Авиация и время 1996 01

Из условий безопасности полета для летчиков ВВС Германии была принята следующая инструкция по пилотированию самолета Me 262:

1) При скоростях полета максимум до 800 км/ч самолет можно балансировать с нулевым усилием.

2.) Свыше 800 км/ч необходимо переставить стабилизатор так, чтобы был момент на кабрирование.

3) Скорости полета свыше 900 км/ч запрещены.

Кроме того, на руле высоты был жестко закреплен триммер, который имел постоянный отрицательный (на несколько градусов) угол установки. Этим облегчалось усилие на ручку при полете в диапазоне наибольших допустимых скоростей при установке стабилизатора на кабрирование, рассматриваемой как более безопасная. Соблюдение этой инструкции гарантировало летчиков от опасного протекания кривой усилий на ручке управления.

При полете со слишком большими числами Маха самолет всегда самопроизвольно начинал совершать колебания относительно продольной оси. При этом угол крена самолета достигал величины ±10°, а период колебания равнялся примерно 2 с. При этом на ручке управления не было нагрузок от элеронов, и они были совершенно неэффективны. Здесь я должен оговориться, что в этих случаях я не пытался отклонить элероны на большой угол.

При прохождении заданной «мерной» высоты 7200-7000 м наибольшая истинная скорость, которую я достиг, равнялась 980 км/ч (0.875М).

После «удара Маха 1а» мог последовать «удар Маха 16». Этим термином мы называли внезапное сваливание самолета на крыло (поворот относительно продольной оси). При этом, как правило, в течение 0,5 с самолет полностью сваливался на крыло.

Причины, приводившие к возникновению этого «удара Маха 16», были следующие:

1) отклонение элеронов;

2) слишком быстрый вывод самолета из пикирования;

3) наличие самого незначительного угла скольжения;

4) пролет самолета через слой с температурной инверсией.

После «удара Маха 1 б» я всегда совершенно автоматически полностью отклонял элероны для ликвидации движения крена. В этих случаях шарнирный момент элеронов практически равнялся нулю, и в течение некоторого времени они были неэффективны. Только по прошествии сравнительно долгого времени, в течение которого самолет находился в положении полного сваливания, элероны медленно приобретали эффективность, и возобновлялись усилия на ручке управления. Выравнивание самолета в таких условиях удавалось закончить иногда только на высоте примерно 1500 м.

Испытание экспериментальных самолетов было весьма трудной задачей и требовало длительного времени. Не было ни одного самолета, на котором полет во всем диапазоне скоростей от 200 до 950 км/ч был бы совершенно спокоен. Неточности производства, имеющиеся в настоящее время, не могут быть уже скорректированы при полетах в таком большом диапазоне скоростей известными способами балансировки при помощи триммеров. Поэтому мы должны были ограничиваться тем, что отрабатывал и самолет для полета на больших скоростях. Оставшуюся же тенденцию самолета к крену при взлете и посадке приходилось ликвидировать путем дифференциального отклонения посадочных щитков.

Характер изменения усилий на ручке управления и на педалях, а также склонность самолета к крену и рысканию с успехом изменялись путем изменения формы профиля соответствующего руля.

Ввиду успешных результатов, полученных от утолщения профиля элеронов, мы стали утолщать и профили рулей направления. Руль направления первоначально имел полотняную обшивку, и при этом устойчивость пути самолета Me 262 была вполне удовлетворительной. Из условий прочности полотняная обшивка впоследствии была заменена металлической. После этого устойчивость пути Me 262 стала значительно хуже, и ВВС Германии высказались против этого изменения. Путем утолщения профиля руля направления, имевшего металлическую обшивку, мы достигли той же устойчивости пути, как и при рулях направления с полотняной обшивкой. Это объясняется тем, что при полете на больших скоростях полотняная обшивка руля направления вздувалась, создавая тем самым утолщение профиля руля.

Мы пытались и другими способами улучшить устойчивость пути самолета при

полете с большими числами Маха. Например, установкой в его хвостовой части специального гребня (форкиль, ред.). Это мероприятие, однако, не дало никакого улучшения.

Сильное рыскание самолета приводило всегда к срыву потока в компрессоре одного из двигателей, что, в свою очередь, вызывало весьма существенную и внезапную разность тяг двигателей. Высказывалось предположение, что при наличии даже незначительных углов скольжения возникает небольшая и периодически действующая разность тяг двигателей, что неблагоприятно влияет на устойчивость пути самолета.

Усилия на ручке управления и усилия на педалях самолета Me 262 совершенно сознательно выбирались довольно большими из следующих соображений:

1) чтобы при всех обстоятельствах исключить возможность перекомпенсации рулей в скоростном полете;

2) чтобы предохранить летчиков от быстрых инстинктивных отклонений рулей, которые в скоростном полете могут привести к опасному перенапряжению конструкции самолета;

3) при полете в неспокойном воздухе летчику как для ручного, так и для ножного управления необходимо иметь какую-то неподвижную точку.

Впоследствии на Me 262 была установлена ручка управления с изменяемым в полете передаточным числом, которое можно было изменять при помощи перемещения соответствующего рычага от отношения 1:1 до 1:2. При полетах на большой скорости этот рычаг ставился в положение, обеспечивающее только половину максимального отклонения рулей при полном угле отклонения ручки управления. И все-таки, несмотря на это, при наличии влияния числа Маха усилия на ручку управления возрастали до границы физической возможности летчика. Из этих соображений представляется желательным иметь переменную величину компенсации рулей или рулевую машинку.

Полет при больших числах Маха в настоящее время еще недостаточно изучен. Для увеличения безопасности полета можно рекомендовать следующее:

1) подробнейший инструктаж летчика;

2) установка сигнального прибора числа Маха. Предпочтение должно быть дано звуковой сигнализации через наушники рации по сравнению с какой-либо оптической, так как летчик в бою не всегда обращает внимание на приборы;

3) еще более совершенным, чем сигнальный прибор числа Маха, явился бы тормоз, который включался бы автоматически при достижении определенных чисел Маха. Конструкция этого воздушного тормоза должна быть такой, чтобы он во включенном состоянии ни коим образом не влиял на устойчивость и управляемость самолета. Одновременно с этим должно быть предусмотрено механическое включение тормоза, благодаря чему он мог бы служить также для тактического торможения. При наличии такого тормоза реактивный истребитель имел бы возможность атаковать вражеский самолет, летящий ниже на 1000 м, из пикирования при максимальной тяге двигателя. Без такого тактического торможения реактивный истребитель должен проводить атаку врага из совершенно пологого полета с медленной потерей высоты. Это обусловлено тем, что реактивный истребитель должен лететь, нелре-вышая определенных значений чисел Маха. При этом следует помнить, что современные реактивные двигатели не допускают дросселирования при полете на больших высотах;