Опыт показал, что нередко при освоении авиационной техникой новых режимов полета или при использовании в авиастроении новых компоновок и конструкций испытания нового образца превращаются в исследование новых процессов. Постоянно возникает необходимость изучения в полете новых явлений, освоения новых принципов управления или новых режимов полета, которые не моделируются на земле или не могут быть достоверно оценены аналитически. Особое место занимают летные исследования взаимодействия экипажа с летательным аппаратом, воздействия аппарата на окружающую среду. Комплексного научного подхода требуют летные исследования в интересах расследования сложных авиационных происшествий. В этих случаях нередко оказывается необходимым разрабатывать специальные методики с предварительной проверкой их в полете, проводить весьма сложные оригинальные исследования с приближением к аварийным режимам.

Организация летных испытаний

Оценив важность летных испытаний для развития отечественной авиации, Н. Е. Жуковский уже в 1919 г. счел необходимым обратиться в научно-технический отдел ВСНХ с предложением об организации в ЦАГИ летного отдела со следующими задачами: «...Производство научно-обставленных исследований аэропланов в полете с целью проверки теоретических исследований различных практических коэффициентов из области динамики полета, устойчивости аэропланов, полетных их свойств, также возможных данных аэропланов, их частей и предметов оборудования и их вооружения, кои могут быть найдены полетными испытаниями...». При этом следует помнить, что в то время в стране большая часть самолетного парка состояла из иностранных самолетов или изготовленных по иностранным проектам. В сентябре 1919 г. по предложению Н. Е. Жуковского была создана коллегия летного отдела ЦАГИ, а в начале 1920 г. был утвержден состав отдела. Это летное подразделение ЦАГИ развивалось, в него была включена секция летных исследований; оно получило новые наименования «отдел летных испытаний и доводки» и «8-й отдел». Вместе с этим эволюционировали и летно-испытательные подразделения ОКБ. К концу 30-х годов наиболее крупные ОКБ обладали своими летно-испытательными станциями, часть которых территориально базировалась на заводах, а часть — на Центральном аэродроме в Москве. Одновременно со становлением и развитием летно-испытательной базы авиационной промышленности развертывалась испытательная база заказчиков авиационной техники. В феврале 1920 г. при Главвоздухофлоте республики был организован летный отдел, задачей которого было «...создание материальной и методологической базы для проведения испытаний авиационной техники...» . 21 сентября 1920 г. был подписан приказ Реввоенсовета республики о вводе в действие «Положения об Опытном аэродроме при Главном управлении рабоче-крестьянского Красного воздушного флота Республики» и о расформировании летного отдела. В этот период на Опытном аэродроме испытывались, главным образом, закупленные за рубежом образцы авиационной техники. Программами испытаний обычно предусматривалось определение максимальной скорости горизонтального полета у земли, практического потолка, времени полета на заданную высоту, времени выполнения заданных фигур пилотажа. Максимальная скорость у земли определялась измерением времени пролета заданной базы («мерного километра»). Силами Опытного аэродрома проводились и «заводские» испытания опытных самолетов, которые начали создаваться советскими конструкторами. Аэрологическим подразделением Опытного аэродрома выполнялось зондирование атмосферы; была организована лаборатория анализа горюче-смазочных веществ, а также электрорадиокабинет — по существу, первая испытательная организация по специальному оборудованию самолетов. Ведущими летчиками-испытателями аэродрома были М. М. Громов, М. А. Волковойнов, А. И. Томашевский, штурманами — Б. А. Стерлигов, С. А. Данилин, И. Т. Спирин, инженерами-испытателями — Е. К. Стоман, Н. С. Куликов и др. В 1922 г. Опытный аэродром, находившийся на б. Ходынском поле, был преобразован в Научно-опытный. Здесь одним из первых прошел летные испытания самолет ТБ-1 (АНТ-4). Размещение на одном летном поле нескольких испытательных организаций — Научно-опытного аэродрома, подразделений ЦАГИ и опытных заводов — облегчало творческие контакты между специалистами. Прогресс в деятельности Научно-опытного аэродрома, повышение уровня его работ послужили основанием для преобразования его в октябре 1926 