Тарировка указателя скорости

В случае высотных моторов максимальная скорость у земли соответствует максимально-допустимому для данного мотора значению давления наддува. Во время полета по базе режим должен быть строго установившимся. Колебания в скорости не должны превосходить 2 км/ч. Установку режима нужно вести при заходе на базу (за 2—3 км до базы) с таким расчетом, чтобы к моменту пролета начала базы был уже установлен режим горизонтального полета с заданной скоростью. Во время прохождения базы летчик не должен' пользоваться сектором газа. Горизонтальность полета контролируется летчиком по статоскопу. Полет совершается сбоку базы, причем в момент попадания в створ столбов летчик и наблюдатель включают секундомеры и выключают их в момент попадания в створ столбов второго пункта. Для получения достаточной точности необходимо испытание производить в спокойную погоду, причем сила ветра вдоль базы не должна превосходить 7—8 м\с, а поперечная слагающая силы ветра не должна быть более 4 м/с. Для уменьшения ошибки от поперечной слагающей ветра желательно при пролете базы держать плоскость симметрии самолета параллельной направлению базы. При полете на каждом режиме следует вести запись оборотов мотора, скорости по прибору, высоты по альтиметру, температуры наружного воздуха и отмечать положение радиатора. Запись оборотов и положения радиатора, а также строгая горизонтальность полета необходимы только в том случае, если по результатам полета на мерной базе предполагается получить кривую потребных для горизонтального полета оборотов. В случае скоростных самолетов и малой длины базы (2—3 км), а также при испытании одноместных истребителей, засечку времени прохождения базы часто ведут наблюдатели с земли, что несколько повышает точность. Помимо метода мерной базы для тарировки указателя скорости иногда применяют азролаг. Аэролаг представляет собою обтекаемое тело с ветрянкой, буксируемое самолетом на тросе длиной 20—40 м. Число оборотов ветрянки пропорционально скорости полета и регистрируется особым суммарным счетчиком оборотов. Проведение испытаний заключается в полете на любой высоте на разных установившихся режимах полета. Каждый режим продолжается 2—3мин., причем ведется запись числа оборотов ветрянки по времени, скорости по прибору, высоты и температуры наружного воздуха. Скорость определяется по числу оборотов в минуту ветртнки по тарировочной кривой ее, полученной в аэродинамической трубе, или из ряда полетов на мерной базе. В остальном обработка результатов испытания не отличается от описанной выше при пользовании методом мерной базы. Пользование аэролагом избавляет от необходимости летать на малой высоте для тарировки указателя скорости. Помимо этого, испытание можно проводить при ветре любой силы и направления (лишь бы он не был порывистым).

Подбор шага винта

Для современных скоростных самолетов подбор винта ведется обычно для максимальной скорости на границе высотности; при полете на режиме VMaкс в стандартных атмосферных условиях винт должен давать обороты, равные максимальным оборотам мотора, причем давление наддува pk должно равняться максимально-допустимому значению. В случае винта с устанавливаемым на земле шагом или винта с фиксированным шагом делается полет для проверки правильности установки лопастей винта. При этом в полете делают горизонтали на максимальной скорости на фактической границе высотности и на двух-трех высотах выше границы высотности с интервалом между ними в 250—300 м. В полете ведется запись оборотов мотора , давления наддува pk, скорости по прибору Vnp, давления наружного воздуха р (по альтиметру или барографу) и температуры наружного воздуха Т. Если полученное значение оборотов на границе высотности в стандартных условиях не совпадает с максимально-допустимыми значениями оборотов для данного мотора, то необходимо изменить угол установки лопасти. При этом необходимо иметь в виду, что поворот лопасти на 1° дает, в среднем, изменение на 60—80 оборотов винта в минуту. При полетах для подбора угла установки лопастей винта вес самолета должен быть равен полетному весу с нормальной нагрузкой. Лопасти винтов с изменяемым в полете шагом типа Гамильтон-Стандарт можно в полете устанавливать в двух положениях. Установка лопастей с большим углом производится для полета на максимальной скорости на границе высотности, а подбор его ведется так же, как и винта с регулируемым на земле шагом. Установка малого угла лопастей производится (в зависимости от назначения самолета) либо исходя из условий взлета, либо с таким расчетом, чтобы наивыгоднейший подъем на границе высотности имел бы место при оборотах, равных максимально-допустимым для данного мотора. Для самолетов обычно подбирают малый угол, исходя из условий взлета. При проверке в полете правильности подбора винта для подъема на границе высотности, следует иметь в виду, что при подъеме граница высотности при тех же оборотах будет несколько ниже (на 100—200 м), чем при максимальной скорости. Объясняется это тем, что при подъеме меньше дополнительный наддув от скоростного напора.

