Авиация и время 1996 01

выводить после скоростного полета. Об особенностях полета в этом случае будет сказано подробнее ниже.

Рис.1

Испытания самолета Me 262 при полете с большими числами Маха проводились всегда по одной и той же методике (рис. 1).

Участок траектории А-В соответствует конечному этапу набора высоты до 10000 м. На площадке В-С самолет разгонялся до максимальной скорости горизонтального полета при максимальной тяге двигателя. Одновременно на этой площадке проводилось весьма тщательное уравнивание тяг обоих двигателей с тем, чтобы ни в коем случае не допустить никакой разности.

Трофейный Me 262

Разность тяг обоих двигателей летчику приходилось улавливать только на основании собственных ощущений, так как никаких приборов для их фиксации не было. Разность тяг двигателей, понятно, приводит к тому, что самолет летит с некоторым незначительным углом скольжения, который можно было бы устранить при помощи триммера руля направления. Но отклонение триммера руля направления, в свою очередь, было крайне нежелательным, так как он при возрастании числа Маха не давал постоянного эффекта. Менять угол отклонения триммера в процессе полета со снижением было для летчика весьма затруднительно. Второй трудностью являлось то, что наличие незначительного угла скольжения было вообще очень трудно своевременно заметить; в то же время он в конечном счете приводил к возникновению моментов крена и срыву потока, что вызывало сильное кренение самолета.

Всегда оставалось неясным, вызывалось ли это кренение крылом самолета или разностью тяг двигателей. Для выяснения этого вопроса с каждым экземпляром Me 262 необходимо было проводить целый ряд специальных предварительных испытательных полетов.

Начиная с точки С, самолет из строго горизонтального полета медленно и плавно переводился на снижение с максимальной тягой двигателей. При этом производилась последняя очень незначительная корректировка положения секторов газа.

В зависимости от выбранного угла наклона траектории полета на мерной высоте, равной 7000 м, достигалась различная скорость полета. Опытный летчик-испытатель мог пролететь заданную «мерную» высоту на заранее определенной скорости.

Первое действие чисел Маха, как правило, проявлялось в точке D. Совершенно внезапно возникал сильный грохот, похожий на барабанный бой, который устрашающе действовал на летчика, переживающего это впервые. Причину возникновения этого грохота следует, быть может, искать в образовании мелких местных скачков уплотнения, которые, впрочем, еще никоим образом не влияют на устойчивость полета. Вначале мы предполагали, что виной этого является сравнительно большой фонарь кабины самолета. Однако такой же шум возникал и на самолете,

снабженном небольшим и низким «гоночным» фонарем кабины. Этот единственный экземпляр фонаря кабины был очень совершенной формы и настолько мал, что летчик мог поместиться в кабине только, в полном смысле этого выражения, втянув голову в плечи, при этом обзор, естественно, был очень ограниченным.

Примерно в точке Е самолет при истинной скорости полета, равной примерно 950 км/ч (0,85М), внезапно (рывком) переваливался на нос, изменяя при этом первоначальный угол наклона траектории примерно на 15 град. Это явление мы называли «ударом Маха 1а» («1а Machs-toss»). Одновременно с этим на ручку управления рулем высоты начинали действовать такие большие обратные нагрузки, что выравнивание самолета даже обеими руками становилось невозможным. После прохождения заданной высоты полета, равной 7000 м, летчик должен был продолжать одной рукой со всей силой тянуть ручку на себя, а другой рукой осторожно и размеренно приводить стабилизатор в положение, соответствующее выравниванию самолета, что осуществлялось при помощи электрического механизма. Двигатели, ось которых расположена ниже центра тяжести самолета, в этот период времени нив коем случае не следовало дросселировать. Мы считали совершенно нормальным, если на высоте около 4000 м (точка G) выравнивание самолета практически заканчивалось при истинной скорости полета, равной примерно 900 км/ч.

Рис.2

Me 262, испытания которого в НИИ ВВС проводил А.Г.Кочетков

Описанный выше наклонный полет проводился всегда самолетом, сбалансированным таким образом, что он имел тенденцию к кабрированию. Кривая (рис.2) показывает примерный характер изменения усилий на ручке управления в зависимости от скорости полета при стабилизаторе, отклоненном на угол -1 град. Из этой кривой ясно видно, что большие скорости полета могли быть достигнуты только при очень сильном давлении летчика на ручку управления. В начале устойчивый характер изменения усилий на ручке управления вдруг скачкообразно становился неустойчивым при истинной скорости полета примерно 950 км/ч. Особенно опасным являлось еще и то обстоятельство, что при этом величина усилий возрастает до предела физических возможностей.

Вызывается ли продольная неустойчивость самолета упругой деформацией крыла, фюзеляжа или стабилизатора, также не могло быть выяснено. Результаты проводившихся измерений либо подтверждали допустимые по расчету деформации, либо имели такой большой разброс, что можно было с уверенностью утверждать, что измерения проведены неправильно.

Одному из летчиков-испытателей фирмы «Мессершмитт» удалось выйти из пикирования при скорости 850 км/ч на высоте 1500 м при перегрузке, равной 8д. Отсутствие каких-либо остаточных деформаций на его самолете само по себе является подтверждением прочности конструкции.

Катастрофы на самолетах Me 262, о которых говорилось выше, могли произойти следующим путем.

Весьма вероятно, что летчики, впервые встретившиеся с такими необычно большими и очень быстро возраставшими усилиями на ручке управления рулем высоты, бывали поражены этой неожиданностью и после непродолжительной попытки изменения балансировки самолета считали, что механизм перестановки стабилизатора неисправен. Справедливость этого предположения подтверждаласьдля летчика тем обстоятельством, что при таком режиме полета усилия на ручке управления возрастают значительно быстрее, чем станет ощутима реакция самолета на изменение балансировки.К этому следует добавить, что электромеханизм стабилизатора должен переставлять его очень медленно, чтобы не создавать в скоростном полете чрезмерной перегрузки конструкции самолета.

Весьма вероятно, что потерпевшие аварию летчики, потеряв уверенность в исправности механизма перестановки стабилизатора, начинали в последней фазе пикирования безуспешно тянуть обеими руками ручку управления на себя и поэтому не имели возможности нажать кнопку радио -установки для переключения ее на передачу.

Исходя из этих соображений, лично я установил на своем самолете тумблер переключения радиоустановки с приема на передачу; в течение всего пикирования этот тумблер находился в положении «передача». Таким образом, я имел возможность постоянно вести передачу в течение всего пикирования. Однако уже после первых полетов оказалось, что в критический момент летчику необходимо сделать над собой большое усилие, чтобы заставить себя вести передачу. Это объясняется тем, что ведение передачи совершенно определенно отвлекает летчика от восприятия возникающих на самолете явлений и управления им.

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