г. в Научно-испытательный институт ВВС РККА. К этому времени на испытания стали поступать самолеты отечественной разработки. Специалистами ЦАГИ и НИИ ВВС проводились систематические исследования по совершенствованию методов летных испытаний, освоению зарубежного опыта. Практически все объекты авиационной техники стали приниматься на вооружение только после получения положительного заключения НИИ ВВС. 4 октября 1930 г. решением советского правительства был создан Научно-исследовательский институт Гражданского воздушного флота (НИИ ГВФ). Его летное подразделение также получило базу на Центральном аэродроме. Часть испытаний НИИ ГВФ проводил на аэродроме в Тушино. В 1929 г. было принято решение о строительстве для НИИ ВВС специального испытательного аэродрома; зоной строительства была определена местность неподалеку от подмосковного города Щелково. В соответствии с Положением о НИИ ВВС он стал «Техническим контрольным центром ВВС» и имел своим назначением «производство научно-испытательных работ по всем отраслям применения ВВС и по усовершенствованию их материальной части и вооружения» (см. [3]). Исследовательские работы в институте возглавил Б. Т. Горощенко. Состав основных летчиков-испытателей пополнился Г. Ф. Байдуковым, откомандированным из строевой части; из Осоавиахима был переведен В.П. Чкалов. 11 ноября 1932г. В.П.Чкалов посадил первый самолет на взлетно-посадочную полосу нового аэродрома, названного впоследствии «Чкаловская». Это был получивший широкую известность бомбардировщик ТБ-3. В конце 1934 г. вошло в действие новое положение о НИИ ВВС. В число задач института включено «выполнение научно-исследовательских работ в области авиации и участие в таких работах, проводимых другими организациями и учреждениями...», а также разработка и совершенствование методик летных испытаний образцов авиационной техники и вооружения. В 1935 г. завершилось перебазирование НИИ ВВС на новый аэродром, с которого уже могли взлетать тяжело нагруженные самолеты. Началась серия знаменитых рекордных полетов, которые готовились и обеспечивались бригадами специалистов авиационной промышленности и ВВС. Условия проведения испытательных полетов, выполняемых ЦАГИ и ОКБ на Центральном аэродроме, все более ограничивались взлетно-посадочными характеристиками самолетов и становились небезопасными из-за застройки периферии аэродрома. Стала актуальной задача создания специального испытательного аэродрома ЦАГИ вне Москвы. В 1935 г. было начато проектирование высотной лаборатории и самого аэродрома вблизи г, Раменское Московской области (взлетно-посадочной полосы и ангара). Высотная лаборатория была построена и принята в эксплуатацию 15 апреля 1939 г., а в июле того же года введена в эксплуатацию взлетно-посадочная полоса длиной 1200 м, удлиненная к концу 1939 г. до 2000 м. В 1940 г. советским правительством было принято решение об организации Летно-исследовательского института на базе нескольких подразделений ЦАГИ, а в марте 1941 г. этот институт был создан. Начальником института был назначен самый авторитетный летчик-испытатель Герой Советского Союза М. М. Громов, активными организаторами института стали А. В. Чесалов, М. А. Тайц, В. С. Ведров, Н. С. Строев, Б. Н. Егоров, С. И. Турецкий. Институт был укомплектован летчиками-испытателями, переведенными из ЦАГИ. В их числе были: Ю. К, Станкевич, Н. С. Рыбко, Г. М. Шиянов, В. Л. Расторгуев, А. Н. Гринчик, М. Л. Галлай, И. И. Шелест. Начавшаяся Великая Отечественная война существенно повлияла на деятельность НИИ ВВС и только что созданного ЛИИ. Основными задачами институтов стали доводка и усовершенствование боевых самолетов, контроль технических качеств серийных боевых самолетов, разработка рекомендаций по повышению их боевой эффективности и расширению условий эксплуатации, изучение приобретенной за рубежом и трофейной авиационной техники. Институты были эвакуированы: НИИ ВВС в Свердловск, ЛИИ — в Казань и Новосибирск. Из летчиков-испытателей и других специалистов были сформированы подразделения, принимавшие участие в боевых действиях на фронтах Великой Отечественной войны. В 1942 г. большинство специалистов- институтов было возвращено на основные базы и продолжало испытывать как новые самолеты, так усовершенствованные и серийные. Уже в этот период началась разработка методов летных испытаний самолетов с турбореактивными двигателями, оценка особенностей самолетов при скоростях, приближающихся к звуковым.

