тягой на малых высотах, будет nу=1,4-1,45; заметим, что при более
точном расчете максимальная  подъемная сила оказалась равной около  8000 кГ.
Указанная перегрузка  позволяет  делать  виражи с креном до  45o;
практически делались виражи, видимо, более пологие. При крене 30o
и скорости 90 км/час мы получим радиус виража около 110 м и время совершения
полного круга, равное 28-30 сек.
     При запасе топлива 500-600 кг время  полета будет равно  5--  6  час, а
дальность полета 400-450  км;  при перелете, выполненном  в  1914 г.,  запас
топлива  был доведен до 940 кг  и было покрыто расстояние 700 км за 7 час 25
мин. Это дает  среднюю скорость 94 км/час, часовой  расход топлива около 120
кг/час (часть топлива, видимо,  оставалась неизрасходованной) и километровый
расход  не  более  1,35 кг/км. Это  близко к  его  величине,  полученной  по
расчету.
     Перейдем к  рассмотрению вопросов управляемости и устойчивости. На рис.
9  показаны для  сравнения схемы  самолетов  "Илья  Муромец"  и  Ил-18.  Оба
самолета  имеют одинаковую  площадь  крыльев, близкие  по  значению  размахи
крыльев  и  почти  одинаковые площади  горизонтального оперения. Бросается в
глаза прежде всего то обстоятельство, что фюзеляж и двигатели самолета "Илья
Муромец"  едва  выдаются  вперед за  крыло, в  то  время как  почти половина
фюзеляжа самолета  Ил-18 выдвинута вперед  и  двигатели тоже сильно вынесены
вперед.  Длина  самолета  Ил-18  в  два  раза  больше  длины  самолета "Илья
Муромец".

     Рис. 9. Схемы самолетов "Илья Муромец" (а) и Ил-18 (б)
     Когда  разрабатывался  самолет "Илья Муромец", еще  не  были выработаны
критерии  для  суждения  об устойчивости  и  управляемости самолетов.  Были,
конечно,  некоторые теоретические  соображения, но  оценку свойств  самолета
давал  летчик,  исходя из особенностей  его пилотирования. Вопросам развития
идей и теорий  по обеспечению  устойчивости  и  управляемости  самолетов  мы
посвятим специальную  работу. Здесь мы попытаемся дать оценку самолета "Илья
Муромец", исходя из основных современных критериев.
     Выявление характеристик этого самолета в отношении его управляемости  и
устойчивости представляет большой интерес, поскольку самолет был  достаточно
тяжелым, своеобразным по схеме, и опыт его эксплуатации в  полете достаточно
велик. К сожалению, не сохранилось каких-либо материалов, расчетов и отзывов
летчиков, и поэтому мы вынуждены прибегать к расчетам, которые, естественно,
довольно приближенны.
     Первый вопрос,  который приходится  решать конструктору для обеспечения
управляемости  самолета, это выбор площади рулей и их расстояния  от  центра
тяжести самолета.  Этот  вопрос  решается  исходя из  практики строительства
самолетов, т.  е.  из  статистики. Статистика  дает  значительные  колебания
величин относительных площадей органов управления и конструктор делает выбор
в соответствии с особенностями своего замысла.
     Когда самолет начинают испытывать в полете, площади  органов управления
часто подвергаются изменениям.
     Площадь  горизонтального  оперения  самолета  "Илья Муромец" составляет
около  23%  площади  крыла  и  потому его следует  оценить как  относительно
большое по величине.  Плечо оперения составляет около  40% размаха  крыльев,
что близко к среднему значению этой величины.
     Следующий  очень  важный  вопрос -- это выбор положения центра тяжести.
Ему всегда  уделяли  много  внимания,  но  в ранние  годы  развития  авиации
критерии выбора положения  центра  тяжести  еще  не были надежно обоснованы.
Конечно,  и  тогда хорошо  понимали,  что центр  тяжести должен  совпадать с
центром давления  системы "крыло-оперение". Существовали  три  основных типа
продольной  балансировки -- с  несущим  стабилизатором, с  нейтральным  и  с
отрицательным. Для  самолета "Илья  Муромец" был выбран первый тип и поэтому
стабилизатор был  поставлен  примерно  с таким же установочным углом,  как и
крыло, и профиль стабилизатора был близок к профилю крыла.
     Прилагая в центрах давления крыла  и оперения силы, пропорциональные их
площадям,  и складывая  их, мы получим общий центр  давления,  где и  должен
находиться центр тяжести. Проделав этот расчет, мы получим точку, лежащую на
расстоянии, равном 90% длины хорды крыла, от передней кромки. Иными словами,
центровка самолета была около 90%, что по современным взглядам нужно оценить
как чрезвычайно заднюю Примерный расчет  положения центра тяжести дал  такое
же значение.
     Идея несущего  оперения впоследствии была отвергнута.  Развитие  теории
крыла показало,  что  за  крылом  имеется  скос потока  и что  стабилизатор,
установленный под  тем  же  углом,  что и  крыло,  будет  иметь  значительно
сниженную подъемную  силу,  а центр  давления самолета будет смещен  вперед.
Установка стабилизатора под углом, большим, чем угол установки крыла, опасна
из-за возможности  затягивания самолета в пикирование,  и это обстоятельство
было  давно известно. Однако самолет "Илья Муромец" летал с указанной задней
центровкой, а недостаток подъемной силы стабилизатора восполняли отклонением
вниз мощного руля высоты.
     Согласно  принципам  балансировки  самолетов, которые  были  развиты  в
период 1920-- 1930 гг.,  центр тяжести  самолета  должен  находиться впереди
точки,  называемой  аэродинамическим  фокусом  самолета.  Положение   фокуса
определяется  следующим образом. Предположим, что мы  увеличиваем угол атаки
самолета на небольшую величину; тогда получим приращения подъемных сил крыла
и оперения DYкр и  DYго; прилагаем их в точках  фокуса
крыла и оперения, которые находятся  на расстояниях, равных 1/4  длины хорды
(соответственно крыла  и  оперения), и складываем как  параллельные силы; их
равнодействующая и пройдет через фокус. Особенность расчета положения фокуса
состоит  в  том, что нужно учесть величину удлинения крыльев при определении
приращения Су и учесть воздействие крыла на оперение.
     Применительно к самолету  "Илья Муромец" мы  получим следующее. Пусть у
крыла приращение подъемной силы  DYкр=1000;  тогда у  оперения мы
получили  бы меньшее приращение --  соответственно  меньшей площади,  равное
0,23DYкр,  но  вследствие  того,  что   оперение  имеет   меньшее
удлинение, приращение будет еще меньше, и составит 0,17DYкр.

     Рис. 10. Схема центровки самолета "Илья Муромец"
     При увеличении угла  атаки  крыла  усилится  и скос  потока  за крылом,
который составит около 35% угла атаки, и  соответственно снизится приращение
подъемной   силы    оперения.    В   итоге   получим    DYго=0,11
DYкр=110.  Определяя положение фокуса самолета (рис. 10), получим
его на расстоянии 1,25  м  позади фокуса крыла, или на расстоянии 1,88 м  от
передней  кромки крыла.  Это  составит 0,75 длины  хорды  крыла и, значит, в
итоге  центр  тяжести  оказался  не впереди  фокуса,  а  позади  него --  на
расстоянии, равном 15% длины хорды крыла.