Author: Шавров В.Б.
Tags: техника средств транспорта воздушный транспорт авиация и воздушные соединения воздушные линии и аэропорты самолетостроение авиастроение история самолетостроения
ISBN: 5-217-00477-0
Year: 1988
Text
В. Б. Шавров
ИСТОРИЯ
КОНСТРУКЦИЙ
САМОЛЕТОВ
В СССР
1938-1950гг.
(МАТЕРИАЛЫ К ИСТОРИИ
САМОЛЕТОСТРОЕНИЯ)
2-е издание, исправленное
Москва
МАШИНОСТРОЕНИЕ
1988
ББК 39.53
Ш14
УДК 629.135.2.19.01 (09)
Редакторы: Ю. В. Засыпкин, К- Ю. Косминков, И. Г. Султанов
Шавров В. Б.
Ш14 История конструкций самолетов в СССР 1938—1950 гг.
2-е изд., исправл.— М.: Машиностроение, 1988.—568 с.: ил.
ISBN 5-217-00477-0
В книге дан исторический обзор самолетов, созданных и эксплуатировавшихся
в СССР с 1938 до 1950 г.
Автор, в прошлом известный советский конструктор самолетов, продолжает
рассказ, начатый в его книге «История конструкций самолетов в СССР до
1938 года» (3-е изд. 1985 г.).
Собранный автором материал представляет большую ценность. В книге
приведены с возможной по имеющимся материалам полнотой и достоверностью
основные характеристики и особенности конструкций самолетов, созданных за этот
период.
Во второе издание (1-е изд. 1978 г.) внесены некоторые уточнения.
Справочник для широкого круга читателей.
Ш
3606030000-401
~038(01)-88
Без объявл.
ББК 39.53
ISBN 5-217-00477-0
© Издательство «Машиностроение», 1978
© Издательство «Машиностроение», 1988,
с исправлениями
ОТ ИЗДАТЕЛЬСТВА
Предлагаемая читателю книга написана известным
советским авиаконструктором Вадимом Борисовичем Шавровым,
создателем известного в довоенные годы самолета-амфибии Ш-2.
В. Б. Шавров долгие годы собирал материалы по всем советским
самолетам — серийным, опытным, построенным в единственном экземп-
ляре, летавшим и нелетавшим, удачным и неудачным, оставшимся
в рабочих чертежах или только в аванпроектах, модернизированным
и перестроенным на ремонтных заводах, в частях Военно-Воздушных
Сил и на предприятиях гражданской авиации. Поэтому в книгах
В. Б. Шаврова1 описаны (или упомянуты) практически все отечественные
самолеты, построенные до 1950 года — до начала эры сверхзвуковой
реактивной авиации.
Автор с доступной ему полнотой приводит описания самолетов,
излагает некоторые события, определившие начало тех или иных раз-
работок, приводит краткие сведения о конструкторах самолетов.
Подробнейшее изложение фактического материала по всем отечест-
венным самолетам, построенным до и во время Великой Отечественной
войны, а также в период перехода от авиации поршневой к авиации
реактивной,— несомненная заслуга автора. Однако в книге часто не
делается различия между летно-техническими характеристиками само-
летов, которые строились в тысячах и десятках тысяч экземпляров,
прошли боевую проверку на фронтах Великой Отечественной войны
или в условиях длительной массовой эксплуатации, и характеристиками
самолетов, построенных в нескольких экземплярах. В ряде случаев
суждения автора субъективны, он тяготеет к необычным конструкциям,
рассматривает и оценивает самолеты, как правило, только по линии
конструктивных решений, оставляя в стороне вопросы аэродинамики,
механики полета, боевого применения или эксплуатации. История
формирования идей и направлений развития самолетостроения в книге
не показана — такой задачи автор перед собой не ставил.
В книгу включены описания некоторых самолетов, время создания
которых выходит за хронологические рамки 1938—1950 гг., если они
по какой-либо причине не попали в первую книгу автора. В обозначениях
самолетов не всегда соблюдается единство. Во многих случаях сообщае-
мые автором сведения о самолетах или событиях основываются на
личных воспоминаниях автора, на воспоминаниях участников этих
1 См. также первую книгу В. Б. Шаврова «Истории конструкций самолетов
СССР до 1938 года» (М., «Машиностроение», 1985).
событий, поэтому не все сведения могут быть подтверждены докумен-
тально и служить официальным справочным материалом.
Вадим Борисович не смог закончить работу над книгой. Болезнь
и смерть, последовавшая 23 декабря 1976 г., прервали его работу.
Верстка первого издания книги (1978 г.) была просмотрена многими
участниками создания и испытаний описанных в ней самолетов.
Основные даты, характеристики самолетов, названия и принадлеж-
ность организаций и другие фактические данные были, насколько это
оказалось возможным, сверены с архивными материалами и в ряде
случаев уточнены.
Все правки, внесенные в книгу после кончины автора, касались,
кроме уточнения фактического материала, только тех мест книги,
которые могли допустить неверное толкование. Стиль автора, его
терминология и весь объем сообщаемых им фактических сведений
остались без изменений.
В. Б. Шавровым внесен значительный вклад в дело создания истории
отечественной авиации, фактический материал его книг послужит базой
для дальнейших углубленных исследований. Могут быть различные
точки зрения (в том числе и отличные от точки зрения автора книги)
на место и значимость, достоинства или недостатки того или иного
самолета, на роль того или иного конструктора и ОКБ. Однако книга,
в целом содержащая богатый фактический материал, собранный
воедино автором, будет хорошим подарком всем интересующимся
авиацией.
За время, прошедшее после выхода в свет первого издания книги,
был опубликован ряд материалов по истории отечественной авиации.
Их анализ позволил редакторам настоящего издания инженерам
Ю. В. Засыпкину, К- Ю. Косминкову и И. Г. Султанову исправить
обнаруженные ошибки и неточности. По просьбе издательства И. Г. Сул-
тановым внесены необходимые исправления и добавления в схемы само-
летов, а в ряде случаев представлены схемы, отсутствовавшие в первом
издании. Книга снабжена обстоятельными указателями, составленными
Ю. В. Засыпкиным.
Уточнения вносились только на основании документов и с полным
уважением к стилю автора и его оценкам конструкций самолетов и отдель-
ных событий.
Большую помощь редакторам при подготовке рукописи оказали
В. Н. Гончаров, Н. Т. Гордюков, Ю. А. Егоров, Ю. X. Заниборщ,
В. П. Кондратьев, И. П. Спивак, А. Т. Степанец, Герои Советского
Союза Ю. А. Антипов и А. Н. Грацианский.
ПРЕДИСЛОВИЕ К ПЕРВОМУ ИЗДАНИЮ
В 1969 г. в издательстве «Машиностроение» вышла моя
Книга «История конструкций самолетов в СССР до 1938 года».
Настоящая книга — ее продолжение. И цель осталась той же: дать
Систематизированный обзор отечественных самолетов следующего периода —
до 1950 г.
Однако этот период отличается от предыдущего (до 1938 г.): это уже
годы большей зрелости нашей авиационной конструкторской мысли, время
более развитой авиапромышленности.
В книге дано описание (конструкция, характеристики, время выпуска и т. п.)
самолетов и их модификаций.
Описание конструкций дано в хронологическом порядке.
Развитие показано в сопоставлении конструкций, что позволяет выявить
тенденцию смены типов и конструктивных форм в ходе эволюции самолетов.
Сведения о двигателях, оборудовании и вооружении даются лишь в объеме,
Йеобходимом для характеристики самолетов. Эти элементы самолета в книге
подробно не рассматриваются. Не рассматривается и авиапромышленность
в целом.
Исходными материалами при написании предлагаемой книги служили
описания серийных самолетов, инструкции по эксплуатации, отчеты по испытаниям,
Материалы периодической печати и авиационных музеев (Центральный дом
авиации и космонавтики имени М. В. Фрунзе, Музей авиационной техники
Ввс при Военно-воздушной академии им. Гагарина в г. Монино, Научно-
Йемориальный музей Н. Е. Жуковского и др.).
Использована также обширная мемуарная литература, воспоминания
ййогочисленных участников и свидетелей создания и применения самолетов
(конструкторов, летчиков, техников), в том числе и участников Великой
Отечественной войны.
,) Такие воспоминания, на наш взгляд, особенно важны при оценке техники.
( , В настоящее время интерес к истории нашей науки и техники, в том
числе авиационной, сильно возрос. Коллективы заводов, институтов, конструктор-
ских бюро хотят знать свою историю.
Создание такого труда, естественно, не было бы возможным без помощи
многих ветеранов советской авиации. Автор выражает им глубокую благо-
дарность.
Автор
Глава 1
САМОЛЕТЫ ПРЕДВОЕННЫХ ЛЕТ
В эту первую главу должны были войти лишь само-
. леты двух-трех предвоенных лет, однако в нее пришлось включить и
самолеты, выпущенные в 1934—1938 гг., но не вошедшие в первую
книгу. Такое отступление сделано в интересах читателя с целью
сохранения непрерывности изложения.
В 1936 г. наша военная авиация занимала ведущее место в мире.
Передовыми были истребители И-15 и И-16 (серийный выпуск их только
начался), ДИ-6, бомбардировщики СБ и ДБ-3, разведчики Р-10, учеб-
ные УТ-2 и другие опытные образцы. Еще не совсем устарел самолет
ТБ-3, могли служить и самолеты Р-5. Это благополучное положение,
подкрепленное рядом рекордов и выдающихся перелетов (породившее
самоуспокоенность некоторых работников и даже зазнайство), неожи-
данно и быстро кончилось осенью 1938 г.— в испанской войне выяснилось
отставание в скорости и вооружении (начавшееся уже в 1937 г.) наших
истребителей от нового немецкого «Мессершмитта- 109Е». Самолеты ТБ-3
И Р-5 уже перестали удовлетворять требованиям времени. На Халхин-
Голе выручило появление самолета И-153 и новых модификаций
самолета И-16, но этого было мало для встречи с более серьезным
Противником. Война с Финляндией подтвердила этот вывод.
