устойчивых
составляющих  характеризуют  чрезвычайно  быстрое  затухание этих  движений.
Практически эти движения  будут  представляться совершенно заторможенными  и
неощутимыми для экипажа самолета.
     Неустойчивое   движение  с   постоянной   времени,   равной  5,5   сек,
характеризуется тем, что  всякое  нарушение  параметров  движения, например,
перегрузки,  будет  возрастать вдвое  за  время,  равное  0,7•5,5=3,8-4 сек.
Например, если в результате возмущения перегрузка увеличилась на 0,1 и стала
равной 1,1,  то через 4 сек она будет равна 1,2, через  8 сек -- 1,4 и через
12  сек  -- 1,8. Устранить такое изменение перегрузки  для  летчика никакого
труда не составит, а при полете в неспокойной атмосфере неустойчивость будет
вообще незаметна, так как летчик  будет устранять нарушения угла тангажа J с
интервалами  времени  не  более  2-3  сек.   Опыт  управления  неустойчивыми
системами  показывает,  что трудность  удержания  равновесия появляется  при
постоянных  времени  менее 0,2-0,3 сек. Неустойчивость с постоянной времени,
равной 5 сек, следует оценить как весьма слабо выраженную.
     Важной  характеристикой  управляемости  самолета  является  соотношение
между моментом, вызванным  отклонением руля высоты,  и  усилием, приложенным
летчиком. Это  соотношение имеет размерность длины  и называется приведенным
рычагом  продольного  управления LB. Для самолета "Илья Муромец" мы получили
значение  Lв  приблизительно  100  м;  для  большого по  размерам
самолета это сравнительно мало, что объясняется отсутствием аэродинамической
компенсации на руле высоты. Если летчик прилагает к штурвалу  усилие, равное
1  кГ, то  тем  самым он прилагает к  самолету момент  около 100  кГ•м,  что
вызывает угловое  ускорение  около 0,02  1/сек2;  соответственно,
усилие,  равное  10  кГ, даст угловое  ускорение  0,2  1/сек2. На
некоторых  вариантах  самолета  "Илья  Муромец" стрелок  мог  перемещаться к
кормовой установке, что  сообщало самолету момент около 1000 кГ•м; тогда для
удержания самолета  в равновесии  летчику нужно  было  приложить  к штурвалу
усилие около 10 кГ. Это, конечно, многовато.
     Основной  характеристикой  продольной   управляемости  самолета  служит
соотношение  приращений  усилия  DPв на  ручке  или  на  штурвале
управления  и   перегрузки   Dny.   Оно   обозначается   символом
dPв/dny     или    Pвn.     Имея
характеристику    запаса    продольной     устойчивости    по     перегрузке
x0=xF--   хT  и  приведенную  длину  рычага
продольного    управления    Lв,   мы   легко   найдем   желаемую
характеристику. Прилагая в фокусе самолета, положение которого  определено с
учетом эффекта вращения, силу, равную весу самолета G, мы тем самым увеличим
коэффициент  перегрузки   на  единицу   и   получим   момент  Mz=
Gx0.  Для уравновешивания этого момента мы  должны отклонить руль
высоты, приложив к  штурвалу некоторое усилие DРв. Зная  величину
Lв,  мы  получим  Mz=  DРв•Lв  и
затем  искомую  характеристику  управляемости:  G   x0+  DРв
Lв=0;   DРв=   -   Gx0/Lв;
Pвn = -5000•0.9/100= - 45 кГ.
     Мы получили около  45 кГ  на единицу перегрузки, что довольно  близко к
тому значению, которое имеется  у современных самолетов. Если учесть весовой
момент  руля   высоты,  то  величина  Pвn  значительно
увеличится; продольное  управление самолета "Илья  Муромец",  вероятно, было
довольно тяжелым.
     Специального рассмотрения боковой устойчивости  самолета не  требуется.
Совершенно  ясно,  что  у  большого  тихоходного самолета  боковые  движения
апериодично  устойчивы и  их  характеризуют  малые  постоянные  времени. Для
самолета с разнесенными двигателями интересно рассмотреть возможность полета
с  несимметричной тягой при  остановке  боковых двигателей. Остановка одного
крайнего   двигателя  при  скорости  90  км/час  приводит  к   возникновению
заворачивающего  момента,  равного  около  1700  кГ•м,   а  остановка  обоих
двигателей,  расположенных с одной стороны, дает заворачивающий момент около
2500  кГ•м. Максимальный момент, который дает  отклонение рулей направления,
составляет около  3500  кГ•м;  следовательно,  при помощи  рулей направления
можно  уравновесить заворачивающий  момент  при остановке  двух  двигателей,
расположенных с одной стороны.
     Остановимся  еще  на  движении   крена  при  отклонении  элеронов.  При
отклонении  элеронов  самолет  начинает   вращаться   с   некоторым  угловым
ускорением,  которое,  однако,  быстро  уменьшается  в  результате  действия
демпфирующего  момента  от  вращения,  после  чего  устанавливается  угловая
скорость накренения,  когда  момент от элеронов уравновешивается моментом от
эффекта вращения. У тихоходного самолета "Илья Муромец", обладающего большим
размахом крыльев,  эффект  от  вращения  должен  быть  особенно  велик.  При
отклонении  элеронов  на  10о;  при скорости полета 25  м/сек  мы
получим кренящий момент Мх э, равный около 6000 кГ•м; при моменте
инерции  относительно продольной  оси самолета Jx примерно  50000
кГ•м•сек2  начальное  угловое ускорение  будет dwx/dt=
Мх  э  /Jx   =0,12  рад/сек2,  демпфирующий
момент от вращения будет около