Определение скороподъемности и максимальных скоростей на разных высотах

Перед полетом для определения скороподъемности (так называемый „полет на потолок") проводится предварительный полет для определения скоростей наивыгоднейшего подъема. Для этих полетов самолет должен быть оборудован следующими приборами: 1) два барографа, 2) указатель скорости, 3) статоскоп, 4) точный альтиметр или статоскопический альтиметр, 5) тахометр, 6) секундомер, 7) термометр наружного воздуха и 8) указатель давления наддува и термометр для измерения температуры смеси во всасывающем трубопроводе (в случае самолета с высотным мотором). Для определения скоростей наивыгоднейшего подъема нужно произвести ряд подъемов (зубцов) в 200—300 м на разных высотах, на всем диапазоне скоростей на каждой высоте. Для самолетов с невысотными моторами эти зубцы следует делать на трех высотах, выбирая их таким образом, чтобы охватить весь диапазон высот от земли до потолка. Так, для самолета с потолком в 7 000 можно взять следующие высоты: 1500, 3 500 и 6000. Для самолетов с высотными моторами нужно брать одну высоту до границы высотности и 2—3 высоты—выше ее. Число режимов на каждой высоте должно быть 6—8, причем наибольшее число режимов следует брать вблизи скорости наивыгоднейшего подъема. Для правильного проведения кривой скороподъемности необходимо на средней высоте каждого зубца сделать полет на максимальной скорости. Все эти зубцы проделываются с моторами, работающими на полном газе, а в случае зубцов ниже границы высотности — на максимально-допустимом значении давления наддува . Высотным корректором нужно пользоваться таким образом, чтобы получить максимальные обороты для данной скорости. На средней высоте каждого зубца следует проделывать горизонтальный полет продолжительностью 2—3 мин. для записи температуры Т наружного воздуха и высоты по альтиметру или барографу, по тарировкам которых определяется давление наружного воздуха р. Во время выполнения каждого губца ведется запись оборотов мотора скорости по прибору, перепада высоты, по которому по тарировке альтиметра или барографа находится перепад давления, времени выполнения зубца и давления наддува. После достижения практического потолка проделываются обычно горизонтальные площадки на разных высотах (через 1 000 ) на максимальной скорости. Продолжительность каждой такой площадки не менее 2—3 мин. Летчик на площадке ведет самолет по статоскопу или вариометру. Наблюдатель делает отсчеты в конце площадки, когда режим уже полностью установится. Для более точного определения VMaxc на границе высотности следует сделать два дополнительные площадки — одну на 300 м выше, другую на 300 ж ниже границы высотности. В связи с затруднениями с остановкой и запуском мотора в воздухе на многомоторных самолетах, а также на одномоторных в зимнее время, планирования часто производят с вращающимися винтами, причем режим работы винта подбирается на каждом планировании так, чтобы винт давал нулевую тягу. Для определения этоо режима работы винта чаще всего пользуются „интегратором давлений". Итератор давлений, представляющий собою полую трубу с рядом отверстий, или небольших трубок, помещается непосредственно за винтом отверстиями навстречу потоку. Разность давлений внутри интегратора и полного напора перед винтом, помноженная на ометаемую винтом площадь, равна приближенно тяге винта. На основании опытов в трубе с рядом интеграторов можно рекомендовать следующую расстановку трубок по интегратору вдоль радиуса винта: Показания интегратора зависят от его расположения на самолете. Желательно, на основании опытов, в устанавливать интегратор по тому радиусу винта, поле скоростей вдоль которого будет совпадать со средним полем всего винта. Расстояние интегратора от винта имеет второстепенное значение. Обычно интегратор устанавливают на расстоянии 0,05 м от задней кромки винта. Разность давлений замеряется при помощи жидкостного манометра, одна трубка которого соединена с интегратором, а другая — с насадкой полного напора трубки Пито, служащей для измерения скорости полета. При планировании следует регулировать обороты мотора до тех пор, пока разность давлений по манометру интегратора не станет равной нулю. В этом случае винт не дает ни тяги, ни сопротивления. Работа интеграторов до сих пор мало изучена и к их показаниям следует относиться с осторожностью. Другим средством для подбора режима нулевой тяги вращающегося винта является специальный указатель, принцип работы которого основан на использовании продольного люфта коленчатого вала некоторых типов моторов. При наличии тяги или сопротивления винта пластинка А будет касаться того или другого контакта В, и, вследствие замыкания цепи, будет зажигаться одна из лампочек С. При наличии нулевой тяги обе лампочки будут мигать одновременно или обе не будут гореть. При пользовании указателем этого типа нужно вводить поправку на вес винта, коленчатого вала и части шатунов. Для эксплуатационных целей иногда определяют поляру самолета при моторах, работающих на малом газе. В этом случае желательно при всех испытаниях сектор газа ставить в одно и то же положение. Иногда обороты мотора подбирают так, чтобы получить определенное значение —, близкое по расчету винта к режиму нулевой тяги.