Необходимы были самые срочные меры, «бросок» вперед для пре-
одоления этого отставания в условиях явственного приближения войны
с фашистской Германией.
Решениями Коммунистической партии и Советского правительства
был расширен фронт опытных работ. В 1939 г. был выдан ряд заданий
на новые самолеты, особенно истребители, были организованы новые
ОКБ из молодых специалистов.
Работа по созданию опытных самолетов пошла энергично: уже
В начале 1940 г. было построено и испытано более десятка опытных
истребителей, из которых наиболее удачными оказались три — И-26,
И-200 и И -301. Еще в ходе испытаний они были улучшены, затем
переименованы в Як-1, ЛаГГ-3 и МиГ-3 и тут же пущены в серийное
и массовое производство на нескольких заводах сразу, даже без полной
доводки. Это было «второе поколение» истребителей-монопланов
после И-16. Скорость их достигала и превышала 600 км/ч на расчетной
высоте полета. Успех этот стал возможен потому, что к этому времени
наша промышленность освоила и начала выпускать новые двигатели
М-100, М-103, М-105, AM-35, АМ-38, М-82, М-71 и другие мощностью
До 2000 л. с. Кроме истребителей были созданы скоростные пикирующие
бомбардировщики Пе-2 и Ту-2, бомбардировщики Йл-4, Ер-2 и ТБ-7
(Пе-8), штурмовик Ил-2, разведчик Су-2 и др.
7
И именно потому, что уровень, достигнутый нашей авиационной
наукой и промышленностью к 1939 г., был достаточно высоким, удалось
в короткий срок, всего за два года, создать совершенно новые и вполне
современные образцы истребителей, бомбардировщиков, штурмовиков и
подготовить базу для их массового производства. К 1941 г. был в основном
обеспечен набор необходимых типов боевых самолетов.
Однако их массовый выпуск еще только начинался, и они не были
широко освоены летным составом. К тому же темпы строительства
новых заводов были недостаточны, и к началу войны они еще не давали
продукции. Их пришлось достраивать в 1941 —1942 гг. силами эвакуиро-
ванных работников и одновременно налаживать массовый выпуск
самолетов. В результате трудовых усилий уже с 1943 г. все возрастающий
выпуск самолетов позволил советской авиации достичь перевеса в воздухе.
А почти вся тяжесть первого периода войнь^легла на самолеты 30-х годов.
С 1939 г. была отброшена «теория двух истребителей» — взаимо-
действия скоростного истребителя-моноплана (И-16) и маневренного —
биплана (И-15), имевшая хождение в 1934—1938 гг. Она отражала
временный переходный этап (пока существовали истребители-бипланы),
а не закономерный процесс.
Испанская война показала в 1938 г., что важнейшим фактором
является перевес в скорости (горизонтальной и вертикальной), без
которого маневренность не может иметь значения. Истребители-
бипланы после 1939 г. изжили себя, монопланная схема стала единственно
возможной для истребителей, однако в течение всего 1940 г. продолжал
выпускаться (и притом в больших количествах, почти половина всех
самолетов) устаревший истребитель И-153 из-за отсутствия других,
лучших объектов для загрузки серийных заводов. Почти такое же
положение было с истребителем И-16, также исчерпавшим себя.
Бомбардировщики и многоцелевые
самолеты конструкции А. Н. Туполева
Развитие цельнометаллического самолетостроения неумолимо вело
к замене гофрированной дуралюминовой обшивки гладкой. Этот процесс
раньше всего начался в строительстве истребителей (1934 г.) и немного
позже — в строительстве более крупных самолетов. Внедрение гладкой
обшивки сопровождалось уменьшением размеров самолетов и улучшением
их аэродинамических свойств, что позволило резко повысить их летные
качества. Оно началось с самолета МИ-3, представляющего собой
развитие многоцелевого самолета Р-6.
МИ-3 (АНТ-21) (рис. 1 и 2) —многоместный истребитель, а также
многоцелевой самолет; его проектирование было начато в январе 1932 г.
По сравнению с его предшественником Р-6 этот самолет при тех же двух
двигателях М-17 по 500—680 л. с. имел совершенно иной внешний вид.
Его фюзеляж был гладким, овального сечения; кабины — частично или
совсем закрытые, шасси убираемое. Капоты двигателей и радиаторы —
как в Р-6, но капоты (точнее туннели) радиаторов использовались
как обтекатели убранных колес шасси.
8
F
Рис. 1. Самолет МИ-3 (АНТ-21): вверху — прототип; внизу — дублер (АНТ-21Д)
Рис. 2. Схема самолета МИ-3 (АНТ-21)
Крыло первоначально имело гофрированную обшивку — как у Р-6
и других самолетов А. Н. Туполева. Вертикальное оперение было
сделано разнесенным — на концах стабилизатора устанавливались кили
(шайбы) с рулями направления, форма которых в ходе испытаний
несколько раз менялась, причем всегда делались роговые компенсаторы.
Оперение было также с гофрированной обшивкой. Заводские испытания
были начаты осенью 1933 г. Сразу же обнаружились неполадки с
хвостовым оперением. 14 сентября 1933 г. произошла авария. Рули
направления одновременно (и довольно необычно) сломались по верхним
узлам крепления; верхние части их с роговыми компенсаторами
сложились в сторону оси самолета на 180°. Управление ими было
нарушено, однако летчик И. Ф. Козлов сумел посадить самолет, но снес
шасси.
После этого разнесенное вертикальное оперение было заменено обыч-
ным на высоком киле, составлявшем одно целое с фюзеляжем и имевшем
гладкую обшивку, а на крыле она еще оставалась гофрированной. Управ-
ляемость самолета не ухудшилась. Затем был сделан ряд изменений в
оперении, увеличена площадь элеронов, на руле направления поставлен
флетнер, изменена форма низа фюзеляжа у кинжальной установки и
сделан выход из нее через гаргрот, закрыта передняя кабина и изменена
форма задней кабины.
После этих изменений самолет-дублер значительно отличался от
своего прототипа.
Самолет МИ-ЗД (дублер, АНТ-21 бис) (см. рис. 1) проходил
испытания, одновременно шло внедрение его в серийное производство,
была изготовлена оснастка, сделаны все приспособления. В ходе
подготовки к серийному производству в конструкцию был внесен ряд
изменений по образцу одновременно строившегося самолета СБ. Однако
самолет МИ-ЗД не прошел госиспытаний (с июля по декабрь 1934 г.).
Несколько раз переделывалось оперение, но преодолеть органические
дефекты в самолете не удалось. Работы по МИ-ЗД были прекращены.
К тому же в 1934 г. МИ-3 с двигателем М-17 уже не представлял
интереса, особенно с появлением самолета СБ, обладавшего при той же
конструкции более высокими летными качествми. История МИ-3
интересна как пример внедрения более прогрессивной конструкции
в борьбе с отживающими тенденциями. В процессе его постройки и испы-
таний гофрированная обшивка постепенно заменялась гладкой, формы
становились более обтекаемыми. В одномоторных истребителях это
началось с И-14, а в двухмоторных — с самолета МИ-3 — предшествен-
ника скоростного бомбардировщика СБ.
АНТ-29 (ДИП) (рис. 3) —двухмоторный истребитель пушечный —
по схеме и конструкции был развитием МИ-ЗД с полностью гладкой
обшивкой, но в нем была существенная особенность, отличавшая его
от всех самолетов мира: сквозь весь фюзеляж в нем понизу была
установлена четырехдюймовая (102-мм) динамо-реактивная пушка
(ДРП) Курчевского. Ствол пушки выступал из фюзеляжа, длина
пушки была около 4 м, дальше шла труба для отходящих газов,
выступавшая из-под руля направления. Над пушкой были обычные
10
Рис. 3. Схема самолета АНТ-29 (ДИП)
кабины летчика и стрелка. Двигатели — Испано-Сюиза 12Ybrs по 760 л.с.,
радиаторы — под ними. Кроме основной пушки было поставлено и другое
вооружение — две 20-мм пушки в корне крыла и пулемет ШКАС
у стрелка.
Проектирование было начато в сентябре 1932 г., самолет был выведен
на аэродром в феврале 1935 г. В ходе первых же полетов обнаружились
некоторые дефекты и недостаточность поверхностей рулей и элеронов.
Самолет был возвращен на завод опытных конструкций (ЗОК). При
продолжении испытаний в конце 1935 г. было много разных неполадок,
Примерно тех же, что и с МИ-ЗД. Госиспытаний, намеченных на первую
половину 1936 г., самолет не проходил. Доводками его заниматься не
стали, поскольку с появлением PC (реактивных снарядов), подвешивае-
мых под крыло истребителей, ДРП потеряли свое значение.
АНТ-46 (ДИ-8)—двухместный истребитель с двумя ДРП АПК-11
(калибр 45 мм) в крыле у элеронов, по конструкции представляющий
собой облегченный вариант самолета СБ с двумя двигателями Гном-Рон
НК.
Начало проектирования — ноябрь 1934 г, первые полеты — 9—13
густ а 1935 г. Заводские испытания самолет прошел до июня 1936 г.
На госиспытания ДИ-8 не передавался/
Первый скоростной бомбардировщик СБ
АНТ-40 (СБ, ЦАГИ-40) (рис. 4, 5, 6) — всемирно известный само-
лет, строившийся серийно на протяжении ряда лет в нескольких моди-
фикациях. Он применялся в боевых действиях в Испании, на Дальнем
Востоке, в Монголии, в военном конфликте с Финляндией и в Великой
Отечественной войне, эксплуатировался в ГВФ.
11
Рис. 4. Самолет СБ с двигателями Райт «Циклон»
Рис. 5. Самолет СБ с двигателями Испано-Сюиза 12Y
В феврале 1934 г. на совещании у начальника ЦАГИ был разработан
план постройки самолета АНТ-40 — скоростного бомбардировщика (СБ).
