Самое главное – хвост! (авиац. археология-6)

Попросили более подробно рассказать о бесхвостке SB-13, и в этом выпуске в основном перевод из книги. (Подобного текста в интернете найти не удалось). Неожиданно споткнулся на первом же абзаце.
http://photoshare.ru/office/image.php?id=15300326
По тексту было понятно, что параметр L – банальная средняя аэродинамическая хорда, САХ. Труднее было понять, что нечто может летать с центровкой 4,5 %. (Особенно если есть опыт запусков свободнолетающих моделей планеров. У них центровка более 60 % - обычное дело).
Еще одна трудность перевода – упоминание продольной устойчивости в %. Причем при уменьшении возникает склонность к штопору. Спасибо, Лапшин объяснил и подтвердил имевшееся предположение. Далее – в основном перевод с небольшими сокращениями.

Летные характеристики

Продольная устойчивость

В диапазоне центровок между 8 и 15 % потребные расходы и усилия на ручке управления были стабильными. Всё же изначально предполагались  дифференциальные усилия на ручке управления из-за малого момента закрылков. Применение жесткой пластины-триммера обеспечило удовлетворительную устойчивость. Поскольку носовая и основная стойки шасси убирались назад,  в убранном состоянии запас устойчивость снижался на 1 %. Для статического запаса устойчивости менее чем 7,5 % (расстояние между ц.м. и аэродинамическим фокусом – прим.перев.)  при скоростном полете (свыше 170 км/ч) разницы в усилиях на ручке управления не было. Поскольку первоначально усилия на руле высоты создавались только с помощью пластины-триммера, разницы в усилиях в разные стороны на ручке не было. Стабильный характер усилий на ручке  обеспечивался триммерами на внешних секциях руля высоты. После изменения настроек руля высоты (см. ниже, раздел «Сваливание»)  потребный расход был стабилен и для центровки 7 %.
Динамическая продольная устойчивость также зависит от положения ц.м. При положении ц.м. более 12 % чувствительность к возмущениям приводила к переходным колебаниям с частотой 1-2 Гц вокруг поперечной оси. По окончании колебаний при средней турбулентности происходило изменение воздушной скорости в пределах +- 10 %, при сильной до 20 %, связанное с соответствующим  изменением угла тангажа. Точно управлять таким движением было невозможно, поскольку в диапазоне 1-2 Гц  привычные пилоту действия были сдвинуты по фазе и только усиливали такой режим.
При буксировке угловые скорости и ускорения, вызываемые работой  управления по тангажу, были непривычно большими вследствие малого момента инерции вокруг поперечной оси (примерно треть по сравнению с обычными планерами).
Для улучшения динамических характеристик центровка была уменьшена до 7 % САХ. Это привело к плоскому возрастанию частоты короткопериодических колебаний угла атаки с увеличением скорости полета и усилению демпфирования. Чувствительность к возмущениям стала приемлемой, при частоте воздействий пилота 0,5-1 Гц. Такое поведение все еще не считалось удовлетворительным, поэтому мера статической устойчивости (центровка) была уменьшена до 5,5 %.

Скольжение
Время на развороты +- 45 градусов составляло до 5 с, причем согласованность руля поворота и элеронов при полном отклонении была хорошей (приборная скорость 100 км/ч).
Момент крена от скольжения из-за стреловидности и поперечного V был не намного больше, чем у обычных планеров. Никаких заметных особенностей в скольжении не наблюдалось.
Характеристики сваливания
В первую очередь проверялись нормальная и посадочная конфигурации в горизонтальном полете (приборная скорость начала сваливания 72 км/ч, минимальная скорость 67 км/ч: скорость сваливания в вираже с креном 30 гр. – 85 км/ч, и в полете со скольжением 10 гр. – 76 км/ч).
При передней центровке (12 – 15 %) при отсутствии скольжения выйти на сваливание было невозможно ни статическим, ни динамическим образом. Не было отмечено существенного изменения уровня шума или нестабильности управления по тангажу.
При центровке между 10 и 12 % при сваливании наблюдалось легкое покачивание. Переход на закритический угол атаки был, однако, терпимым. Весь переход был относительно длительным. Сваливание при полете со скольжением происходило с запаздыванием, а в вираже – на внутренней консоли крыла. В обоих случаях положительное отклонение руля высоты и скоростной напор были небольшими (меньше располагаемых).
При центровке менее 10 % перетягивание ручки было связано с сильным движением по крену, почти сразу же переходившим в штопор. При турбулентной атмосфере из-за недостаточного предупреждения о сваливании это происходило внезапно.
При штопоре угол тангажа был около 60-80 гр. , а скорость вращения выше, чем у обычных планеров. Потеря высоты за виток была около 100 м. При отклонении руля поворота против вращения и даче ручки вперед вращение сразу прекращалось. Затем планер переходил в режим скольжения, и это способствовало повторному штопору в направлении, противоположному начальному. Чтобы безопасно выйти из штопора, при остановке вращения сначала нужно было устранить скольжение (руль поворота в направлении начального вращения), в первую очередь, выровняв аппарат.
Для улучшения характеристик на закритических углах были изменены углы отклонения закрылков-рулей высоты: внешнего на -1 гр., внутреннего на +1 гр. Вследствие этого эффективная крутка внешних консолей возросла на 1 гр.
Испытания с оклеиванием поверхности ворсинками показали, что в самом деле (как и задумывалось) срыв происходил сначала на средней части крыла, затем внешние консоли, и далее почти одновременно по всей поверхности, еще до «клевка». Наблюдалось существенное поперечное обтекание.