Снятие характеристик винтов

Для определения характеристики винта самолет должен быть оборудован теми же приборами, что и для снятия поляры,и дополнительно к ним: 1) тахометром или счетчиком оборотов, 2) указателем давления наддува и 3) термометром смеси за нагнетателем (два последних только для высотных моторов). Как и при снятии поляры, полет следует совершать только в хорошую погоду при отсутствии вертикальных токов. Определение характеристик винта производится на установившихся подъемах на полном газе на всем возможном диапазоне скоростей самолета. Число режимов желательно не менее 15—20. Для избежания случайных ошибок лучше испытание проводить в два полета. Подъемы (зубцы) на разных скоростях желательно делать при одной и той же средней высоте, причем продолжительность установившейся части каждого зубца должна быть не менее 1 мин. Во время каждого зубца записываются те же показания, что и при снятии поляры и дополнительно обороты мотора, а в случае высотных моторов—давление наддува и температуры смеси за нагнетателем. В результате обработки испытаний получают кривые коэффициента мощности винта (коэффициента эффективной тяги а и к. п. д. винта ц. Начало обработки совпадает с обработкой испытаний на поляру. При отсутствии внешней характеристики мотора из испытаний на станке пользуются иногда характеристикой моторов фирмы для данного типа. Однако мощности моторов одной и той же серии отличаются, по опытным данным, до 5°; поэтому пользоваться характеристикой мотора фирмы следует только в том случае, если необходимо провести сравнительные испытания нескольких винтов на одном и том же моторе. В тех случаях, когда необходима лишь сравнительная оценка нескольких винтов, а не полные характеристики их, проводят испытание самолета с одним и тем же весом для определения основных летных данных с этими винтами (максимальная скорость и скороподъемность по высотам). Снятие характеристик продольной статической устойчивости Для определегия характеристик статической устойчивости самолета на планировании в горизонтальном полете или поле е с мотором, работающим на пол! ом газе, необходимо получить из полета балансировочные кривые для нескольких положений центра тяжести самолета при постоянном положении стабилизатора или триммера руля высоты и зажатой ручке. Вследствие этого желательно, для исключения личного фактора, производить замеры характеристик взлета с двумя или тремя разными пилотами, делая не менее пяти замеров с каждым из них. Так как характеристики взлета на колесах и на лыжах значительно отличаются друг от друга, то следует проводить испытания для обоих случаев. У нас применяются следующие способы замера взлетно-посадочных характеристик: 1) метод непосредственного измерения хронометристами и 2) фотографический метод. Непосредственное измерение проводится с помощью персонала хронометристов в составе шести человек. Трое из них располагаются вдоль линии взлета вблизи предполагаемого места отрыва самолета от земли на расстоянии 25— 30 м один от другого. Обязанностью одного из них является засечка времени разбега и пробега, остальные два отмечают точку отрыва самолета от земли или полной его остановки после пробега. Остальные три человека располагаются около старта, причем один из них замеряет скорость ветра при помощи анемометра, а двое отмечают точку касания земли при посадке. Наблюдатель, находящийся в самолете, или летчик (в случае одноместного самолета) записывает скорость отзыва или приземления, а также скорость набора высоты или планирования. Следует записывать р и Т наружного воздуха на земле. До и после испытания при стоянке самолета дают полный газ мотору. Длина разбега и пробега измеряется рулеткой или шагами. Иногда для ускорения замеров заранее расставляют флажки на определенном расстоянии один от другого. В результате испытаний определяются достаточно точно длина и время разбега и пробега. Посадочная скорость и скорость отрыва определяются этим путем лишь очень приближенно. Фотографический метод испытан