Решено было построить самолет в двух экземплярах: первый с моторами
Райт «Циклон» и второй с моторами Испано-Сюиза 12Y.
При постройке СБ был учтен опыт создания близких к нему самолетов
МИ-3 и ДИП, и потому в нем удалось избежать многих осложнений
и неприятностей; была хорошо отработана общая им всем конструкция.
Испытания и внедрение СБ в серийное производство прошли без
больших осложнений. '
Самолет СБ, спроектированный и разработанный бригадой А. А.
Архангельского под руководством А. Н. Туполева, был построен быстро,
получился в общем удачным; при его доводках и модификациях речь
шла о некоторых улучшениях, а не об устранении органических дефектов.
12
В 1936 г. уже была развернута его серийная постройка, продолжавшаяся
до 1941 г. на двух заводах. Было выпущено большое количество самолетов
СБ, в том числе в варианте пикирующего бомбардировщика (Ар-2),
являющегося развитием СБ.
АНТ-40 2РЦ. Первый вариант самолета СБ, спроектированный под
звездообразные двигатели Райт «Циклон» в 730 л. с., был выпущен
в октябре 1934 г. (см. рис. 4). Его размеры были меньше, чем установив-
шиеся потом в серийных самолетах. Размах крыла был всего 19,0 м,
площадь крыла — 47,6 м2, длина самолета 10,48 м. Полеты (летчики
И. С. Журов и К- К- Попов) проводились с 7 по 31 октября 1934 г.,
когда произошла авария при посадке. *
К февралю 1935 г. самолет был восстановлен: с 5 февраля по 31 июля
проведены его повторные испытания. Площадь крыла была уменьшена
до 46,3 м2 при том же размахе 19,0 м и моторах. Однако еще в 1934 г.
предпочтение было отдано двигателям Испано-Сюиза 12Y, рядным,
водяного охлаждения, более перспективным в смысле возможного
увеличения мощности. Первый экземпляр самолета со звездообразными
двигателями не стал прототипом для серии. Он был выделен для
экспериментальных исследований, в частности по поднимаемым лыжам.
С принятием двигателей Испано-Сюиза (с водяной системой охлаж-
дения), более тяжелых, чем звездообразные, площадь крыла была
Рис. 6. Схемы самолета СБ и его модификаций
13
увеличена до 51,92 м2 при том же размахе 19,0 м путем увеличения
хорды.
АНТ-40 2ИС. Второй опытный экземпляр самолета с моторами
Испано-Сюиза был построен в самом конце 1934 г. Его летные качества
были высокими, самолет признан одним из лучших бомбардировщиков
(на предварительных заводских испытаниях в январе 1935 г. он развил
скорость 430 км/ч). Государственные испытания самолет проходил
в несколько этапов с февраля 1935 г. по апрель 1936 г., после чего был
передан заводу как эталон для серии. В ходе испытаний в этот самолет
были введены изменения: двигатели сдвинуты на 100 мм вперед,
стреловидность крыла по передней кромке консолей увеличена с 4,5 до 9°,
увеличена площадь оперения, на рулях высоты введены площадь
компенсации и впервые весовая компенсация (50—80 %). Вооружение:
четыре пулемета ШКАС (спарка в носу, задний на турели и еще один
в кинжальной установке), две бомбы по 250 кг или шесть по 100 кг
в бомболюке. Позже — в войне в Финляндией — применялись снаряды
PC-132, размещаемые под крылом, а в 1938 г. испытывалась подфюзеляж-
ная батарея из четырех пушек ШВАК (520 снарядов).
СБ 2М-100. При внедрении в серию была еще раз увеличена площадь
крыла до 56,7 м2 при окончательном размахе крыла 20,33 м. В серии
устанавливались двигатели М-100, аналогичные двигателям Испано-
Сюиза 12Y.
Самолеты серийной постройки имели значительное перетяжеление
крыла, шасси, баков и оборудования. А. А. Архангельский, руководив-
ший внедрением самолета в серию, вел упорную борьбу за его облегчение.
Однако по сравнению с опытными серийные самолеты имели скорость
на 6,5 %, скороподъемность на 23 % и потолок на 7 % ниже. Ряд
конструктивных дефектов был устранен, однако такие недостатки, как
теснота передней кабины, ограниченный обзор и ограниченный сектор
обстрела, не могли быть устранены, и с ними примирились. Самолет
обеспечивал хорошую скорость, дальность до 2150 км (в перегрузочном
варианте при полетной массе 6500 кг), расход топлива составлял
0,525—0,625 кг на 1 км пути.
Самолет СБ — среднеплан трехместный с двумя двигателями и
убираемым назад шасси. Фюзеляж сравнительно узкий, овального
сечения, переходящий в центроплан широкими зализами. Он делился
на три части: Ф-1 с кабиной штурмана; Ф-2 с кабиной летчика — не-
разъемную с центропланом; Ф-3 с кабиной радиста. Носовая часть
была впереди прозрачная (панели из целлулоида) с вертикальной щелью
для движения пулеметов.
Конструкция самолета цельнометаллическая. Каркас фюзеляжа
и крыла из профилей типа U, образующих вместе с обшивкой закрытый
контур, а также рамных шпангоутов из листов с отверстиями для
облегчения. Крыло — двухлонжеронное, лонжероны — ферменные, из
труб по общему типу АНТ. Набор центроплана — многочисленные 11-
образные профили в полках нервюр и в зализах. Толщина обшивки
центроплана 0/6—1,0 мм, в консолях крыла — 0,5—0,6 мм. Шаг нервюр
200—250 мм. Раскосы нервюр — трубы. Под лонжеронами центроплана
14
во всю его длину оборудован отсек для внутренней подвески бомб,
со створками на шомполах. Элероны первоначально не имели весовой
компенсации, но со второго опытного экземпляра она была введена,
первоначально неполная. Крыло установлено под углом 2° к оси фюзе-
ь ляжа, стабилизатор — под углом 0. На рулях и правом элероне — трим-
меры.
" На первых самолетах заклепки были с потайной головкой по всем
наружным поверхностям. Каркас и тонкая обшивка подштамповывались
под конические головки заклепок. Однако в серийном производстве
‘ в условиях 1936 г. это оказалось невозможным. При подштамповке
отверстий в обшивке получились трещины. Пришлось перейти на заклепки
с чечевичной головкой, оставив заклепки с потайной головкой только
для носков крыла и оперения.
Бензобаков — четыре общей емкостью 1670 л. С 1937 г. стали изготов-
ляться протестированные баки, но не на всех сериях самолетов сразу.
В 1939 г. были проведены опыты с фибровыми протестированными
баками, но эти баки не были внедрены.
Зимой самолет ставился на лыжи. Размеры лыж: главные —
2,8X0,82 м, хвостовая 0,8X0,32 м. Лыжи первоначально не поднимались;
они были снабжены оттяжками.
СБ — 2М-100А. С конца 1936 г. на серийных самолетах СБ начали
устанавливать двигатели М-100А в 860 л. с. на высоте 4000 м. Наружным
признаком СБ с двигателями М-100, М-100А и ряда вариантов с М-103
было наличие лобовых сотовых радиаторов и капотов овального сечения.
Перед радиаторами были жалюзи, под двигателями — отклонявшиеся
вниз наподобие совка панели-створки для регулирования проходящего
воздуха (это было на СБ—2М-100А и части серийных СБ—2М-103). Вин-
ты применялись двухлопастные фиксированного шага (ВФШ) и трех-
лопастные металлические ВИШ-2 изменяемого в полете шага на два
положения: взлетное и крейсерское. С ВИШ-2 потолок был выше на
1160 м, разбег на 150 м меньше, скороподъемность выше, а максимальная
скорость чуть ниже (на 4 км/ч).
В ходе серийной постройки в самолеты СБ вносился ряд изменений,
особенно в части вооружения и оборудования, менялась конструкция
бомболюка, который приспособили для подвески ФАБ-250 и других бомб
Л горизонтальном и вертикальном положениях. Были построены отдельные
учебно-тренировочные экземпляры (см. ниже).
ПС-40—2М-100А. В 1938 г. некоторое количество самолетов СБ было
передано в Аэрофлот, где они использовались на авиалиниях под маркой
ПС-40. Предельная полетная масса была установлена в 6400 кг
(перегрузка на случай Ак — 7). Скорость с лыжами (неубранными)
У земли составляла 308 км/ч, на высоте 3800 м составляла 341 км/ч.
В фюзеляже были оборудованы три грузовых отсека общим объемом
2,58 м^.
СБ—2М-100А модернизированный. Выпущен в 1937 году. По сравне-
нию с серийными имел экранированную пулеметную установку Тур МВ-3,
новую люковую установку с коленным оптическим прицелом и ряд других
изменений. Проходил государственные испытания в мае — июне 1937 г.
15
и показал скорость 412 км/ч при полетной массе 5810 кг. Рекомендован
в серию, но не выпускался.
СБ—2М-103 (первоначально назывался СБ бис). По геометрии почти
ничем не отличался от СБ-2М-100А, но имел более мощные моторы
М-103, увеличенную кабину штурмана, снабженную вторым управлением,
новую костыльную установку с ориентирующимся колесом, управляемым
из кабины летчика. Было переделано управление рядом агрегатов, а также
электрическое и спецоборудование. Испытывался в сентябре 1937 г., после
чего началась подготовка к серийному производству. Эталон СБ—2М-103
испытывался с 27 июля по 19 сентября 1938 г. По сравнению с первым
опытным экземпляром (СБ бис) в конструкцию был внесен ряд дополни-
тельных изменений: увеличен запас прочности конструкции, установлены
наружные держатели под бомбы 250 и 500 кг (максимальная бомбовая
нагрузка стала 1600 кг), на тех же держателях можно было подвешивать
два бака емкостью по 368 л каждый. Самолет строился в серии. Увеличе-
ние бомбовой нагрузки расширило возможности боевого использования
самолета. Проведенная модернизация облегчила также условия работы
экипажа.
