Авиация и космонавтика 2013 01

Особенностью Су-17 являлось поведение при торможении в околозвуковом диапазоне: реагируя на взятую на себя ручку и энергично создаваемую перегрузку, гасившую скорость, самолет мог продолжать самопроизвольно увеличивать перегрузку, что воспринималось летчиком как неустойчивость машины или «подхват» с самопроизвольным кабрированием самолета, норовящего лезть вверх, задирая нос без его участия. Само по себе торможение, естественно, не являлось самоцелью, однако обычным образом сопровождало маневрирование и пилотаж, будучи спутником виражей, горок и прочих энергичных эволюций, выполняемых летчиком как с учетом скорости, так и ощущаемой перегрузки (как известно, опытный летчик чувствует машину собственным задом). В частности, ввод в пикирование с разворота или горки сопровождался предварительным гашением скорости на маневре и выходом на перегрузку, обычно до «пятерки». Явление особенно ярко проявлялось при большой стреловидности крыла, когда заброс перегрузки достигал полуторакратного значения от первоначально созданного летчиком: так, при стреловидности 63° взятие ручки на себя с обычной пилотажной перегрузкой +5 забросом выводило перегрузку на уровень +7,5 (порядка предельного по прочности или границы сваливания). При маневрах на сверхзвуке ощущаемая перегрузка даже могла ввести летчика в заблуждение, поскольку поначалу она слегка уменьшалась по мере гашения скорости и тот мог попытаться «подтянуть» перегрузку для сохранения ее расчетного уровня, что коварным образом увлекало машину в резкий «подхват». Выход на срывной режим был достаточно критичным: при маневрах на высотах более пяти километров с перегрузкой, превышавшей +4, «подхват» при отсутствии реакции летчика практически непременно загонял самолет на запредельные углы атаки. Эффективность элеронов при этом значительно снижалась, затрудняя парирование опасных кренов, и для предохранения от сваливания следовало, прежде всего, уменьшить угол атаки, рулями высоты опустив нос машины для восстановления управления.

Причиной «подхвата» было известное явление местных срывов потока на крыле с увеличением угла атаки. В результате в этих зонах (обычно в концевой части крыла) подъемная сила проседала, тогда как на остальной несущей поверхности она продолжала расти и центр давления смещался вперед, приводя к изменению балансировки и потере статической устойчивости по перегрузке. Сходная картина развивалась при гашении скорости до уровня дозвуковой, сопровождаемом перераспределением давления на крыле. «Рецепт» избавления от неприятностей в поведении самолета диктовал естественные меры в управлении: следовало избегать перетягивания ручки и не допускать ее резких движений с забросами-жкрючками» при маневрировании. При опасности попадания на грань критических углов и неустойчивости по перегрузке требовалось избегать крайних режимов, уходя от них своевременной дачей ручки вперед, для чего обычно хватало небольшого ее перемещения.

Положение дел со сваливанием отнюдь не было сугубо отечественной неприятностью: даже при современных системах предупреждения и автоматизации управления по этим причинам в мире разбивалось до 20 % от общего числа потерянных машин. К 70-м годам число одних только «Фантомов», утраченных в США по причинам, связанным со сваливанием и срывом в штопор, дошло до полусотни. Можно процитировать мнение английского летчика-испытателя Г. Пауэлла: «Штопор всегда связан с риском, а на современных самолетах он часто представляет настоящую опасность. Потеря высоты при штопоре происходит так быстро, что в случае, когда обычные средства вывода самолета из штопора окажутся неэффективными, летчику не остается ничего другого, как покинуть самолет». Многие летчики-испытатели считали, тем не менее, что учить выходу из штопора и пилотированию на грани срыва можно и нужно, однако возобладал иной подход и по условиям безопасности само приближение к подобным режимам расценивалось как предпосылка к летному происшествию. В отношении Су-17 недвусмысленно указывалось: «Основное внимание при подготовке летчиков целесообразно уделять не обучению выводу из штопора, о умению предотвращать попадание самолета в этот режим. Это в наибольшей степени справедливо для ИБА с ее рабочими высотами».

Однако не стоит торопиться с обвинениями службы безопасности полетов в избыточной перестраховке. Не лучше обстояло дело и за рубежом: американцы, например, ограничивались ознакомлением летчиков с поведением самолетов в штопоре демонстрацией фильма, снятого при испытаниях, в летной практике ни под каким видом не допуская выхода на опасные режимы.