Для центровки 10 % была сделана попытка улучшить характеристики сваливания для внешних частей консолей путем применения аэродинамических гребней, установленных у начала обоих закрылков. Гребни занимали 40 % САХ (участок до задней  кромки), имели высоту 120 мм и не показали существенного улучшения. Затем гребень видоизменили: теперь он загибался вокруг передней кромки и доходил до 10 % САХ на нижней поверхности (высота гребня внизу была 50 мм).
После этой модификации планер не имел проблем в полете с виражом с креном 45 гр., без скольжения и полностью взятой на себя ручке управления. При наличии скольжения наблюдались колебания по крену. Они медленно возрастали, и по освобождении руля высоты прекращались. Не исключался клевок с последующим штопором.
При уменьшении центровки до 9 % был облетан режим стационарного угла атаки, на котором была заметна плохая зависимость коэффициента подъемной силы Cy от угла атаки для внешних консолей с отрицательным углом закрылков. Из-за потерь подъемной силы на внешних консолях и связанного с ним изменения продольной балансировки при стационарном «перетягивании» аппарат клевал молниеносно и сваливался с потерей высоты. На основании этого для внешних частей руля высоты был принят угол 4 гр. вверх, и 2 гр. – для внутренних секций.
Это изменение устранило описанный выше эффект, но ограничило максимально допустимую переднюю центровку 10 %. При высокой статической устойчивости расход руля высоты был слишком ограничен, чтобы выйти из спутной струи самолета-буксировщика.
Новое ограничение максимально переднего положения ц.м. позволило уменьшить передаточное соотношение для руля высоты (фактор 1,2), чтобы уменьшить чувствительность аппарата к управляющим усилиям по танажу.
При дальнейшем уменьшении запаса статической устойчивости до 5,5% САХ после сваливания аппарат переходил в режим стационарного штопора. Угол тангажа при этом был около -50 гр. Вращение длилось около 3 с, потеря высоты – около 130 м. Вывод из штопора был возможен только при совместном использовании элеронов и руля поворота против вращения, плюс небольшое отклонение руля высоты на пикирование. Дача элеронов в сторону вращения приводила к существенному увеличению скорости вращения. Влияние положения руля высоты было слабым, но полезным. После пяти полных витков для вывода при правильном выполнении операций требовалось еще до одного витка.
В заключение остается упомянуть, что при еще большем смещении назад ц.м. (минимум 4,5% САХ запаса устойчивости) из штопора можно выйти только при выпуске шасси (это смещает ц.м. на 1 % вперед).
Калибровка скорости
Размещение приемника статического давления в задней части фюзеляжа оправдало себя во всех режимах. Несмотря на это, одно испытание результирующего давления показало, что при большом угле атаки показания скорости занижаются. После изменения угла установки трубки ПВД разница приборной и истинной скорости составила 2 км/ч в диапазоне 72-180 км/ч (2,8 % для минимальной скорости).
Посадочная глиссада и посадка
Выпуск тормозных щитков не приводил к изменению момента. При увеличении вылета стоек шасси и применении третьей створки скорость снижения при полностью выпущенных щитках возросла с 3,2 до 4,5 м/с.
При выравнивании и выдерживании из-за малого клиренса средней части крыла влияние экрана было хорошо заметно. Кроме этого, других особенностей не было.

Как видно, аппарат оказался "с норовом". Склонность к внезапному штопору предопределила полеты на нем только опытных пилотов. Кроме того, были развернуты работы по применению парашютной системы спасения. Она размещалась в фюзеляже позади пилота. Были проведены испытания сбросом макета фюзеляжа (с имитацией крыла балкой с соотв. массой), вполне успешно. Для предохранения пилота под сиденьем устанавливался амортизирующий разрушаемый блок.

Еще одна неприятная особенность схемы "бесхвостка" - это малая база шасси в сочетании с небольшим моментом инерции (об этом упоминается еще в учебниках 30-х гг.). В результате SB-13 при полетах на соревнованиях частенько повреждал носовую стойку. Это сильно ограничивало его возможности в полетах "кросс-кантри" и при посадках вне аэродрома.