Начиная с этого типа СБ был введен подъем лыж в полете. Масса
лыжного шасси на 70 кг превышала массу колесного, скорость с ним
снижалась примерно на 12 км/ч. Время виража всех СБ колебалось
в пределах 21—28 с, радиус виража был около 280 м. СБ мог продолжать
полет на одном работающем двигателе со скоростью 250 км/ч и сохранять
потолок 2000 м.
На этом самолете летчик М. Ю. Алексеев установил 2 сентября 1937 г.
международный рекорд высоты 12246,5 м с контрольным грузом 1000 кг.
Еще раньше — 1 ноября 1936 г.— он установил еще больший, но незаре-
гистрированный рекорд: с тем же грузом, на таком же самолете он
достиг высоты 12695 м.
Самолет применялся и как буксировщик планеров в Великой
Отечественной войне, использовался для полетов к партизанам.
СБ с учебной кабиной. Самолет предназначался для обучения
летного состава. Прошел государственные испытания в марте 1938 г.
Представлял собой переделку серийного СБ и имел специальную
кабину, установленную вместо кабины штурмана. Конструкция кабины
предусматривала возможность установки ее взамен кабины штурмана
в строевых частях ВВС. Выпускался в небольшой серии (УСБ).
СБ бис 2, 2М-103. В отличие от серийных имел полированную
поверхность крыла для уменьшения его аэродинамического сопротив-
ления. На государственных испытаниях в марте 1938 г. показал скорость
428 км/ч при массе 5905 кг (на лыжах). При запасе бензина 1240 кг
дальность полета составляла 2170 км. В серии не строился, так как
полным ходом шла доводка СБ бис 3.
СБ бис 3, 2М-103. Самолет имел новую схему винтомоторной
группы. Было изменено капотирование двигателей, установлены туннель-
ные радиаторы с регулируемым входом вместо лобовых. Водомасляные
радиаторы заменены на воздушно-масляные. Испытания проводились
с 1 ноября 1937 г. по 17 января 1938 г. На СБ бис 3 получили значительный
16
прирост скорости. Вместе с тем стало ясно, что самолет требует значи-
тельной доводки, которая продолжалась почти весь 1938 г. За это время
было выпущено некоторое количество серийных СБ, выполненных по типу
СБ бис 3.
СБ—2М-103 1939 года. (Развитие СБ бис 3). К 1939 г. оформились
все изменения, внесенные в тип бис 3. Туннельные радиаторы имели
уже постоянное входное сечение, передние кромки крыла и оперения —
полированные. Экипаж и вооружение — как в остальных вариантах СБ.
Бомбовая нагрузка 500—1500 кг (1000 кг на внешних подвесках). Винты
изменяемого в полете шага ВИШ-2, затем ВИШ-22. Эталон для серии
прошел испытания в сентябре — октябре 1939 г. Строился массовой
серией. В 1940 г. на серийные СБ этого типа стали ставить экраниро-
ванное пулеметные установки и измененную люковую пулеметную
установку.
ПС-41—2М-103У (рис. 7). Это те же самолеты СБ бис 3, снятые
с вооружения и переданные в Аэрофлот для применения в качестве
почтовых и транспортных. Лыжное шасси подъемное, лыжи прижимались
к нижним поверхностям мотогондол, где были сделаны соответствующие
зализы-обтекатели. Размеры основных лыж 2,8X0,91 м, хвостовой —
0,8X0,32 м. Колесное шасси — без изменений.
Полетная масса была значительно увеличена (до 7000 кг), масса
пустого самолета 4380 кг, а на лыжном шасси — 4550 кг, масса воды
В системе охлаждения — 150 кг, масла — 100 кг, бензина — 1200 кг, что
• обеспечивало дальность полета в 1180 км с аэронавигационным запасом.
Платная нагрузка составляла 970 кг. Летные качества остались в общем
прежними: скорость 428 км/ч на высоте 4000 м, разбег — 660 м за 32 с,
пробег — 220 м за 12 с (с применением щитков) '.
ПС-41 бис — 2М-103У— это самолет ПС-41 с подвесными баками
(два емкостью по 270 кг) для увеличения дальности полета. Полетная
1 Самолет ПС-41-2М-103У. Техническое описание. М., Аэрофлот, 1940.
масса самолета 7000 кг, масса бензина и масла 1730 кг. Масса конструк-
ции на 260 кг больше, чем самолета ПС-41, и на 360 кг больше, чем
ПС-40. Назначение — почтовый, платная нагрузка 180 кг.
ММН—2М-105 (рис. 8 и 9) —^модификация самолета СБ с двигателем
М-105 в 1050 л. с. с уменьшенной площадью крыла (на 8 м2) и оперения,
с меньшим вооружением — всего три пулемета ШКАС, с немного удлинен-
ным застекленным носом фюзеляжа и с двумя дополнительными баками
по 205 л. Полетная масса — 6420 кг, скорость на высоте 4200 м составляла
458 км/ч, посадочная скорость— 160 км/ч, потолок — 9000 м, бомбовая
нагрузка — до 1000 кг.
Самолет был выпущен в 1939 г., проходил в том же году госиспытания
и был забракован из-за недостаточной скорости полета при слишком
большой посадочной скорости и слабой обороноспособности. Однако
этот самолет не был бесполезным и послужил как переходный к следую-
щему типу — РК.
Пикирующий бомбардировщик СБ-РК (РК, КР, Ар 2) (см. рис. 9)
В 1939 г. явственно назрела необходимость во что бы то ни стало
увеличить скорость серийных бомбардировщиков СБ, которые в новых
условиях.уже не могли действовать без сопровождения их истребителями.
Кроме некоторого повышения мощности двигателей (были установлены
двигатели М-105Р со взлетной мощностью 1100 л. С., а на высоте 4000 м —
мощностью 1050 л. с. с винтами ВИШ-22Е) была уменьшена площадь
крыла до 48,2 м2 (как в ММН). Радиаторы были установлены в консолях
крыла, воздухоприемники — в носках крыла; выход воздуха — через
решетки-жалюзи на верхней стороне их за задним лонжероном.
К 1939 г. СБ стал устаревать и модификация РК не могла надолго
продлить его жизнь; нужно было найти еще какую-нибудь область
его применения. Возникла мысль сделать бомбардировщик пикирующим.
В этом качестве тип СБ-РК показал очень хорошие результаты и его
пустили в серию. Было выпущено некоторое количество самолетов
в 1940—1941 гг., на этом он исчерпал себя. Его сменил Пе-2.
При проектировании и доводке самолета РК был проведен ряд измене-
ний (против СБ): добавлены аэродинамические тормоза-решетки под
Рис. 8. Самолет ММН
18
Рис. 9. Схемы самолетов». Ар-2, ММН и СББ-1
крылом на его переднем лонжероне, улучшена форма мотогондол,
уменьшены высота вертикального оперения и размеры горизонтального.
Емкость топливных баков составляла 1490 л, масляных — 100 л; могли
применяться также два подвесных бака по 370 л, а всего емкость
бензобаков составляла 2230 л. Вооружение — 4 пулемета ШКАС, из них
два в задних установках — верхней и нижней. Бомбовое вооружение:
6Х ЮО кг, 2X250 кг, 1 Х500 кг, ВАП-500, ЗАП-500 и другие комбинации,
а на наружной подвеске — до 1500 кг. Его скорость на высоте 4700 м
Составляла 480 км/ч, крейсерская — 320 км/ч, время набора высоты
5000 м составляло 7,25 мин, потолок 10 100 м. С 1940 г. самолету было дано
Название Ар-2. Ар-2 отличался от СБ-РК главным образом новой носовой
частью фюзеляжа, где вместо спарки ШКАС размещался один пулемет
этого типа. До 1936 г. вся работа по самолетам СБ, начиная с проектиро-
вания, велась бригадой А. А. Архангельского под руководством А. Н. Ту-
полева в КОСОС1 и ЗОК ЦАГИ, а с весны 1936 г. — самостоятельно
На заводах. Было выпущено большое количество самолетов СБ всех
Модификаций и самолетов Ар-2. Уже в 1940 г. стало ясно, что самолет
СБ себя исчерпал, пройдя всю возможную для него эволюцию. Его
сменили Пе-2 и Ту-2.
1 Конструкторский отдел сектора опытного строительства.
19
Последней работой ОКБ А. А. Архангельского был пикирующий
бомбардировщик под маркой «Б» (СББ-1, см. рис. 9), выпущенный
в начале 1940 г. и прошедший испытания. По схеме это повторение
самолета Ар-2, но с разнесенным вертикальным оперением. Двигатели
те же — М-105Р. Размеры самолета были немного меньше. Размах
крыла — 16 м, площадь крыла 46 м2, полетная масса около 6000 кг.
Особенностью самолета «Б» была обшивка консолей крыла балинитовой
фанерой, приклепанной к дуралюминовому каркасу типа СБ. Из балини-
товых листов были выполнены и стенки лонжеронов крыла (взамен
«змейки» из труб). Все это дало экономию дуралюмина и более гладкую
обшивку.
Самолет «Б» без осложнений прошел испытания и мог считаться
удачным. Однако заниматься им дальше не стали. На заводе началось
внедрение самолета Пе-2. ОКБ А. А. Архангельского в октябре 1941 г.
было отправлено вслед за ОКБ А. Н. Туполева в эвакуацию.
Самолет СБ с трехколесным шасси (рис. 10). В 1940—1941 гг.
в ЦАГИ были проведены исследования по трехколесному (с носовым
колесом) шасси, тогда начинавшему входить в практику самолето-
строения. У нас такое шасси было впервые реализовано П. Г. Бенингом
на самолете ХАИ-4 (1934 г.) и А. С. Москалевым на самолете САМ-13,
но их опыт был мало кому известен. Отчет ЦАГИ под заглавием
«Исследование трехколесного шасси в натуру на двухмоторном самолете»
(работа выполнена под руководством инженера Игоря Павловича
Толстых) дает всесторонний анализ шасси такого типа.