     При  постижении равновесия моментов от  вращения  и от элеронов угловая
скорость будет равна

     или  7о  в  секунду,  а  конец  крыла   будет  опускаться  с
вертикальной скоростью, равной 0,12•16=2 м/сек.
     Диаграмма зависимости  угла крена от  времени получилась в  виде  почти
прямой  линии (рис.  11),  т.  е.  как  при  вращении с  постоянной  угловой
скоростью,  но  только  эта прямая сдвинута примерно  на  1  сек от  момента
отклонения  элеронов.  После  установки  элеронов  в  нейтральное  положение
самолет затормозит  свое движение крена, пройдя  примерно  еще 7о
угла  крена,  или 70% от  угла  отклонения  элеронов.  При  плавном действии
элеронами (как обычно и  действуют при пилотировании) самолет сразу начинает
вращаться с  постоянной угловой  скоростью при отклонении элеронов  и  сразу
останавливается при нейтральном  положении элеронов. Самолет "Илья  Муромец"
является   классическим   примером  самолета  с   полностью   заторможенными
вращательными  движениями, когда, несмотря на значительную величину моментов
инерции, инерционность почти совсем не проявляется.

     Рис. 11. График изменения угла крена по времени при отклонении элеронов
     Мы  довольно  подробно  рассмотрели   аэродинамические  и  динамические
характеристики самолета "Илья Муромец"  для  того, чтобы продемонстрировать,
сколь своеобразны были  его свойства. На  этом  мы  заканчиваем рассмотрение
начального  периода  развития  тяжелых самолетов. Последующие  периоды также
были  весьма  интересны  и  поучительны,  и  мы   намерены  вернуться  к  их
рассмотрению в дальнейшем.


        "3. Маневренные истребители"


