летчика снизилась еще больше  и дошла до одного процента  и даже менее того.
Интересно, что полетный вес одноместных реактивных истребителей  1950-- 1955
гг. стал  даже  выше,  чем вес многоместного тяжелого  бомбардировщика "Илья
Муромец" 1914-- 1918 гг. Однако возможности для спасения летчика  ухудшились
в  связи  с  трудностью покидания самолета  на большой  скорости. Тогда были
разработаны  катапультные  кресла,   при  помощи  которых  летчик  буквально
выстреливался  из  самолета.  Эти  выстреливания  подвергают  летчика  таким
нагрузкам,  которые ранее были бы признаны как весьма опасные для жизни. Но,
если  условия полета все усложняются -- в связи с  ростом высоты и скорости,
-- то средства спасения соответственно совершенствуются.
        "ХАРАКТЕРИСТИКИ МАНЕВРЕННОСТИ"


     Если   мы   хотим   рассмотреть,  как   совершенствовались  маневренные
характеристики   самолетов,  то  необходимо  начать  с  частных  показателей
маневренности.  Можно  судить   о   маневренности  по  минимальной  кривизне
траектории  1/r,  которую  может описать самолет; однако, в  полете измерить
радиус r  довольно трудно. Более удобным критерием является время совершения
полного круга t или угловая скорость, достигаемая при длительном  развороте,
w=V/r.
     Характеристики маневрирования можно рассматривать с двух позиций.
     Первая из них  основана  на  том, что маневрирующие самолеты занимаются
взаимным преследованием, стараясь зайти друг  другу "в хвост" для выполнения
стрельбы  из  оружия,  установленного  примерно по  линии  полета. Этот  вид
стрельбы  обладает   очень   высокой  прицельностью.   В   указанном,  очень
характерном,  виде   маневрирования  оба   самолета  движутся  по   примерно
одинаковым   траекториям   с   приблизительно   одинаковыми   скоростями   и
перегрузками. Однако некоторые  различия  в их движении есть,  и мы их далее
рассмотрим.
     Вторая позиция основана на рассмотрении  характеристик маневрирования в
связи  со способностью самолета  проявить инициативу для начала  боя  и  для
выхода  из него.  Так, возможен  случай, когда самолет может  успешно  вести
маневрирование  при  взаимном преследовании, но не может прекратить боя, так
как  при попытке  это сделать  он будет  атакован  противником. И, наоборот,
самолет  может обладать  такими  свойствами, которые  дают  ему  возможность
атаковать противника, но делают  его менее маневренным  в условиях взаимного
преследования.
     Маневрирование самолета связано с  искривлением траектории его движения
в   вертикальной  и  горизонтальной  плоскостях,  а  это  требует  изменения
подъемной  силы,  и  в  основном  ее  увеличения.  Изменение  подъемной силы
оценивается  коэффициентом   перегрузки  ny=Y/G.   По   известным
значениям коэффициента перегрузки  ny,  скорости полета V, высоты
h,  угла  наклона траектории q и угла крена g можно найти  радиусы  кривизны
траектории. Так, в случае виража с утлом крена g мы получим значения радиуса
и угловой скорости:

     Для  характеристики скорости полета  и возможности создания  перегрузки
удобно  принять  кинетическую  высоту  hк=V2/2g, тогда
аэродинамическое условие создания перегрузки можно представить в виде
     Складывая  hк с высотой  h,  получим высоту  уровня  энергии
hэ=h+hк.  Высота полета  определяется  геометрическими
характеристиками  траектории; величина hэ  определяется  приходом
энергии   от  двигательной  группы  и  ее   расходом   на   преодоление  сил
сопротивления. Важнейшим уравнением полета является характеристика изменения
энергии по пути, т. е. производная уровня энергии по пути:

     Подставляя выражение для  силы сопротивления  Q через  подъемную  силу,
деленную на аэродинамическое качество, получим

     При маневрировании, в зависимости от характеристики энерговооруженности
самолета N/G, его аэродинамического качества на режиме маневра КА
(которое  может  и  не быть  максимальным) и  от  перегрузки, которую летчик
создает,   действуя   рулем   высоты   nу,   мы  можем   получить
положительное или отрицательное изменение энергии, т. е. nx будет
положительным  или  отрицательным. В  частном случае есть такой  маневр, при
котором  nx колеблется  около нулевой  величины,  и  этому  будет
соответствовать некоторое  значение коэффициента  перегрузки nya.
Эта  величина  максимальной перегрузки nyа при условии сохранения
энергии  hэ  =const  является  важнейшим  фактором,  определяющим
маневренные возможности самолета.
     Способ определения nya для конкретных значений высоты полета
и веса самолета излагается в курсах динамики полета. Однако для  определения
nya есть более простой  путь.  В  статье о тяжелых  самолетах  мы
приводили выражение для максимальной подъемной силы, которую может развивать
самолет в течение длительного времени, т. е. при постоянстве энергии:
     Ymax=Ky(Nl)2/3(r/ro)
1/3
     При               винте               фиксированного               шага
Ky~6,8(KA)1/3,  при винте изменяемого шага,
дающего  увеличение   коэффициента  полезного  действия   винта  и  мощности
двигателя       благодаря      повышению      его       числа      оборотов,
Ky~7,2(KA)1/3.  В итоге  получим  выражения
для  максимального коэффициента перегрузки  самолетов выпущенных ранее  1935
г., с винтами фиксированного шага:

     Для  самолетов более позднего  выпуска  с  винтами изменяемого в полете
шага, обеспечивающими постоянство оборотов двигателя, получим

     Поскольку аэродинамическое качество КA входит в  формулу под
кубичным корнем, его можно определять довольно грубо.
     Полетный   вес   самолета  складывается   из   веса  пустого   самолета
G0, в который входят  вес конструкции, вес двигательной установки
и вес части  оборудования, которое необходимо для  полета, независимо от его
назначения. Это оборудование обычно называют несъемным, в  отличие от другой
части оборудования,  которое включается в нагрузку. В величину G0
входят и веса баков, трубопроводов, электропроводки  и т. п.,  т. е.  всего,
что относится к конструкции самолета и не предназначено для легкой съемки.
     В вес  самолета входит, кроме того, вес топлива GT,  который
обычно  выражают в виде доли  от полного  веса GT/G. Третью часть
полетного  веса составляет вес нагрузки  Gнaгp, в который  входят