Разработка методов летных испытаний

Первые же испытания самолетов поставили перед специалистами вопрос о создании методов испытаний, их научном обосновании, способах и средствах измерений. Вначале основными оценками самолета были их некоторые летно-технические характеристики (скорость, потолок) и качественные оценки летчиками пилотажных свойств. По мере увеличения массы самолета становилось актуальным определение взлетно-посадочных характеристик, оценка деформаций и прочности конструкции. На ранней стадии специалисты столкнулись с проблемами устойчивости и управляемости, нередко определявшими безопасность полета, реальную возможность выполнения полета и достижения практических целей. Повышение требований к объективности и достоверности информации о технических свойствах самолетов вызвали необходимость создания как специальных измерительных средств для летных испытаний, так и методов оценки влияния внешних факторов на эти свойства самолетов и приведения количественных характеристик к условиям, принятым для сопоставления. Вначале измерения производились визуальными приборами, показания которых записывались на планшете летчиком или наблюдателем. Первые высотомеры прикреплялись к колену летчика, и лишь позднее приборы начали размещать на приборной доске. При испытаниях зарубежных самолетов ЦАГИ и Опытным аэродромом в 20-х годах использовались зарубежные измерительные приборы — альтиметры (высотомеры), указатели скорости, уклономеры, счетчики оборотов двигателя, часы с секундомером. Позже запись показаний этих приборов стала дублироваться путем фото- и киносъемки приборной доски. Первыми самописцами высоты полета (по атмосферному давлению) были метеорологические барографы (с расширенным диапазоном изменения давления для регистрации больших высот). Запись осуществлялась царапаньем на закопченной бумаге или чернилами с нанесенной заранее на бумаге сеткой высот. Для вычисления летных характеристик использовалась Международная стандартная атмосфера. Первые методы приведения летных характеристик, полученных в натурных условиях, к стандартным атмосферным условиям, основывались на понятии «высоты по плотности» (метод Мизеса). Метод исходил из пропорциональности аэродинамического сопротивления самолета и тяги двигателя плотности воздуха. В дальнейшем методы приведения базировались на отклонении температуры от стандартной в условиях постоянной «высоты по давлению атмосферы»; этот подход используется до настоящего времени. Первые методические указания по пересчету измеренного в полете расхода топлива на другие условия были разработаны А. И. Кашириным и В. П. Кузнецовым. Подготовка и проведение рекордных полетов, сравнение летных данных однотипных самолетов потребовали детализации методов приведения летных характеристик к заданным условиям; такие методы были созданы и апробированы М. А. Тайцем и Б. Н. Егоровым. Для обоснования справедливости методов потребовалось проведение сравнительных испытаний в аэродинамической трубе и в полете воздушных винтов. Скоростная характеристика самолета после приведения измеренных значений скорости к стандартным условиям представляла собой объективную оценку скоростных свойств самолета. Отклонение от этой оценки конкретного экземпляра серийного самолета или определенной группы самолетов указывало на изменение их аэродинамики, мощности силовой установки или полетной массы. Методы приведения эффективно использовались для оценки изменения характеристик самолета под влиянием уменьшения его массы за счет расходования топлива. При этом следует иметь в виду, что, например, масса самолета АНТ-25 при известных дальних рекордных полетах уменьшалась с 11,5т на старте до 4,7 т в конце полета. Методика позволяла прогнозировать летные характеристики самолета и определять необходимые режимы на протяжении всего полета на основании небольшого объема летных испытаний, выполненных перед рекордными перелетами. Важнейшим методическим приемом летных испытаний, актуальным и ныне, является определение так называемых аэродинамических поправок указателя скорости и высотомера. Для измерения базовых параметров полета — воздушной скорости и высоты по давлению использовался аэродинамический метод, основанный на восприятии давления полного напора и статического давления атмосферы с помощью приемника воздушного давления типа трубки Пито (ПВД). Отличие значения давления, воспринятого ПВД, от атмосферного вызывало необходимость определения его в виде аэродинамических поправок в полете, а затем внесения их в результаты измерений при определении характеристик самолета. Были разработаны приемы, основанные на сопоставлении