На самолете СБ вместо убираемых в полете стоек с колесами
на задних лонжеронах центроплана при той же колее были установлены
неподвижно, без уборки, такие же стойки и передняя также неубираю-
щаяся стойка с ориентирующимися носовым колесом и демпфером
«шимми». Подфюзеляжная ферма обеспечивала перестановку основных
стоек шасси для выбора оптимального выноса колес от центра тяжести
самолета. Было выполнено много полетов, посадок и рулений. Летал
М. Л. Галлай.
Рис. 10. Самолет СБ на экспериментальном трехколесном шасси
20
Рис. 11. Схема самолета Т-1 (АНТ-41)
Масса самолета была 6000 кг (удельные нагрузки на крыло 106 кг/м2,
на мощность 3,16 кг/л. с.). Опыты показали бесспорные преимущества
шасси с носовым колесом. Самолет был устойчив в движении по земле,
техника взлета и посадки упростилась, шасси было признано более
безопасным. Эти же опыты были проведены в зимних условиях 1940—
1941 гг. в Летно-исследовательском институте (ЛИИ) НКАП и оформле-
ны отчетом. На лыжах (неубираемых) самолет вел себя, как на колесах.
На серийных СБ и его модификациях эти опыты не отразились.
АНТ-41 (Торпедоносец Т-1) (рис. И) — среднеплан с двумя двигате-
лями М-34ФРН по 890 л. с., с внутренней подвеской двух (рядом)
торпед или бомб по 1000 кг, с радиаторами в туннелях в крыле. Самолет
проектировался с марта 1934 г. бригадой экспериментальных самолетов
В. М. Мясищева в КОСОС ЦАГИ, первый полет был в июне 1936 г.
Клепка всех наружных поверхностей потайная, шасси убиралось в мото-
гондолы, хвостовое колесо — в фюзеляж. Конструкция была своеобраз-
ной, с очень сильной окантовкой бомболюка и рамными незамкнутыми
шпангоутами над этим люком. Шпангоуты коробчатого сечения, в хвосто-
вой части — листовые. Стрингеры — коробчатые профили, как в СБ.
Крыло двухлонжеронное. Лонжероны ферменные из труб, раскосы нер-
вюр— также. Масса планера с оборудованием 3193 кг, масса силовой
группы 2653 кг.
Первые полеты (летчик А. П. Чернавский) показали отличные
летные качества нового самолета: скорость до 435 км/ч и хорошую
скороподъемность, но неожиданно на четырнадцатом полете самолет
разрушился -в воздухе. Причиной оказался изгибно-элеронный флаттер
крыла из-за неполной весовой компенсации элеронов (80 вместо 105 %).
Работы по уже заложенной серии были остановлены, доводка дублера
АНТ-41 бис с поплавками вместо колес задержалась и вскоре была
прекращена.
21
АНТ-42 (ТБ-7). В июле 1934 г. в КОСОС ЦАГИ было начато
проектирование высотного скоростного тяжелого бомбардировщика
с четырьмя двигателями АМ-34ФРН и установкой центрального наддува
(АЦН-2) с двигателем М-100. В декабре 1936 г. состоялся первый
вылет (летчик М. М. Громов). С 1940 г. самолет строился серийно
в модификации ТБ-7 с четырьмя двигателями АМ-35 и АМ-35А
(см. гл. 2).
Многоцелевые самолеты
Н. Н. Поликарпова
Наряду с выпуском истребителей Н. Н. Поликарпов вел большую
работу по двухмоторным самолетам многоцелевого назначения. Сюда
относятся ВИТ (воздушный истребитель танков) и СПБ (скоростной
пикирующий бомбардировщик) в нескольких вариантах каждый. Тут были
и построенные самолеты и проекты.
ВИТ-1 (СВБ, МПИ-1) (рис. 12) — трехместный многоцелевой
самолет, воздушный истребитель танков, самолет воздушного боя,
пикирующий бомбардировщик, разведчик, многоместный пушечный
истребитель, ближний скоростной бомбардировщик. Двигатели 2М-103.
Самолет цельнометаллический, рассчитанный на 13-кратную перегрузку
на случай Ак. Схема — низкоплан с вертикальным оперением, полого
переходившим в фюзеляж овального сечения. Кабины летчика и заднего
стрелка — над лонжеронами крыла. Фюзеляж — полумонокок, каркас его
образован закрытыми профилями и клепаными рамами. Лонжероны
крыла сварные, ферменные, трубчатые из стали ХМА, нервюры ферменные
из дуралюминовых профилей и раскосов-труб. Оперение цельнодуралю-
миновое, рули с аэродинамической осевой компенсацией и триммерами.
Колеса шасси убирались назад в мотогондолы, хвостовое колесо не
убиралось. Вооружение — две пушки Шпитального (37-мм) вперед,
в центроплане у фюзеляжа, одна пушка ШВАК-20 в носу фюзеляжа
(подвижная ± 10° в стороны) и один пулемет ШКАС на задней
турели, бомб 2X500 кг на наружной подвеске и до 600 кг в фюзеляже.
Разрабатывалось семь вариантов вооружения. Здесь была предпринята
попытка осуществить идею уничтожения танков с воздуха огнем мощного
пушечного оружия и бомбами. Первый полет был летом 1937 г. Были
достигнуты скорость более 450 км/ч и дальность полета 1000 км. Решено
было поставить на самолет более мощные двигатели и внести некоторые
изменения в конструкцию.
ВИТ-2 (см. рис. 12) —развитие ВИТ-1. Вертикальное оперение раз-
несенное, пушка ШВАК на задней турели. Крыло профиля «Кларк Y»
с относительными толщинами 14 % в корне и 6,35 % на концах, удлинение
крыла — 6,67, сужение — 3,53, развитые зализы — все это, как в ВИТ-1.
Двигатели М-105 по 1050 л. с. Колеса шасси, закрытые вместе со стойками
выпуклыми обтекателями, убирались (привод пневматический) в задние
отсеки мотогондол. Кабины штурмана, летчика и стрелка — с большими
поверхностями остекления.
22
Рис. 12. Самолеты ВИТ-1 (вверху) и ВИТ-2
Вооружение предусматривалось мощное — две пушки ШВАК-20,
подвижные, в носу и на турели, две пушки 37-мм и две пушки ШВАК
В крыле, неподвижные, против танков и два пулемета ШКАС в нижней
Кинжальной установке; бомбы, как в ВИТ-1. На опытном самолете были
Две пушки ШВАК — у штурмана и у стрелка. Разрушающая пере-
грузка на случай Ак — 10,9 по статическим испытаниям.
Первый полет был И мая 1938 г. (В. П. Чкалов). Испытывали
В. Н. Кудрин (заводские испытания) и П. М. Стефановский (государ-
ственные испытания). Летные качества были выдающиеся, скорость
Достигала 513 км/ч на высоте 4500 м. Решено было пустить самолет
в серию, но часть вооружения снять с тем, чтобы повысить скорость
И высоту полета (самолет применять как скоростной и пикирующий
бомбардировщик).
Был проект ВИТ в варианте самолета для дальних полетов, с двумя
Двигателями М-105, без вооружения, с дополнительными баками.
Расчетная дальность 7900 км ца скорости 350 км/ч и 6200 км на скорости
500 км/ч. Проект не был реализован.
СПБ (Д,Д-3) (рис. 13) —скоростной пикирующий бомбардировщик?
Его опытный экземпляр в общих чертах представлял уменьшенный
и облегченный вариант ВИТ-2. Однако конструкция СПБ была совер-
шенно иной, мало похожей на конструкцию ВИТ. Трубы, закрытые гнутые
профили, сварные узлы, закрытая клепка и другие, уже старомодные эле-
менты конструкции были заменены открытыми прессованными профилями,
отбортованными листовыми деталями, узлами из поковок, штамповок и
литья, сделанными по плазово-шаблонному методу, который в это
время у нас уже внедрялся.
Первый полет на СПБ выполнил Б. Н. Кудрин 18'февраля 1940 г. Затем
была выпущена малая серия — 5 штук. Размеры немного отличались от
ВИТ-2: размах крыла — 17,0 м, площадь крыла 42,93 м2, масса самолета
пустого 4480 кг, полетная масса — 6850 кг, центровка пустого самолета —
24,8 % САХ, с нагрузкой — до 31,3 %. Коэффициент разрушающей
перегрузки на случай Ак составлял 11. Вооружение: по одному пулемету
в носу (ШКАС), на турели (УБ) и в люковой установке (ШКАС), 800 кг
бомб в фюзеляже и 700 кг снаружи.
Была достигнута скорость 520 км/ч, взлетно-посадочные качества
были отличные. По конструкции и достигнутым летным показателям
самолет СПБ мог считаться лучшим в СССР, в том числе и при сравнении
с данными истребителей. Новые истребители тогда лишь начинали
выходить.
Однако дальнейшая судьба самолета СПБ неожиданно оказалась
печальной. Первые десятки испытательных полетов серийных машин про-
шли благополучно, но при дальнейших испытаниях (скорость со сниже-
нием, штопор и другие случаи) стали происходить катастрофы. При
невыясненных обстоятельствах погиб 27 апреля 1940 г. на первом
выпущенном самолете летчик-испытатель П. Г. Головин. На втором
самолете возник флаттер крыла при пикировании, крыло и весь самолет
рассыпались в воздухе. Погиб летчик М. А. Липкин, излишне энергично
наращивавший скорость пикирования в каждом последующем полете.
Рис. 13. Самолет СПБ(Д)
24
При расследовании оказалось, что не были поставлены весовые компен-
саторы в носках элеронов.
