Владимир Пышнов - Из истории летательных аппаратов

П. Н. Нестеров хотел избавиться от вертикального оперения, которого не имеют птицы. Не нужно думать, что у самолетов вертикальное оперение было применено только ради выполнения поворотов без крена. Первыми практически применили выгибание крыльев для поперечного управления братья Райт. Применяя 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.

Так, если летчик накренял самолет вправо, в процессе этого движения самолет обнаруживал довольно сильное стремление повернуться влево, что было совсем нежелательно. Для 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. Это свойство заставило братьев Райт применить своеобразную систему управления. На их самолете было две ручки управления -правая и левая; ножные педали отсутствовали. Левая ручка управляла рулем высоты, а правая при движении в стороны -- выгибанием крыльев, а при движении вперед и назад -- рулем направления. Таким образом, одним косым движением правой ручки можно было одновременно создавать кренящий момент и бороться с заворачивающим моментом.

На самолете братьев Райт 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. Явление нежелательного заворачивания при вращении вокруг продольной оси обнаружилось и у других самолетов не только при выгибании концов крыльев, но и при действии элеронами. При 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).

Объяснение 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. Отсюда 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.

В двадцатые годы вопросу борьбы с заворачивающим моментом уделялось большое внимание. Кроме 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. Все эти мероприятия не нашли широкого применения и, в сущности, были оставлены. Вопрос борьбы с заворачиванием решался использованием руля направления и повышением путевой устойчивости. Размеры вертикального оперения неуклонно росли из-за необходимости обеспечить путевую устойчивость, уравновешивание самолета при несимметричной тяге двигателей и вывод из штопора. К этому нужно прибавить, что крейсерские режимы полета стали соответствовать меньшим углам атаки крыла и поэтому эффект заворачивания не служил помехой при пилотировании.

Нужно напомнить, что поперечное управление самолетом может производиться не только элеронами и искривлением концов крыльев, но и путем использования эффекта скольжения, вызываемого отклонением руля направления. На большинстве самолетов полет можно производить, не пользуясь поперечным управлением, а используя эффект скольжения, хотя это и имеет известные неудобства. Строились даже самолеты, совсем лишенные поперечного управления. Подобный самолет конструкции А. Г. Фоккера был и во времена П. Н. Нестерова.

Объяснение причины возникновения заворачивающего момента различием в сопротивлениях было, в сущности, неправильным. Рассуждение 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. Однако самолеты того времени очень быстро приходили во вращение с постоянной угловой скоростью и благодаря окружным местным скоростям в сечениях крыла подъемные силы крыльев выравнивались. Для определения заворачивающего момента нужно было исходить не из сил сопротивления, а из их составляющих, параллельных продольной оси самолета. В итоге, подъемные силы оказывались равными и различие в силах сопротивления было незначительным. Самое основное заключалось в том, что направления действия подъемных сил в районе концевых частей крыла были различными. У опускающегося конца крыла подъемная сила наклонялась вперед, у поднимающегося -- назад. Взяв составляющие этих сил по направлению продольной оси, мы и получим заворачивающий момент.