Положение с Су-17 усугублялось еще и тем, что самолет не отличался четкими предупреждающими свойствами о приближении к опасным режимам, свойственными другим машинам, у которых при этом начиналось покачивание с крыла на крыло и аэродинамическая тряско, вызванная началом местных срывов потока (как то было у Су-7). Слабая тряска Су-17 проявлялась при крыле в положении 30°, однако при большей стреловидности она практически отсутствовала и летчик был лишен привычных предупредительных ощущений, сопутствующих выходу на срывной режим. Применительно к Су-17 вывод из штопора даже у опытных летчиков- испытателей и без особых условий отнимал от 2700 м до 5400 м высоты, соответственно, при полетной высоте порядка 3000 м (а то и все 6000 м) ее запаса для вывода могло уже и не хватить.

У самолетов первых серий с односторонним расположением ПВД их выступающие штанги служили инициатором срыва потока воздуха. Он возникал по месту установки ПВД с одной стороны, справа, уже при скоростях 350-400 км/час приводя к развитию несимметричного обтекания, сопровождавшегося уводом носа влево и переходом в левый крен, которые требовалось парировать рулем и элеронами. Валясь на крыло, разбалансированный в путевом и поперечном отношении самолет входил в штопор опасного характера, поскольку ручка и педали уже при срыве оказывались отклоненными до половины хода. Вращение в левую сторону отличалось от правого штопора и в некоторых случаях, по мнению даже опытных инструкторов, «вывод из штопора оказывался невозможным, в том числе и самыми сильными методами» (что уж говорить о строевых летчиках средней квалификации).

Машины с симметричным расположением пары ПВД вели себя более «корректно», допустимые скорости полета стали ощутимо ниже, а штопор у них носил устойчивый характер. Несложное конструктивное новшество привело к разительным изменениям в поведении самолета. Испытатели демонстрировали поведение самолета в горизонтальном полете с полностью выбранной на себя ручкой и погашенной до предела скоростью, при которых Су-17 все еще не валился, а начинал парашютировать с легким покачиванием по крену с вертикальной скоростью 40-50 м/с (впрочем, термин «парашютирование» здесь звучал довольно условно, относясь к более-менее равномерному спуску – именно с такой скоростью человек летит вниз в свободном падении…) При вертикальных пространственных маневрах Су-17 доводили до полной потери скорости в верхней точке фигуры, однако при грамотном управлении самолет и при этом не сваливался на крыло, а опускал нос и переходил в пикирование. О близости к сваливанию самолет предупреждал начинающейся раскачкой по крену и рысканию. Попадание в штопор выглядело равномерным, со снижением раскачкой, подобно падению листа по спирали, со скоростями по прибору 150-200 км/час, иногда – до нуля вследствие срыва потока и искажения показаний ПВД. Для вывода из нормального и перевернутого штопора при всех положениях крыла считалось достаточным поставить ручку и педали в нейтраль, после чего самолет послушно и без запаздывания прекращал вращение и переходил в пикирование. Тем же способом, наиболее простым и доступным, предупреждалось развитие штопора при сваливании, из которого Су-17 выводился с потерей высоты в горизонтальном полете порядка 1500-3000 м.

Сами рекомендации по пилотированию Су-17 на малых скоростях претерпели любопытную трансформацию. Поначалу на основании теоретических выкладок считалось, что выход на минимальную эволютивную скорость самолета с сохранением управляемости, установленную равной 300 км/час, допускается при полете со стреловидностью 30°, тогда как в полете со сложенным крылом допустима скорость полета не менее 400 км/час, что выглядело вполне обоснованным с точки зрения обеспечения наилучших несущих свойств при прямом крыле, достижимых даже при небольших скоростях. Однако при этом появление все тех же вихрей по изломам передней и задней кромки способствовало возникновению срывных явлений, что делало небезопасным пилотирование на малых скоростях и сопутствующих им больших полетных углах. При «чистой» в плане конфигурации сложенного на большую стреловидность крыла (казалось бы, априори менее несущего по площади, относительной толщине и прочим аэродинамическим параметрам) бессрывное обтекание сохранялось до выхода на повышенные углы, позволяя самолету держаться на меньших скоростях. Соответственно, было установлено, что Су-17 при крыле в положении 63° может выходить на углы атаки до 22° на больших скоростях и 20° на малых без риска подхвата и выхода на критические режимы; крылу в положении 30° и 45° соответствовал допустимый угол атаки 20° в полете без подвесок и 18° – в полете с подвесками.