Из истории летательных аппаратов

В период первой мировой войны вероятность гибели летчика-истребителя была особенно велика. Во-первых, вес летчика составлял в то время 12-16% веса самолета; во-вторых, парашютов еще не было. Достаточно было повредить ответственный силовой элемент или орган управления, чтобы самолет был сбит и возможность его посадки была исключена. У летчика оставалась единственная надежда на "удачный" удар о землю, при котором он не будет убит. Если учесть, что самолеты были довольно легкие, некоторая вероятность остаться живым при падении с большой высоты была.

Парашюты для опасения летчиков стали применяться только с 1926-- 1928 гг. Истребители периода второй мировой войны имели вес 3000-3500 кГ и доля веса пилота снизилась до 2-2,5%; кроме того, пилот был прикрыт бронеспинкой сзади и бронестеклом спереди. В случае необходимости летчик мог, сбросив крышку фонаря, относительно легко покинуть самолет и спуститься на парашюте. Вероятность гибели летчика в случае, когда сбивали самолет, стала меньше.

С появлением и развитием реактивных самолетов-истребителей доля веса летчика снизилась еще больше и дошла до одного процента и даже менее того. Интересно, что полетный вес одноместных реактивных истребителей 1950-- 1955 гг. стал даже выше, чем вес многоместного тяжелого бомбардировщика "Илья Муромец" 1914-- 1918 гг. Однако возможности для спасения летчика ухудшились в связи с трудностью покидания самолета на большой скорости. Тогда были разработаны катапультные кресла, при помощи которых летчик буквально выстреливался из самолета. Эти выстреливания подвергают летчика таким нагрузкам, которые ранее были бы признаны как весьма опасные для жизни. Но, если условия полета все усложняются -- в связи с ростом высоты и скорости, -- то средства спасения соответственно совершенствуются. ХАРАКТЕРИСТИКИ МАНЕВРЕННОСТИ

Если мы хотим рассмотреть, как совершенствовались маневренные характеристики самолетов, то необходимо начать с частных показателей маневренности. Можно судить о маневренности по минимальной кривизне траектории 1/r, которую может описать самолет; однако, в полете измерить радиус r довольно трудно. Более удобным критерием является время совершения полного круга t или угловая скорость, достигаемая при длительном развороте, wV/r.

Характеристики маневрирования можно рассматривать с двух позиций.

Первая из них основана на том, что маневрирующие самолеты занимаются взаимным преследованием, стараясь зайти друг другу "в хвост" для выполнения стрельбы из оружия, установленного примерно по линии полета. Этот вид стрельбы обладает очень высокой прицельностью. В указанном, очень характерном, виде маневрирования оба самолета движутся по примерно одинаковым траекториям с приблизительно одинаковыми скоростями и перегрузками. Однако некоторые различия в их движении есть, и мы их далее рассмотрим.

Вторая позиция основана на рассмотрении характеристик маневрирования в связи со способностью самолета проявить инициативу для начала боя и для выхода из него. Так, возможен случай, когда самолет может успешно вести маневрирование при взаимном преследовании, но не может прекратить боя, так как при попытке это сделать он будет атакован противником. И, наоборот, самолет может обладать такими свойствами, которые дают ему возможность атаковать противника, но делают его менее маневренным в условиях взаимного преследования.

Маневрирование самолета связано с искривлением траектории его движения в вертикальной и горизонтальной плоскостях, а это требует изменения подъемной силы, и в основном ее увеличения. Изменение подъемной силы оценивается коэффициентом перегрузки nyY/G. По известным значениям коэффициента перегрузки ny, скорости полета V, высоты h, угла наклона траектории q и угла крена g можно найти радиусы кривизны траектории. Так, в случае виража с утлом крена g мы получим значения радиуса и угловой скорости:

Для характеристики скорости полета и возможности создания перегрузки удобно принять кинетическую высоту hкV2/2g, тогда аэродинамическое условие создания перегрузки можно представить в виде

Складывая hк с высотой h, получим высоту уровня энергии hэh+hк. Высота полета определяется геометрическими характеристиками траектории; величина hэ определяется приходом энергии от двигательной группы и ее расходом на преодоление сил сопротивления. Важнейшим уравнением полета является характеристика изменения энергии по пути, т. е. производная уровня энергии по пути:

Подставляя выражение для силы сопротивления Q через подъемную силу, деленную на аэродинамическое качество, получим