     ВВЕДЕНИЕ
     Среди различных  направлений  развития  самолетов  своеобразна  история
развития  маневренных  истребителей.  Хотя термин  "маневренный истребитель"
имел  ограниченное   распространение,  но   при   анализе  истории  развития
истребителей  мы  можем  отчетливо  выявить  стремление  к  соревнованию  по
показателю маневренности.
     Самолеты-истребители   первоначально  предназначались   для  борьбы   с
разведчиками и бомбардировщиками противника и для решения этой задачи особых
требований к маневренности истребителя не предъявлялось. Однако почти всегда
существовали  преимущества  истребителя  над  более  тяжелыми  самолетами  в
отношении  маневренности и скорости. Только в очень редких случаях разведчик
или   легкий  бомбардировщик  оказывался   более   быстроходным  или   более
маневренным, чем истребитель.
     Необходимость в самолетах, предназначенных для борьбы с разведчиками  и
бомбардировщиками,  возникла уже в первые месяцы первой мировой войны 1914--
1918 гг. В  истории авиации навсегда  сохранится  память  о  воздушном  бое,
проведенном летчиком П.  Н. Нестеровым с австрийским бомбардировщиком в 1914
г., когда П. Н. Нестеров, не имея на своем самолете специального вооружения,
решил повредить вражеский самолет,  нанеся ему непосредственный  удар  своим
самолетом. Как известно, оба самолета погибли. Можно предположить, что П. Н.
Нестеров  пытался  повредить  воздушный  винт самолета противника, задев его
своим шасси.
     На рис.  1  показана вероятная схема момента сближения самолетов.  В то
время  на  самолетах применялись деревянные,  довольно тонкие винты, которые
при работе находились в  весьма напряженном состоянии, и задевание лопастями
за  посторонний  предмет легко приводило к  разрушению  лопастей  почти  без
всякого повреждения этого предмета.
     Из  рис.  1  видно,  что  самолет "Моран-Ж",  на котором  летел  П.  Н.
Нестеров,  имел  очень плохой  обзор  вперед и  вниз, и П. Н. Нестерову было
трудно рассчитать движение самолета.
     Наоборот,  летчик самолета противника очень хорошо видел самолет  П. Н.
Нестерова и, видимо, на это как-то  реагировал.  Самолеты столкнулись. Какое
повреждение получил неприятельский самолет, мы не  знаем;  видимо, оно  было
очень значительным. Однако самолет П. Н. Нестерова был поврежден мало и, как
показали очевидцы, некоторое время нормально снижался, но затем перевернулся
и летчик выпал из него.

