«Авиация и Время» 1996 № 1 (15)

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 отрабатывали 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 Г ермании 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. Аысказывалось 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 тривести 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.