для самолетов заключается в применении специальной измерительной фотокамеры (ИФК). Принцип определения характеристик взлета или посадки самолета при помощи ИФК заключается в следующем: камерой производится ряд последовательных снимков взлетающего или садящегося самолета, причем одновременно на тот же кадр снимается и микросекундомер. Интервал между снимками можно менять по желанию. Испытания на динамическую устойчивость, маневренность, управляемость и балансировку Испытания самолета на продольную динамическую устойчивость производятся при разных центровках (нормальной, передней и задней), на трех скоростях (крейсерской, максимальной и минимальной) на горизонтальном полете, подъемах с полным газом и планировании на малом газе. Эти испытания обычно проводятся на высоте не ниже 1500 м и заключаются в следующем. Самолет при помощи стабилизатора или триммера балансируется на каком-либо режиме с брошенной ручкой. Когда режим полностью установится, ручка пилота отклоняется „от-себя" или „на-себя" до тех пор, пока скорость полета не увеличится или уменьшится на 15—20 км\ч, после чего ручка вновь освобождается. Динамически устойчивый самолет после совершения некоторого числа продольных колебаний должен вернуться в тот же режим, из которого он был выведен, и будет продолжать прямолинейный полет на режиме балансировки. Неустойчивый самолет при брошенной ручке может постепенно перейти в пикирование или, наоборот, начнет сильно кабрировать. Вообще говоря, имеется пять типов возмущенного движения самолета:
1-й тип. Самолет без колебаний переходит в пикирование или сильное кабрирование ив режим балансировки не возвращается. Вывод из затягивания в пике или кабрирование следует производить сразу.
2-й тип. Неустойчивые колебания. После бросания ручки самолет совершает колебания с возрастающей амплитудой. При неустойчивости такого вида летчику необходимо вмешиваться в управление, как только амплитуда колебаний становится угрожающей.
3-й тип. Колебания с постоянной амплитудой. Самолет практически нейтрален, если в течение трех минут полета с брошенной ручкой колебания не изменяются.
4-й тип. Колебания затухающие с постепенно уменьшающейся амплитудой. Самолет в этом случае динамически устойчив. Испытание производится до полного видимого затухания колебаний и подсчитывается их число до успокоения.
5-й тип. Апериодическое затухание. Оно может иметь место у динамически устойчивого самолета. В том случае самолет возвращается в режим балансировки без всяких колебаний.
Теоретически мыслим случай, когда самолет нейтрален и при возмущении переходит в новое положение равновесия апериодически без колебаний. При испытании на динамическую продольную устойчивость применяют и другой способ выведения самолета из режима балансировки: он заключается в изменении режима мотора, который включается или выключается на короткое время и затем возвращается к старому режиму. Во время испытаний на продольную динамическую устойчивость летчик веде г в полетном листке следующие записи:
1) вес самолета в полете,
2) центровка самолета,
3) скорость, на которой самолет был сбалансирован,
4) положение абилизатора или триммера,
5) поведение самолета при брошенной ручке,
6) количество колебаний, совершенных самолетом после того, как ручка была брошена,
7) максимальные и минимальные скорости при колебаниях.
Весьма желательно при помощи самописца скорости производить [записи колебаний скорости. Испытания на продольную динамическую устойчивость самолета с зажатой ручкой производятся аналогично описанным выше испытаниям с брошенной ручкой. Испытания самолета на боковую динамическую устойчивость обычно производятся двумя способами:
1) самолет балансируется на каком-либо режиме. Педали зажимаются и держатся все время зажатыми. Ручка отклоняется вбок до тех пор, пока
крен не достигнет 8—10°, а затем отпускается. Самолет, обладающий боковой динамической устойчивостью, после возмущения, вернется в прежний режим полета без крена. Неустойчивый самолет в режим не возвратится.