На третьем самолете отлетел триммер руля направления, но летчику
Б. Н. Кудрину удалось посадить самолет и уцелеть. На четвертом само-
лете летчик отказался л-етать. Проводились исследования, проверки
и продувки натурного самолета в большой аэродинамической трубе
ЦАГИ. В конце концов постройка и испытания самолета были прекращены
в 1940 г., поскольку к этому времени уже был изготовлен и удачно
летал опытный самолет «100» того же назначения, а за ним следовал
серийный самолет Пе-2.
Одновременно были прекращены работы по поплавковому варианту
СПБ (Д) с теми же двигателями М-105. Полетная масса этой модели
ожидалась 7000 кг, скорость 435 км/ч. Предполагались реверсивные
винты для сокращения пробега на воде.
Одновременно с постройкой и испытаниями ВИТ и СПБ под руковод-
ством Н. Н. Поликарпова разрабатывалось несколько проектов дальней-
шего развития, улучшения и усовершенствования самолетов типа двух-
моторного пикирующего бомбардировщика:
СПБ (БСБ) —2М-88 (1938 г.) —дальнейшее развитие скоростного
бомбардировщика с 1500 кг бомб, скоростью 535 км/ч и дальностью
2900 км при потолке 11000 м. Полетная масса — 6500 кг, удельная на-
грузка на крыло— 151 кг/м2.
ПБ-1—2М-71 (1939—1940 гг.) —пикирующий . бомбардировщик
с 280 кг бомб. Вооружение: один ШКАС в носу и один БТ на турели
назад.
СПБ—2М-71 (1939—1941 гг.) —скоростной бомбардировщик высот-
ный. Скорость — 643 км/ч, удельные нагрузки — 176 кг/м2 и 1,89 кг/л. с.
«Е» (Е-2)—2М-37 (1940 г.) — скоростной пикирующий бомбардиров-
щик с 3300 кг бомб, скорость - 622 км/ч.
Дальний бомбардировщик ДБ-А
В. Ф. Болховитинова
Виктор Федорович Болховитинов (1899—1970) —один из первых
выпускников Военно-воздушной инженерной академии им. Н. Е. Жуков-
ского, бессменно в течение почти 45 лет работал в ней как преподаватель,
Потом профессор, заведующий кафедрой конструкций самолетов; он вел
Кроме того и большую работу по новым самолетам, возглавляя конструк-
торскую группу ВВИА, потом — свое ОКБ на заводе, где был директором.
Конструкторская деятельность В. Ф. Болховитинова продолжалась
тринадцать лет с 1934 по 1946 г. Первой работой был самолет ДБ-А, потом
было еще семь, часть которых не была закончена или осталась в
проектах.
В 1933—1934 гг. при серийной постройке самолета ТБ-3 возникла
мысль капитально модернизировать самолет или вьщустить на его основе
новый с тем, чтобы добиться значительного улучшения его показателей
в свете новых требований. Завод по своей инициативе, поддержанной
25
Виктор Федорович
Болховитинов
главком, пригласил группу преподавателей
и инженеров Военно-Воздушной Академии
(около 20 человек) для выполнения этой
работы. Возглавил группу Виктор Федоро-
вич Болховитинов; в группу входили
М. М. Шишмарев (конструкция и расчеты
на прочность), Я. М. Курицкес (аэродина-
мика) и др. В 1934 г. на заводе было
организовано ОКБ, где весьма оперативно
были спроектированы и построены два
экземпляра нового самолета. А. Н. Туполев
от этой работы отказался, так как проекти-
ровал более совершенный ТБ-7.
По типу и размерам самолеты
(см. табл. 1), названные ДБ-А (ДБ-Ака-
демия), ДБ-2А, ДБ-2/А, «А», ДБ-2, БДД
(рис. 14), развивали тип ТБ-3, но они
были сделаны среднепланами, все кабины
и стрелковые установки были закрытые,
обшивка везде гладкая, подвеска бомб внутренняя, шасси полуубирае-
мое, потом полностью убираемое в больших отсеках — «штанах»,
кабина поднята на 0,5 м, имелись посадочные щитки. На первом экзем-
пляре стояли четыре двигателя АМ-34РН, на втором — двигатели
АМ-34РНБ и АМ-34ФРН. Масса пустого первого самолета состав-
ляла 15 400 кг.
Конструкция самолета — цельнометаллическая. Фюзеляж — полу-
монокок с рамными шпангоутами и многочисленными стрингерами
закрытого и открытого профиля. Под центропланом был бомбовый
люк размером 6X2 м, каждая створка которого управлялась двумя
силовыми цилиндрами. Лонжероны крыла ферменные из труб по типу
ТБ-3, нервюры были также ферменные с полками из А-профилей.
Обшивка толщиной 0,6—0,8 мм с многочисленными стрингерами. Крыло
было сделано неразъемным для экономии массы. Вооружение: шесть
пулеметов ШКАС и одна пушка ШВАК (в носовой части), перво-
начально — четыре пулемета ШКАС и один пулемет УБТ, бомб — 5 т.
Экипаж — 7 человек. Емкость баков — 14000 л.
Самолет был выпущен в ноябре 1934 г., первый полет — в мае 1935 г.
К 5 марта 1936 г. были проведены его заводские испытания (летчики
Н. Г. Кастанаев и Я- Н. Моисеев), продолженные как государственные
в мае — июне того же года. При полетной массе 19500 кг был возможен
горизонтальный полет на двух двигателях на высоте 2500 м, на трех
двигателях потолок был 5100 м. Самолет ДБ-А показал преимущества
перед ТБ-3. Скорость была больше на 42—50 км/ч, разбег был 400 м,
пробег 300 м, посадочная скорость 85 км/ч. После устранения ряда не-
достатков испытания были повторены с двигателями АМ-34РНВ, самолет
снова прошел госиспытания и был признан вполне удачным.
10 ноября 1936 г. летчики М. А. Нюхтиков и М. А. Липкин подняли
на этом самолете груз 10 т на высоту 7032 м, а 20 ноября — груз 13 т
26
Рис. 14. Самолет ДБ-А и его схема
на высоту 4535 м, установив два международных рекорда. 14 мая 1937 г.
летчики Г. Ф. Байдуков и Н. Г. Кастанаев со штурманом-радистом
Л. Л. Кербером выполнили перелет по маршруту Москва — Мелито-
поль — Москва на расстояние 2002,6 км за 7 ч 2 мин 11,7 с с контрольным
грузом 5 т, установив два международных рекорда скорости 280 и 246 км/ч
на дистанциях 1000 и 2000 км с нагрузкой 5 т.
Успехи самолета навели на мысль применить его для трансарктичес-
кого перелета через Северный полюс в Америку. На этом же первом
экземпляре самолета, получившем обозначение Н-209, были проведены
некоторые конструктивные улучшения. Для перелета был составлен
экипаж: С. А. Леваневский — командир, Н. Г. Кастанаев — второй
пилот, В. И. Левченко — штурман, Г. Т. Побежимов и Н. Н. Годови-
ков—механикй, Н. Я. Галковский—радист.
Перелет, начатый 12 августа 1937 г. из Москвы, протекал в сложных
метеорологических условиях. 13 августа в 13 ч 40 мин самолет прошел
над Северным полюсом, а в 14 ч 32 мин с борта самолета была получена
последняя радиограмма с сообщением, что один из двигателей остано-
вился. На этом связь оборвалась. Самолет так и не был найден, несмотря
на долгие и тщательные поиски на протяжении почти года. Этот перелет
не был тщательно подготовлен.
Несмотря на гибель первого экземпляра, работа по самолету продол-
жалась. На втором самолете были установлены двигатели АМ-34ФРН
с турбокомпрессорами, и в 1938 г. были проведены госиспытания (летчик
М. А. Нюхтиков). Была заложена серия в 16 самолетов, из них сдано
в 1939 г. 12 самолетов. В 1940 г. производство было прекращено ввиду
запуска в серию самолета ТБ-7, обладавшего значительно более высокими
летными качествами.
Самолет ДБ-А остался лишь переходным типом к скоростному
тяжелому бомбардировщику. Но из-за того, что самолет ТБ-7 выпускался
с большими перерывами и два раза снимался с производства, а потом
опйть восстанавливался, была даже мысль выпустить еще несколько
серий ДБ-А.
В марте 1936 г. у Болховитинова был проект самолета БДД с четырьмя
двигателями М-34ФРН в 1200 л. с., размах крыла — 36,2 м, длина
26,0 м, площадь крыла — 180 м2, герметические кабины, масса полетная
20 000—27 000 кг, весовая отдача — 38 %, удельная нагрузка на крыло
111 —150 кг/м2, на мощность — 5—6,7 кг/л. с., скорость у земли 350 км/ч
на высоте 4000 м — 400 км/ч, на высоте 8000 м—460 км/ч, потолок
9,0—11,0 км, время набора высоты 5000 м — 10,5 мин, 8000 м — 17,4 мин.
Самолет по проекту был аналогичен бомбардировщику ТБ-7, но не
строился, хотя и числился в плане 1938 г.
В декабре 1939 г. были разработаны тактико-технические требования
(ТТТ) на тяжелый крейсер ТК-1 — модификацию ДБ-2А с четырьмя
двигателями М-34ФРН, с мощным вооружением (3 пушки ШВАК,
5 пулеметов ШКАС и 8 PC) с невиданным боезапасом (3 тысячи
снарядов и 11 тысяч патронов). Для аналогичного самолета ТК-4 были
заданы: экипаж — 11 человек, бомб — 5000 кг и полетная масса от 16 880
до 23 900 кг. Самолеты по этим ТТТ не строились.
28
Первые самолеты-бомбардировщики
ОКБ С. В. Ильюшина
Деятельность Сергея Владимировича Ильюшина в авиапромышлен-
ности началась в 1931 г. После работы заместителем начальника
ЦАГИ и одновременно начальником ЦКБ ЦАГИ (а затем Сектора
опытного строительства ЦАГИ) он был назначен в январе 1933 г.