     Рис. 1 Схема тарана П. Н. Нестеровым австрийского самолета
     Можно предполагать, что  у  самолета  П. Н.  Нестерова было  повреждено
поперечное управление. Наиболее распространена была версия, согласно которой
П.  Н.  Нестеров  был ранен при столкновении самолетов  и  потерял сознание.
Отвергать эту версию нельзя, однако, можно и  сомневаться  в этом, поскольку
сила удара едва ли  была велика. При авариях самолета "Моран-Ж" были случаи,
когда даже  при полном  разрушении самолета при ударе о землю летчик страдал
мало.
     Самолет,  на   котором  летел   П.  Н.  Нестеров,  превосходил  самолет
противника по скорости, скороподъемности и маневренности.  Чтобы перехватить
противника, П. Н. Нестерову нужно было только своевременно взлететь, что ему
и удалось. Воздушный бой П. Н. Нестерова  напоминал  нападение быстрокрылого
сокола, который, используя снижение, легко настигает птицу с  более  низкими
летными возможностями  или недостаточно осмотрительную. Такой вид воздушного
боя  получил распространение  и  в авиации,  особенно в условиях  "свободной
охоты".  Успех боя в большой  мере определялся  уменьем  незаметно подойти к
противнику.
     В конце 1914  г. и в начале 1915 г. сложился тип самолета-истребителя с
пулеметом, стреляющим  вперед, сначала выше винта, а  затем  (с изобретением
синхронизатора) -- и через плоскость вращения винта. Истребители появились у
обеих воюющих  сторон, и,  естественно, возникла необходимость  борьбы между
ними.  Обеспечение  преимущества в воздушном бою явилось важнейшим фактором,
определившим дальнейшее развитие самолетов-истребителей.
     В борьбе между истребителями бывают случаи, когда один из них незаметно
подкрадывается к другому  и  относительно легко добивается  победы над  ним.
Однако  более  распространенным  был  случай,  когда   противники  сходились
примерно в равных исходных  условиях и затем вели бой, используя свой личный
летный опыт и возможности своих самолетов.
     Расположение  оружия  для  стрельбы вперед  (примерно по линии  полета)
определяло  маневр  захода  "в  хвост"  противнику. Аналогично действовал  и
противник. Воздушный бой принимал типичную схему кружения,  или  "карусели".
Подобная  карусель является элементом боя,  который в действительности может
усложняться  и  другими движениями,  особенно,  если  противников  много,  и
превращаться в своеобразную "собачью свалку", при которой фактор организации
и поддержки товарищей играет очень большую роль.
     Мы  не  имеем  намерения  вникать в  тактику  сложных  воздушных  боев.
Совершенствование истребителей определялось  элементами  воздушного боя, для
успешного ведения которого  требовались: преимущество в скорости  на стадиях
сближения и ухода,  преимущество в маневрировании, наличие хорошего  обзора,
мощность   вооружения,   живучесть   конструкции   самолета   и   двигателя.
Впоследствии  значительное внимание  уделялось бронированию  летчика, защите
топливных баков и других жизненно важных агрегатов.
     В данной работе поставлена задача -- рассмотреть  вопросы, связанные  с
маневренностью. Этот комплекс вопросов вовсе не узок; стремление к повышению
маневренности  определяет очень  многое  в конструкции самолета,  а также  в
выборе двигателя, запаса топлива, вооружения, оборудования и т. п.
     Борьба за  преимущество в маневренности  была ярко  выражена  в  период
первой мировой войны и продолжалась  в период между двумя мировыми  войнами.
Когда  говорили  о маневренных свойствах истребителей, то понимали под  этим
горизонтальный  маневр, т.  е. радиус  и  время совершения круга.  К  началу
второй  мировой войны  с ростом скорости полета роль горизонтального маневра
стала  падать, а пришедший ему на  смену вертикальный маневр  поставил перед
конструкторами иные требования, и  истребители, маневренные в горизонтальной
плоскости,  сошли   со  сцены.  Разделение  истребителей  на  скоростные   и
маневренные утратило прежний смысл.
     Пройдут столетия,  окончательно уйдут в прошлое войны  между  народами.
При изучении истории  войн,  может быть, возникнет мысль  об  аналогии между
воздушным  боем самолетов и  единоборством богатырей  и  рыцарей. Для этого,
безусловно, есть  основания.  В  единоборстве  богатырей  и  рыцарей  обычно
преследовалась  цель   не  убить  противника,   а  лишить   его  возможности
дальнейшего  сопротивления. Так,  рыцарь, сброшенный с коня,  был совершенно
беспомощен. В воздушном бою основная задача -- сбить самолет, уничтожить его
как боевую  силу.  Однако,  когда сбивают  самолет, может  погибнуть  и  его
экипаж.
     В период первой  мировой войны  вероятность  гибели летчика-истребителя
была особенно  велика. Во-первых, вес летчика составлял  в то  время  12-16%
веса самолета; во-вторых,  парашютов еще не  было. Достаточно было повредить
ответственный силовой элемент или орган управления, чтобы самолет был сбит и
возможность  его посадки была исключена. У  летчика  оставалась единственная
надежда на  "удачный"  удар  о  землю, при  котором он не  будет убит.  Если
учесть,  что самолеты  были довольно  легкие, некоторая вероятность остаться
живым при падении с большой высоты была.
     Парашюты для опасения летчиков  стали применяться  только с 1926-- 1928
гг. Истребители периода второй  мировой войны имели вес 3000-3500  кГ и доля
веса  пилота снизилась до 2-2,5%; кроме того, пилот был прикрыт бронеспинкой
сзади  и  бронестеклом  спереди. В случае необходимости летчик мог,  сбросив
крышку фонаря, относительно легко покинуть самолет и спуститься на парашюте.
Вероятность гибели летчика в случае, когда сбивали самолет, стала меньше.
     С появлением  и развитием  реактивных самолетов-истребителей  доля веса
летчика снизилась еще больше  и дошла до одного процента  и даже менее того.
Интересно, что полетный вес одноместных реактивных истребителей  1950-- 1955
гг. стал  даже  выше,  чем вес многоместного тяжелого  бомбардировщика "Илья
Муромец" 1914-- 1918 гг. Однако возможности для спасения летчика  ухудшились
в  связи  с  трудностью покидания самолета  на большой  скорости. Тогда были
разработаны  катапультные  кресла,   при  помощи  которых  летчик  буквально
выстреливался  из  самолета.  Эти  выстреливания  подвергают  летчика  таким
нагрузкам,  которые ранее были бы признаны как весьма опасные для жизни. Но,
если  условия полета все усложняются -- в связи с  ростом высоты и скорости,
-- то средства спасения соответственно совершенствуются.
        "ХАРАКТЕРИСТИКИ МАНЕВРЕННОСТИ"