2) Самолет балансируется в каком-либо прямолинейном полете. Ручка зажимается, а рулю направления дается некоторое отклонение, после чего педали освобождаются.
При испытании самолета на динамическую устойчивость следует обращать особое внимание на отсутствие трения в шарнирах управления, так-как наличие большого трения может сильно повлиять на характер поведения самолета и привести к неверным выводам. Маневренностью самолета называется способность его совершать в определенный промежуток времени ту или иную эволюцию, предписанную самолету данного типа тактико-техническими требованиями. Она оценивается величиной следующих параметров: радиусом кривизны траектории, временем и скоростями (линейными и угловыми). Испытание самолета на маневренность до настоящего времени сводилась к испытанию на виражи, восьмерки, петли, иммельманы, бочки, перевороты, при исполнении которых летчиком или наблюдателем с земли засекается только время производства этих фигур. Засечки делают в начале входа в какую-либо фигуру и при выходе в горизонтальный полет. Следовательно, испытания такого рода сводятся только к качественной оценке самолета с точки зрения маневренности. Поэтому облет самолета другими летчиками, как правило, включает и маневренность, чтобы получить более объективную оценку этой характеристики самолета. Фигуры делают обычно на высотах 1000, 3000, 5 000 м. Управляемостью самолета называется способность его переходить ил одного режима полета в другой под действием рулей. При испытаниях самолета на управляемость летчик должен осветить следующие вопросы, характеризующие управляемость:
1) Легкость управления — оценивается летчиком по нагрузкам на ручки и педали при всех эволюциях, присущих данному самолету.
2) Запас рулей — определяется неиспользованным углом отклонения их сверх потребного для выполнения эволюции, присущих данному самолету. Нормальным запасом рулей следует считать 25—30°/0 от возможного их отклонения. Запас руля высоты и стабилизатора определяется обычно из уел опий посадки самолета с предельно передней центровкой при полном открытии щитков или из полета на максимальной скорости с предельно задней центровкой.
Запас элеронов может быть достаточно хорошо выявлен при перекладывании самолета из одного виража в другой и при полете в болтанку на больших углах атаки.
Запас руля направления можно оценить на взлете, при перекладывании из одного виража в другой, на скольжении и у многомоторных самолетов при полетах с несимметричной тягой винтов.
3) 3апаздыаиие -- определяется временем между началом отклонения органа управления и началом реагирования самолета и оценивается летчиком также субъективно.
4) Эффективность органов управления характеризуется величинами моментов, действующих на самолет при отклонении рулей; летчиками оценивается несколько по-иному, базируясь на основании совокупности факторов: легкости управления, запаса рулей, запаздывания и гармоничности всех органов управления с точки зрения летчика.
При испытании самолетов на балансировку выясняют возможность горизонтального полета с брошенной ручкой на оборотах, меньших на 15°/,,, чем максимальные. Испытание проводят на передней и задней центровках следующим путем: устанавливают на горизонтальном полете необходимые обороты мотора, бросают ручку и работают триммером руля высоты или стабилизатором до тех пор, пока самолет не начнет лететь горизонтально. После этого дают мотору полный газ. Самолет начнет набирать высоту, скорость полета при этом не должна при брошенной ручке достигать минимальной скорости. Если мотор задросселировать так, чтобы он работал на малом газе, то самолет начнет планировать, причем скорость планирования не должна превышать начальную скорость горизонтального полета. При полете на крейсерской скорости с брошенным управлением поперечная ось самолета должна оставаться параллельной горизонту и самолет должен продолжать прямолинейный полет. При свободной педали и убирании газа самолет может переходить в спираль, радиус которой не должен быть чересчур малым.

