«Авиация и Время» 1996 № 1 (15)

Ни один из нас не ощущал особенно большого напряжения даже при достаточно продолжительном полете со скоростью примерно 850 км/ч на соответствующей высоте. Это замечание приведено здесь как доказательство того, что летчики теряли способность нормального управления самолетом отнюдь не в результате перенапряжения, а в результате каких-то иных причин.

В отношении возможных замыканий на массу в системе электроуправления перестановкой стабилизатора необходимо заметить следующее. Электросистема была впоследствии сделана двухпроводной, что совершенно гарантировало от замыканий на массу. Однако, несмотря на это, аварии продолжали повторяться.

Систематические полетные испытания показали, что самолет Me 262 действительно очень трудно выводить после скоростного полета. Об особенностях полета в этом случае будет сказано подробнее ниже.

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

Участок траектории A-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. 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.

Трофейный Me 262

Рис.1

Рис.2

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 ни в 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.