зафиксированной на самолете скорости со скоростью, вычисленной на основании времени прохождения мерной базы известной протяженности. Такой прием получил наименование «скоростной метод». Применялся и «высотный метод», при котором измерялась разность между истинной высотой по давлению атмосферы и высотой, зафиксированной высотомером в кабине. Для этого на какой-либо башне размещался прецизионный барометр, а самолет выполнял серию полетов на высоте башни при различных скоростях. Разность между показаниями высотомера в кабине и барометра являлась аэродинамической поправкой высотомера. Для определения аэродинамических поправок ПВД применялся и разработанный в ЦАГИ Д. С. Зосимом и Б. В. Смирновым метод аэролага. Изменение расположения ПВД на самолете нередко вызывало конфликты заказчика с промышленностью, так как это иногда сопровождалось изменением аэродинамических поправок, в том числе уменьшением максимальной скорости, зафиксированной летчиком по прибору в кабине. Если скорость по прибору оказывалась меньше установленной нормы, то только тщательный учет аэродинамической поправки предотвращал остановку приемки самолетов вследствие кажущегося «недобора скорости». По мере увеличения скорости и высоты полета самолетов оказался актуальным учет влияния сжимаемости воздуха при вычислении истинной воздушной скорости. Метод учета влияния сжимаемости был разработан А. В. Чесаловым и стал обязательным элементом обработки результатов летных испытаний. Вычисление истинной скорости, а также определение условий работы силовой установки потребовали знания фактической температуры атмосферного воздуха на высоте полета. Особенности измерения температуры воздуха анализировались В. И. Поликовским и В. А. Кочетковым; разработанный метод ее измерения был введен в практику летных испытаний. Температура измерялась спиртовым термометром, укрепленным на внешней поверхности самолета в месте, удобном для наблюдения и удаленном от источника нагревания (мотора). В показания термометра вносилась поправка на торможение потока, вычисленная по известной формуле адиабатического нагрева и уточненная экспериментально в полете по результатам калибровочных режимов. Задача определения маневренных характеристик в основном касалась боевых самолетов и заключалась вначале в определении времени выполнения заданных эволюции и изменения скорости и высоты полета (например, времени виража, увеличения высоты при выполнении боевого разворота). Затем внедрение в практику испытаний самописцев перегрузок, угловых скоростей, высоты и скорости позволило детально и всесторонне анализировать элементы маневров, включая условия достижения предельных перегрузок, максимальных угловых скоростей, продолжительности ввода самолета в маневр и вывода из него. Определение взлетно-посадочных характеристик самолетов включало в себя на первых порах измерение длины разбега и пробега с помощью фиксации наблюдателями на аэродроме мест отрыва при взлете и мест касания и полной остановки при посадке. По записям приборов на борту самолета эти моменты фиксировались по косвенным признакам (например, по характерному изменению размыва записи приборов при движении по земле и в полете); в эти моменты времени фиксировались скорость отрыва на взлете и посадочная скорость. Совершенствование техники измерения траектории движения самолета на взлетно-посадочных режимах было обеспечено использованием сначала неподвижных фото- и киноаппаратов, а затем поворотными кинокамерами, фиксирующими наряду с изображением самолета также его азимут относительно некоторого направления и изображение секундомера. Определенным шагом вперед была специальная измерительная фотокамера, обеспечивающая фиксацию траектории самолета на неподвижный кадр. В 40-х годах для этой цели стали применять кинотеодолитные станции; синхронизированные кадры двух разнесенных станций давали информацию об углах азимута и возвышения в едином времени. Последующие расчеты обеспечивали высокую точность определения не только трех координат самолета, но и его скорости. Этот метод и его модификации применяются и сегодня. Был разработан и использовался удобный, хотя и менее точный, метод измерения длины разбега и пробега «по оборотам колеса». Для этого колесо основного шасси самолета снабжалось датчиком (счетчиком) оборотов. Зафиксированное во времени число оборотов колеса позволяло вычислить пройденный путь. При этом для расчетов принимался радиус колеса с учетом обжатия пневматика. Удобство этого метода заключалось в его автономности, независимости от внешних измерительных средств; однако он обладал принципиальным недостатком — невозможностью