Определение расхода горючего и дальности полета

Расход горючего на самолетах одного и того же типа с одинаковыми моторами и при одинаковых режимах полета меняется в очень широком диапазоне (до 20°/0 и выше), в зависимости от степени обеднения смеси. До известного предела расход горючего уменьшается по мере обеднения смеси. Однако при длительном полете на чересчур обедненной смеси возможен вывод мотора из строя; вследствие этого пользоваться обеднением смеси следует с осторожностью, не переходя за допустимые пределы. По мере открытия высотного корректора, при неизменном положении дроссельной заслонки, обороты мотора вначале увеличиваются, а затем начинают падать. Максимальные обороты, которые можно получить при помощи высотного корректора при данном положении дроссельной заслонки, сокращенно называют „максимум оборотов". В полете максимум оборотов на данном режиме получают следующим путем: открывают постепенно высотный корректор до тех пор, пока обороты не начнут падать, затем возвращают его до положения, когда восстановятся максимальные обороты. Получение максимума оборотов в полете чрезвычайно затруднительно вследствие недостаточной точности обычно применяемых типов тахометров. Англичане считают, что на современных моторах с водяным охлаждением можно обеднять смесь до такой степени, чтобы получить падение оборотов, по сравнению с максимумом, на 3°|'0, а на моторах воздушного охлаждения — до падения оборотов на 20 об-мин. В случае применения моторов, работа которых на бедных смесях всесторонне изучена в лабораторных условиях, обеднение смеси в полете следует производить в соответствии с результатами лабораторных испытаний. При полетных испытаниях принято обеднять смесь только до максимума оборотов. Вызывается это как опасением пережечь мотор в процессе испытаний, так и тем соображением, что в процессе эксплуатации расходы будут несколько выше. При наличии на самолете прибора, позволяющего определять коэффициент избытка воздуха (газоанализатор и т. п.) следует обеднять смесь до минимально-допустимого, но лабораторным испытаниям, значения коэффициента избытка воздуха. Замер расходов горючего в полете производится при помощи либо так называемого мерного бачка, либо счетчика расхода горючего. При пользовании мерным бачком, включаемым в бензиновую магистраль, приходится выводить трубы бензиновой магистрали в кабину, наблюдателя, что, в случае многомоторного самолета и измерения расхода горючего на одном из боковых моторов, представляет большие эксплуатационные неудобства из-за большого удлинения бензопроводки. Этим неудобством не обладает счетчик расхода горючего с дистанционной передачей, так как в этом случае в бензиновую магистраль в любом месте ее включается только приемная часть прибора, а регистрирующая часть, помещается в кабине. Замер расхода горючего производится на установившихся режимах горизонтального полета (контролируется статоскопом), причем продолжительность замера зависит от объема мерного бачка и от потребной точности испытаний. Полная программа испытаний на определение расхода горючего и дальности полета самолета с невысотным мотором, заключается в замере расходов горючего с тремя полетными весами, на трех высотах с каждым весом, причем наиболыпая высота должна быть приблизительно на 1500 м ниже потолка самолета с данным весом. На каждой высоте необходимо проделать горизонтали на 5—6 скоростях, выбирая их так, чтобы получить минимум кривой километрового расхода. Для высотных моторов лучше взять четыре высоты: одну из них ниже границы высотности (например, на 2000 м при границе высотности в 40U0 м), одну на границе высотности, затем на 15Ю и 3000 м выше границы высотности. Испытания часто производят также и по сокращенной программе. Для невысотных моторов определяют в этом случае расходы горючего указанным ниже расчетным методом, а для проверки полученных результатов находят в полете расходы при нормальном весе самолета на одной —двух высотах. Расчетных методов определения расхода горючего для высотных моторов в настоящее время не разработано. Если определены расходы для высотного мотора по сокращенной программе (для нормального веса самолета на трех-четырех высотах), то расход для другого веса приближенно можно найти, считая, что при небольших изменениях веса самолета расход пропорционален весу при том же угле атаки. Во время замера расходов в полете делают следующие записи: количества израсходованного горючего за определенное время, скорости по прибору, оборотов мотора, давления наддува, высоты, температуры наружного воздуха, прироста оборотов до „максимума оборотов", положения высотного корректора температуры головок цилиндра, масла и воды.