начальником ЦКБ на заводе им. Менжинского, где одновременно
руководил одной из бригад.
Тематикой первых конструкторских работ Ильюшина стали дальние
бомбардировщики.
Первоначально такой самолет проектировался им (недолго)
по схеме летающего крыла с двумя двигателями М-34, но эта схема,
в разработке которой принимал участие В. В. Никитин, была вскоре
оставлена и заменена обычной низкопланной схемой под два двигателя
М-85. Этот самолет был выпущен в двух вариантах ЦКБ-26 (1935 г.)
и ЦКБ-30 (ДБ-3, 1936 г.).
ЦКБ-26 (рис. 15) — низкоплан с довольно тонким фюзеляжем
овального сечения и с большими зализами крыла, под которыми фюзеляж
имел постоянное сечение почти на половине своей длины. Внешне самолет
отличался короткой тупой носовой частью фюзеляжа. Конструкция его —
деревянный монокок с фанерной обшивкой толщиной 5 мм в цилиндри-
ческой передней части и выклеенной из шпона задней частью с толщиной
обшивки до 2,5 мм на конце. Снаружи монокок был оклеен полотном
на аэролаке. Кабина летчика — как в И-16 (ЦКБ-12), задней верхней
стрелковой точки не было. Вооружение: стрелкового не было, бомбы —
до 1000 кг на наружной подвеске. Конструкция крыла, оперения, шасси
и силовой установки — как в следую-
щем самолете ЦКБ-30 (описана
ниже).
На этом самолете летчик В. К- Ко-
ккинаки установил в 1936 г. несколько
международных рекордов. 17 июля —
Высота 11294 м с грузом 500 кг,
26 июля — высота 11402 м с грузом
1000 кг, 3 августа — высота 12816 м
t грузом 500 кг, 21 августа — высота
2101 м с грузом 1000 кг, 7 сентября —
'Высота 11005 с грузом 2000 кг, 26 ав-
Густа 1937 г.— скоростной беспоса-
дочный перелет по треугольнику
Москва — Севастополь — Сверд-
ловск — Москва протяженностью
flP18,2 км с контрольным грузом
ф00 кг за 16 ч со средней ско-
ростью 325,3 км/ч (три международ-
ных рекорда). На ЦКБ-26 В. К. Кок-
кинаки впервые в СССР выполнил
петлю на двухмоторном самолете.
Сергей Владимирович Ильюшин
29
Рис. 15. Самолет ЦКБ-26
В серии ЦКБ-26 не строился, так как был по существу эксперимен-
тальным самолетом. Его развитие — ЦКБ-30 металлической конструкции.
ДБ-3 (ДБ-Зб, ЦКБ-30) (рис. 16) — дальний бомбардировщик. Опыт-
ный экземпляр назывался ЦКБ-30, другой номер ДБ-3 сохранялся
в 1936—1938 гг. С 1938 г. самолеты типа 1936 г. для отличия от последую-
щих модификаций стали называть ДБ-Зб.
Полетная масса опытного экземпляра была 6250 кг. При этом
расчетные разрушающие перегрузки были приняты с запасом: пл = 8,17;
пв = 5,\; пс = 3,38 и nD = 2,5. Масса пустого самолета без вооружения
и съемного оборудования была сначала около 4200 кг. Постепенно
масса возрастала по мере усложнения оборудования, а также вследствие
конструктивных усилений и производственных утяжелений. В поздних
серийных, уже ремонтированных экземплярах, она дошла до 5270 кг,
а полетная перегрузочная масса в разных вариантах нагрузки доходила
до 9700 кг. В этом случае пл = 5,3. Оптимальная центровка — на 28 %
САХ.
О конструкции самолета ДБ-Зб следует сказать несколько подробнее,
так как она явилась своего рода венцом развития структурных форм
и элементов, принятых у нас в период, предшествовавший внедрению
плазово-шаблонного метода производства самолетов. В ДБ-3 этот метод
невозможно было применить, поскольку лонжероны его крыла делались
из труб, а нервюры и шпангоуты — из U-образных профилей с малковкой
их обеих полок.
По конструкции ДБ-3 имел некоторое сходство с СБ, но трубы
в лонжеронах были из стали ХМА (хромомолибденовой) с толщиной
стенок до 4 мм на сварке и клепке. Ферменные лонжероны консолей
крыла состояли из четырех частей каждый. Они соединялись в целый
лонжерон заклепками из ХМА по полкам-трубам, входившим одна
в другую телескопически.
30
часть лонжерона длиной около 2 м —
закалке в специальных вертикальных «шахтных» терми-
Качество сварки проверялось рентгеноконтролем каждого
оценка давалась в результате рассмотрения снимков и
суждений контролеров о том, как понимать ту или иную
Изготовление таких лонжеронов было трудоемким процессом. После
разовой сварки каждая ферма —
подвергалась
веских печах.
Жзла, причем
Субъективных
^черточку или точку на снимке — как трещину или нет. Первоначально
''^з боязни ошибиться часто браковали вполне исправные лонжероны.
В общем сварка получилась удачной, хотя и очень трудоемкой. Внутрен-
няя клепка полок-труб малых диаметров (в среднем 30 мм внутри)
ж*цм заклепками из стали ХМА была очень трудной и медленной
операцией. Поскольку телескопические полки были ступенчатыми,
.* обшивка крыла — гладкой, все эти ступени под обшивкой сглажива-
лись посредством 20-мм полос-прокладок из Д1 переменной толщины
ОТ 1 до 4 мм с пригонкой по месту.
Нервюры крыла ферменные: долки — U-профили, раскосы — трубы
20X18 мм на кницах. Под обшивкой крыла и фюзеляжа шли U-стрин-
ГОры меньшей высоты, проходившие сквозь полки нервюр и шпан-
гоуты. Места пересечения перекрывались выколоченными накладками на
заклепках. И тут дело не обходилось без прокладок, поскольку точность
вдготбвления нервюр в тогдашних деревянных шаблонах не всегда была
на высоте. Полки нервюр крепились к лонжеронам посредством
сварных узлов.
31
Вся клепка каркаса крыла была внутренней. Крыло было конструк-
тивно сложным, очень трудоемким, однако прочным и достаточно легким.
Трудоемкость резко снизилась только в ДБ-ЗФ и Ил-4 при коренном
изменении всей конструкции. Фюзеляж был по конструкции проще крыла,
в нем не было лонжеронов из ХМА, но участвовали в большом коли-
честве те же U-образные профили с малковкой их полок, переменной
по всему периметру шпангоутов и достигавшейся лишь ручной выколот-
кой, те же стрингеры, те же накладки и множество мелких сварных
узлов. Узловые шпангоуты были коробчатые, как и рамы жесткости под
фонарь, турель, люки, места подвески бомб и др. Толщина обшивки крыла
и фюзеляжа почти везде 0,6 мм, рулей — 0,4 мм. Вся клепка, кроме
больших узлов — на дуралюминовых заклепках с полукруглой головкой.
Преобладали диаметры 3 и 2,6 мм по обшивке и каркасу. Стальные
заклепки из ХМА и мягкие применялись диаметром до 6 мм.
Вооружение: три пулемета ШКАС, иногда пушка ШВАК в носо-
вой установке, позднее — ШКАС (300 патронов) в «кинжальной» уста-
новке.
Экипаж — три человека. На сиденье летчика — 9-мм бронеспинка.
Бомбовая нагрузка — в нескольких вариантах — от 1000 до 2500 кг.
На специально переоборудованном ЦКБ-30 «Москва» был выполнен
27—28 июня 1938 г. беспосадочный перелет Москва — Спасск-Дальний
протяженностью 7580 км за 24 ч 36 мин со средней скоростью 307 км/ч
в значительной части пути на высоте 7000 м (В. К. Коккинаки и
А. М. Бряндинский). 28—29 апреля 1939 г. на том же самолете «Москва»
В. К- Коккинаки и М. X. Гордиенко совершили беспосадочный перелет
из Москвы в США (остров Мискоу) за 22 ч 56 мин, пройдя около 8000 км
со средней скоростью 348 км/ч.
На самолетах ДБ-Зб было выполнено много полетов с испытательной
целью.
ДБ-ЗТ — это ДБ-Зб в варианте торпедоносца, выпущенный в 1938 г.
Конструктивных отличий в планере от ДБ-3 не было. Торпеды 45-36 АН
и 45-36-АВ '.
ДБ-ЗТП (рис. 17) —торпедоносец поплавковый, тот же, что ДБ-ЗТ,
но установленный на поплавки типа «Ж»- Для этого пришлось усилить
лонжероны и узлы центроплана и другие места. Выпущен в 1938 г.
Поплавковый вариант как принципиально устаревший принят не был,
и с тех пор военные поплавковые самолеты у нас не строились. Самолет
ДБ-ЗТ состоял на вооружении и применялся в Великой Отечественной
войне.
ДБ-ЗМ — первоначальное обозначение самолета ДБ-ЗФ (рис. 18)
первых серий с моторами М-87Б и М-88.
Самолет ДБ-3 строился серийно на трех заводах. Двигатели после-
довательно менялись с М-85 на.М-86, М-87, М-88, последние применялись
с винтами ВИШ-23. Самолеты применялись в войне с белофиннами и
1 Первое число — калибр торпеды в см, второе — год принятия на вооружение;
АН — авиационная низковысотная; АВ — авиационная высотная. Масса боевого
заряда 200 кг, общая масса 940 кг.
32
в Великой Отечественной войне, в частности — в бомбардировочных
налетах на Берлин.
Использовались они преимущественно в ночных налетах в составе
авиации дальнего действия. С 1940 г. ДБ-3 стал сменяться самолетами
ДБ-ЗФ, переименованными затем в Ил-4.
Винты фиксированного шага (ВФШ) двигателей М-87А лишь в 1939 г.
были заменены винтами изменяемого в полете шага типа ВИШ-3. Это
дало прирост скорости на 33 км/ч до высоты 4000 м, а на 5000 м —
50—52 км/ч, потолок увеличился на 1300 м.