прямого учета проскальзывания колеса. Оценка прочности самолетов, нагружения их конструкции в полете вызывалась, с одной стороны, желанием конструкторов убедиться в величине действующих в элементах усилий, а с другой, накопить материалы для подтверждения нормируемых нагрузок, уточнения норм прочности. Простейшим, хотя и косвенным, был впервые примененный А. И. Макаревским метод определения деформаций крыла с последующим сопоставлением с деформациями, оцененными расчетными методами или в условиях статических испытаний на земле. Существенный вклад в обобщение методов исследований вибрации конструкций внесла монография А. В. Чесалова, К числу драматических эпизодов из области летных испытаний авиационных конструкций на прочность нужно отнести смелый и рискованный испытательный полет С. Н. Анохина с доведением до предельных нагрузок или флаттера и разрушения планера «Рот Фронт» на одном из Всесоюзных планерных слетов в Коктебеле. Единственным объективным свидетелем условий разрушения был сам летчик, гарантии сохранения жизни которого тогда, по-видимому, никто не давал. Он' был выброшен из кабины и благополучно приземлился на парашюте. Наблюдатели с земли зафиксировали лишь факт разрушения планера. Особый раздел методологии летных испытаний самолетов относится к определению характеристик устойчивости и управляемости. До разработки количественных методов эти свойства самолета оценивались летчиками-испытателями качественно путем формирования экспертных оценок одним или несколькими летчиками. При этом использовался определенный перечень маневров, движений рулями, наблюдений за движением самолета в ответ на отклонение рулей. Выполнялись импульсы и перекладывание рулей, освобождение рулей после их отклонения. Качественно оценивались усилия, прикладываемые к рычагам управления, особенности самолета при торможении до малой скорости, наличие или отсутствие предупреждающей тряски при приближении к сваливанию и др. Формирование этих качественных оценок является обязательным и сейчас одновременно с использованием объективных количественных методов. Ю. А. Победоносцевым созданы методические основы летных исследований неустановившегося движения. Во второй половине 30-х годов были разработаны методы количественной оценки характеристик устойчивости и управляемости. К числу одной из первых отечественных работ в этой области, созданной с использованием зарубежного опыта, была работа С.И. Афанасьева. В основе методики оценки продольной устойчивости лежит получение балансировочных кривых отклонения руля высоты в функции скорости полета при различных положениях центра масс самолета. Анализ этих зависимостей дает информацию об устойчивости самолета, наличии зон неустойчивости, о нейтральной центровке и запасе продольной устойчивости. В дальнейшем с помощью измерения усилий, прикладываемых летчиком к рычагу управления, появилась возможность определения характеристик продольной статической устойчивости с освобожденным рычагом управления и таких важных критериев, как градиент усилий по перегрузке, эффективность триммера и др. Получили развитие и методы определения характеристик боковой устойчивости. Обобщая их, летчик-испытатель Ю.К.Станкевич подготовил в 1941г. работу, явившуюся основой для многих последующих методических разработок в рассматриваемой области. Для создания момента крена центр масс самолета смещался вбок (с помощью дополнительного груза в крыле); создание путевого момента обеспечивалось раскрытием парашюта с известным и контролируемым аэродинамическим сопротивлением на одном конце крыла. Эффективность элеронов и руля направления вычислялась исходя из условий равенства искусственно созданного внешнего момента моменту, обеспечиваемому отклонением соответствующей рулевой поверхности. Эффективность элеронов определялась и в динамическом режиме путем выполнения «дач элеронов». Для этого измерялись угловая скорость крена и угол отклонения элеронов. Измерение усилия, прикладываемого к рычагу управления, позволило получить характеристики управляемости по крену. Именно эти задачи потребовали разработки приборов-самописцев для регистрации угловой скорости, усилий, прикладываемых летчиком к рычагам управления, и других параметров. Были созданы самописцы углов атаки и скольжения, однако результаты измерений существенно искажались вследствие влияния самолета на поток в месте расположения датчика. Поэтому при определении характеристик боковой устойчивости угол скольжения обычно уточнялся по измеренной боковой составляющей перегрузки и полученному из продувок модели самолета значению коэффициента боковой силы. Принципиальным вкладом в