Испытания самолета на штопор

Штопор не является боевой фигурой, но в воздушном бою при совершении фигур высшего пилотажа или в нормальном полете па больших 'углах атаки часто создаются условия, при которых самолет может сорваться в штопор. Чем лучшей боковой устойчивостью и управляемостью на больших углах атаки обладает самолет, тем меньше шансов попасть в непроизвольный штопор) при совершении ошибок в пилотировании, поэтому, прежде чем приступить к испытанию самолета на штопор, он должен быть обследован с точки зрения управляемости и устойчивости па малых скоростях. Устойчивость самолета на больших углах атаки может быть выявлена путем постепенного задирания его на большие углы на планировании с малым газом и в моторном полете, когда ручка постепенно выбирается „на-себя", а элероны и руль поворота остаются нейтральными; при этом могут быть выявлены и склонности самолета к штопору. Могут быть следующие случаи:
a) самолет, сильно склонный к штопору, может начать штопорить самопроизвольно;
b) самолет неустойчивый в продольном направлении на больших углах атаки, но имеющий хорошую боковую устойчивость и управляемость, может резко опустить нос и перейти на некоторое время в крутое планирование, пока снова не наберет скорость;
c) самолет, не склонный к штопору, может свалиться на крыло, затем снова выйти в состояние планирования;
d) самолет, не склонный к штопору и имеющий хорошую устойчивость вплоть до полного выбирания ручки и стабилизатора „на-себя", будет парашютировать.
На штопор обычно испытываются все самолеты, коим присуще производить фигуры высшего пилотажа, но, главным образом, одномоторные самолеты малого тоннажа. Испытания на штопор обычно производят на высоте 2 500—3 000 .и, проявляя большую осторожность, так как современное состояние расчетов самолета на штопор, а также малая надежность испытаний моделей на шгопор в аэродинамической трубе (вследствие малого числа опытов в натуру с количественными измерениями, позволяющими получить переходные коэффициенты) не позволяют иметь полной уверенности в характере штопора нового самолета. Программа испытания самолета на штопор проводится, примерно, в следующем порядке:
1) Попытки ввода в штопор с горизонтального полета.
а) срывы в штопор при нейтральных элеронах и ножном управлении с
плавным выбиранием ручки „на-себя";
b) срывы в штопор при нейтральных элеронах и ручке, взятой „на-себя" до положения, необходимого для получения заданных для ввода скоростей, при неполной по даче ноги;
c) срывы в штопор при нейтральных элеронах, ручке, выбранной плавно полностью „на-себя", при одновременной даче ноги, с постепенным увеличением дачи ноги.
2) Изучение входа в штопор с горизонтального полета без парашютирования (проваливания): а) изучение входа в што пор при плавной даче рулей, но недоданной ноге, начиная с полвитка с последовательным увеличением числа витков до 6—8; увеличение числа витков; производится по — 1 витку; элероны все время нейтральны;
3) изучение входа в штопор с полной плавной дачей рулей до отказа, начиная с полвитка с последовательным увеличением числа витков до 6 —8; элероны нейтральны.
4) Изучение входа в штопор с парашютирования. Элероны нейтральны; ручка плавно выбирается „на-себя", нога вначале дается не полностью, затем постепенно доводится до отказа, дача ноги плавная; число витков, начиная с одного, постепенно доводится до 6—8.
5) Изучение входа самолета в штопор при искусственных способах. Если выход самолета из штопора опасений не внушает, то программа включает и следующие способы ввода:
a) при резкой даче рулей с горизонтального полета и с парашютирования;
b) с горки, со спиралей, виражей и с перекрестом рулей при плавной и резкой даче рулей.
в этих случаях самолет выводят из штопора: а) немедленно, б) после полвитка, в) после 1, 2, 3, 5 и 8 витков.
6) Выявление наиболее эффективных и опасных способов вывода самолета из штопора. Пока самолет неизучен.
На основании нашей и американской практики можно рекомендовать следующий способ вывода его из штопора. Летчик держит рули в штопорном положении в течение 3 — 4 витков, т. е. до тех пор пока не установится режим штопора. Проведение программы на штопор обычно требует от 10 до 15 полетов с общим числом штопоров от 40 до 60. Программа может быть значительно сокращена, если при первых же полетах выявляется, что самолет выходит из штопора хорошо, следуя за рулями, и не имеет запаздывания. Если самолет имеет переставной в полете стабилизатор, то следует начинать штопорить со стабилизатором, имеющим положительный угол) в положение „на-себя". Самолеты военного назначения, имеющие бомбовую нагрузку и другое вооружение, начинают испытывать без нагрузки и нагружают постепенно, по мере изучения штопора данной машины. Выходу из штопора самолета, имеющего относительно короткий хвост, иногда помогает дача полного газа мотору. На выход самолета из штопора влияет и высота полета, причем, чем высота меньше, тем условия выхода получаются более легкими. Это обстоятельство необходимо учитывать, но в качестве правила не применять.