     Если   мы   хотим   рассмотреть,  как   совершенствовались  маневренные
характеристики   самолетов,  то  необходимо  начать  с  частных  показателей
маневренности.  Можно  судить   о   маневренности  по  минимальной  кривизне
траектории  1/r,  которую  может описать самолет; однако, в  полете измерить
радиус r  довольно трудно. Более удобным критерием является время совершения
полного круга t или угловая скорость, достигаемая при длительном  развороте,
w=V/r.
     Характеристики маневрирования можно рассматривать с двух позиций.
     Первая из них  основана  на  том, что маневрирующие самолеты занимаются
взаимным преследованием, стараясь зайти друг  другу "в хвост" для выполнения
стрельбы  из  оружия,  установленного  примерно по  линии  полета. Этот  вид
стрельбы  обладает   очень   высокой  прицельностью.   В   указанном,  очень
характерном,  виде   маневрирования  оба   самолета  движутся  по   примерно
одинаковым   траекториям   с   приблизительно   одинаковыми   скоростями   и
перегрузками. Однако некоторые  различия  в их движении есть,  и мы их далее
рассмотрим.
     Вторая позиция основана на рассмотрении  характеристик маневрирования в
связи  со способностью самолета  проявить инициативу для начала  боя  и  для
выхода  из него.  Так, возможен  случай, когда самолет может  успешно  вести
маневрирование  при  взаимном преследовании, но не может прекратить боя, так
как  при попытке  это сделать  он будет  атакован  противником. И, наоборот,
самолет  может обладать  такими  свойствами, которые  дают  ему  возможность
атаковать противника, но делают  его менее маневренным  в условиях взаимного
преследования.
     Маневрирование самолета связано с  искривлением траектории его движения
в   вертикальной  и  горизонтальной  плоскостях,  а  это  требует  изменения
подъемной  силы,  и  в  основном  ее  увеличения.  Изменение  подъемной силы
оценивается  коэффициентом   перегрузки  ny=Y/G.   По   известным
значениям коэффициента перегрузки  ny,  скорости полета V, высоты
h,  угла  наклона траектории q и угла крена g можно найти  радиусы  кривизны
траектории. Так, в случае виража с утлом крена g мы получим значения радиуса
и угловой скорости:

     Для  характеристики скорости полета  и возможности создания  перегрузки
удобно  принять  кинетическую  высоту  hк=V2/2g, тогда
аэродинамическое условие создания перегрузки можно представить в виде
     Складывая  hк с высотой  h,  получим высоту  уровня  энергии
hэ=h+hк.  Высота полета  определяется  геометрическими
характеристиками  траектории; величина hэ  определяется  приходом
энергии   от  двигательной  группы  и  ее   расходом   на   преодоление  сил
сопротивления. Важнейшим уравнением полета является характеристика изменения
энергии по пути, т. е. производная уровня энергии по пути:

     Подставляя выражение для  силы сопротивления  Q через  подъемную  силу,
деленную на аэродинамическое качество, получим

     При маневрировании, в зависимости от характеристики энерговооруженности
самолета N/G, его аэродинамического качества на режиме маневра КА
(которое  может  и  не быть  максимальным) и  от  перегрузки, которую летчик
создает,   действуя   рулем