развитие методов летных испытаний была работа В. А. Котёльникова [18], которая положила начало новому направлению в науке — летным испытаниям самолетов, снабженных автопилотом. Уже первые типовые программы летных испытаний опытных истребителей определяли необходимость «испытаний на штопор», и каждый опытный самолет проходил такие испытания. Однако только в середине 30-х годов методология этих испытаний была развита до получения объективных количественных оценок штопора и выдачи рекомендаций летчику по выводу самолета из штопора. Были разработаны методы испытаний самолета на штопор начиная с торможения до минимальной скорости с оценкой признаков сваливания; оценивались выводы из сваливания, штопор до трех витков и вывод из него. Оценивались последствия некоторых ошибочных действий летчика и способы их преодоления. Многообразие явлений, связанных со штопором самолета, нередко превращало испытания самолета в исследования. Поэтому первые испытания самолетов на штопор проводились большей частью специалистами ЦАГИ, ЛИИ и НИИ ВВС. К числу выдающихся летчиков-испытателей — специалистов по испытаниям на штопор в рассматриваемом периоде времени должны быть отнесены Станкевич, Гринчик, Анохин, Верников, а в НИИ ВВС — Кочетков, Голофастов, Степанченок, Стефановский, Никашин. Большой вклад в исследования штопора внесли летчики-испытатели Волковойнов и Огородников, погибшие при испытаниях на штопор. Для освоения специалистами методологии летных испытаний, методического обеспечения испытаний новых самолетов требовались обобщения указаний, разработка единых методов, руководств по летным испытаниям. Первым обобщающим руководством такого назначения стал «Справочник авиаконструктора» [20], в первом томе которого, выпущенном ЦАГИ в 1937 г., содержалась глава «Испытания самолета в полете». Вскоре в Трудах ЦАГИ была издана работа А. В. Чесалова, обобщившая результаты испытаний опытных самолетов, а в 1941г. была издана монография Б. Н. Егорова с детальным изложением как методов испытаний, так и обработки и анализа результатов. Анализ типовых программ испытаний опытного самолета, предлагавшихся в рассматриваемый период времени, указывает на существенное их изменение буквально в течение двух-трех лет вследствие усложнения авиационной техники. Так, в работе была приведена программа, состоящая всего из 27 полетов общей продолжительностью 30 ч, в которой указывалось, что продолжительность подготовки опытного самолета к испытаниям составляет 2 дня, анализ и оформление результатов — 5 дней. Указывалось также, что необходимо предусмотреть 4 — 5 полетов для доводки самолета и отдельных агрегатов. В упомянутом выше «Справочнике авиаконструктора» приведена типовая программа испытаний опытного самолета, которая содержит 92 полета общей продолжительностью 82 — 95 ч. В числе включенных в программу задач указаны такие, как снятие поляры, снятие характеристик винтов, испытания на динамическую устойчивость, испытания на штопор. Программой предусматривались полеты для определения температурных характеристик моторной группы и доводки системы охлаждения, полеты на больших скоростях с целью проверки отсутствия вибраций типа флаттера, определения границы устойчивости двигателя и подбора шага винта, снятие кривых статической устойчивости, испытания самолета в перегрузочном варианте, определение характеристик самолета на лыжах и другие задачи. Сопоставление этих программ показывает, что увеличение их объема определялось увеличением числа и сложности функций самолета и, кроме того, расширением знаний специалистов относительно необходимых задач испытаний. Воспользуемся случаем и напомним, что испытания современных самолетов предусматривают необходимость выполнения более 1500 — 2000 полетов, что является показателем прогрессивного усложнения самолетов, их систем и расширения функций. В 1944 г. с учетом опыта испытаний самолетов предвоенного и военного поколений ЦАГИ было выпущено «Руководство для конструкторов», в котором объем типовой программы летных испытаний был несколько сокращен по сравнению с указанным выше. Общее число полетов для испытаний истребителя составляло 60 — 70 полетов (40 — 50 ч), а для бомбардировщиков 70 — 80 полетов (50 — 60 ч). В этом «Руководстве» впервые были разработаны указания о типовом отчете по летным испытаниям опытного самолета, правила проведения ведущими специалистами ЛИИ контрольных испытаний серийных самолетов. В авторский коллектив четвертой части этого руководства, возглавляемый А. В. Чесаловым, входили В. С. Ведров, Б. Н. Егоров, А. С. Качанов, Н. С. Строев, М. А. Тайц, В. Ф. Болотников, Ю. К. Станкевич, А. Н. Гринчик.