Значительно позже, уже в 1943 г. на Ил-4К была испытана экспери-
ментальная герметическая кабина для летчика и штурмана — общая,
несколько увеличенная по высоте.
Назначение этих работ — освоение больших высот, которое в то время
проводилось как на истребителях, так и на бомбардировщиках.
18. Схема самолета ДБ-ЗФ (Ил-4)
2 Зак. 182
Рис. 19. Самолет ДБ-ЗФ (Ил-4)
Ил-4 (ДБ-ЗФ) (рис. 19). В августе — сентябре 1939 г. прошел
госиспытания этот вариант — модернизация ДБ-3 тех же размеров и
очертаний, за исключением кабины штурмана — удлиненной, остроносой
с большой площадью остекления. Но конструкция планера самолета
была изменена полностью и радикально в соответствии с требованиями
плазово-шаблонного метода производства. Из нее были полностью
устранены трубы и U-образные профили и все сопутствующие им мелкие
сварные узлы. Лонжероны крыла (на прежних местах) стали двутав-
рового сечения: полки — стальные (ЗОХНЗА) профили-тавры, стенка —
дуралюминовая листовая с вертикальными усилительными углобуль-
бовыми профилями с подсечкой их у полок. Шпангоуты и нервюры —
листовые с отбортовками, малкованными на нужный угол в процессе
штамповки резиной, без ручной доводки, без подгонки и без полос-
прокладок, без сварки с рентгеноконтролем, без трудной внутренней
клепки. Это был важный принципиальный шаг в области конструкций,
обусловленный повсеместным внедрением у нас плазово-шаблонного
метода производства цельнометаллических самолетов после освоения
и проверки всего метода при внедрении самолета Ли-2. Трубы и сварка
оставались в моторамах, шасси и в немногих других местах; вся жесткая
проводка управления самолетом не менялась. Все элементы конструкции
были пересчитаны на прочность соответственно все возраставшей
полетной массе, связанной с увеличением дальности (баки в носках
крыла). Конструкция стала достаточно простой.
Была введена пневматическая система уборки шасси вместо масляно-
пневматической.
Эталон ДБ-ЗФ на вторую половину 1940 г. был выпущен с двигателями
М-88 в 1100 л. с. и имел полетную массу 8033 кг, доведенную с пере-
грузкой до 10153 кг. Поэтому скорость по сравнению с серийным ДБ-3
с М-87А возросла лишь на несколько километров в час и достигла
435 км/ч на высоте 6800 м.
34
I Обозначение Ил-4 было введено в марте 1942 г. Ил-4 выпускался
|серийно, сменив в 1940—1944 гг. ДБ-3. Формы и размеры его уже не
кценялись, но из-за дефицитности дуралюмина во время войны пришлось
‘go многих сериях консоли крыла и носовую часть фюзеляжа изготовлять
'?ИВ дерева и фанеры.
'' г. Двигатели ставились М-88Б (1100 л. с. на высоте 4000 м и 1000 л. с.
' на высоте 6000 м). Пробовали ставить двигатели М-82, М-89 и М-90
(в серии не строили).
Первоначально использовались винты ВИШ-23, потом — флюгерные
УФ-61-ИФ и АВ-5ФЗ-158А. Масса пустого самолета в 1942 г. достигла
6421 кг, полетная — 10055 кг. Полеты с бомбами в перегрузку стали
правилом, причем взлетная масса в перегрузочном варианте достигала
12120 кг с 2500 кг бомб.
Год от года вносились изменения, добавления, улучшения. Поэтому
дать какие-то единые цифровые показатели для Ил-4 невозможно, так
как летные данные при различных испытаниях относились к различным
•яассам. Во всяком случае максимальная скорость у земли была в пределах
330—350 км/ч (позднее с М-82 она достигала 368 км/ч), на высотах
порядка 4500 м (первая граница высотности) — до 400 км/ч, а на 6000—
6500 м (вторая граница высотности) — до 445 км/ч. Наружная подвеска
.бомб, торпед соответственно снижала эти цифры. Дальность была
порядка 3500 км (с двигателем М-82 — порядка 1640 км при нормальном
запасе топлива), потолок — до 10 000 м.
Вооружение: первоначально три пулемета ШКАС, потом два пулемета
ШКАС и один пулемет БС или пулемет УБТ (на турели) с 500 патронами.
Цробовали две пушки ШВАК — впереди со 120, на турели с 240 снаря-
дами. Бомбовая нагрузка нормальная (на внутренней подвеске) —
1600 кг, предельная — 2700 кг. Емкость топливных баков 3855 л в самолете
ДБ-ЗФ, а первоначально в самолете ДБ-Зб емкость была 2860 л —
Десять баков, из которых четыре были встроены в консоли крыла и их
фбечайки служили обшивкой крыла. Протектирования не было. В самолете
ДБ-ЗФ количество баков (при большем их объеме) уменьшили до шести,
Мв* которых встроенных было только два. В варианте торпедоносца
4|эмба в 1000 кг заменялась торпедой 45-36-АН, сбрасываемой с малых
Дысот, или торпедой 45-36-АВ — с больших высот. Кроме бронеспинки
виденья летчика стали бронировать и место стрелка (6—9-мм броне-
Йитка).
Ил-4 применялся еще как буксировщик планеров А-7 и Г-Н и для
сбрасывания десанта до 7 человек. В 1946 г. был выпущен в нескольких
Иемплярах гражданский вариант Ил-4 для аэрофотосъемки, исполь-
ЯЬвавшийся в системе Министерства геологии. Фотоаппаратура устанав-
ливалась в бывшем бомбоотсеке.
Был произведен опыт применения теплового антиобледенителя
и стабилизатора, с обогревом также и задней кабины, с тремя
шДвесными калориферами. Скорость уменьшилась на 7 км/ч. Иногда
«©Дилось дополнительное усиление хвостовой части фюзеляжа четырьмя
^Дружными лонжеронами-профилями, капотов двигателей и носовой
<»бины.
2*
35
Ил-4 выпускался в 1940—1945 гг. в больших количествах в разных
модификациях и широко применялся в Великой Отечественной войне.
ДБ-4 (ЦКБ-56) — дальний бомбардировщик, немного больший по
длине, чем ДБ-3, и отличавшийся по схеме. Это был высокоплан с двумя
двигателями АМ-37 по 1400 л. с., с разнесенным вертикальным оперением
и с большим бомбовым отсеком в фюзеляже под крылом. Выпущен
был в октябре 1940 г., но'его испытания были только заводские, так как
из-за дефектов он не мог быть предъявлен на госиспытания. Кроме того,
в октябре 1940 г. в серийное производство был запущен Ер-2 того же
класса. ЦКБ-56 не имел перспектив также из-за двигателя АМ-37,
который в следующем году-был снят с производства. Предполагалась
постановка М-120, потом М-82, но это сделано не было.
Ил-6. Дальний бомбардировщик с крейсерской скоростью 350—
380 км/ч при полете на дальность 5000 км, т. е. почти на 100 км/ч больше,
чем у Ил-4. По схеме напоминал Ил-4, но несколько больших размеров
и с дизелями А. Д. Чаромского АЧ-ЗОБ в 1250/1500 л. с. Ил-6 был
выпущен в двух опытных экземплярах.
Испытания проводил с 7 августа 1943 г. В. К. Коккинаки на заводе,
затем А. Н. Гринчик и Н. С. Рыбко в ЛИИ. Летом 1944 г. установили
двигатели АЧ-ЗОБФ мощностью до 1500 л. с. Дальнейшие работы были
прекращены из-за недостатков самолета и двигателей.
Работы В. Н. Беляева
Профессор Виктор Николаевич Беляев (1896—1958 гг.) был крупней-
шим специалистом и автором ряда трудов по прочности самолетов,
работал в ОМОС, АГОС1, КОСОС, в ОКБ Туполева и в ЦАГИ, а кроме
того, вел и конструкторскую работу.
Еще в 1920 г. он строил планер-биплан по типу планера Н. Б. Делоне,
но с колесным шасси. В 1934—1936 гг. он спроектировал и построил
два двухместных планера по совершенно оригинальной схеме «бабочка» —
бесхвостки с обратной стреловидностью в комбинации с «чайкой». Оба
эти планера БП-2 и БП-3 (бесхвостый планер) были очень удачны.
Их постройке предшествовали продувки моделей в ЦАГИ, а легкая
летающая модель БП-2 была еще испытана буксировкой за тележкой
гидроканала ЦАГИ.
Планер БП-2 (ЦАГИ-2) участвовал в IX планерном слете в Коктебеле
и показал отличные летные качества (летчик Д. А. Кошиц), а по оконча-
нии соревнований прилетел на буксире самолета Р-5 в Москву. Следую-
щий, уже рекордный планер БП-3 тоже показал отличные результаты
и был построен небольшой серией. На этих планерах была проверена
аэродинамическая компоновка крыла и получены характеристики
управляемости при их оригинальной схеме.
Опыт планеров послужил основой для проекта двухмоторного
пассажирского самолета, представленного В. Н. Беляевым на конкурс
1 ОМОС — отдел морского опытного самолетостроения; АГОС — отдел
авиации, гидроавиации, опытного самолетостроения.
36
скоростных пассажирских самолетов, объявленный в 1935 г. Аэрофлотом
И научно-техническим обществом Авиавнито. Проект получил вторую
дремию, и самолет был рекомендован к постройке, но построен не был
.(как и все остальные конкурсные). Позже он был осуществлен в военном
фарианте ДБ-ЛК, проектирование которого началось в 1938 г., а испы-
J 1яния в 1940 г.
< Проектировался в 1937 г. совместно с инженером Виктором Ивано-
вичем Юхариным и был построен в 1941 г. в КАИ экспериментальный
самолет «с упругим крылом» под двигатель Рено в 430 л. с.
Кроме того, В. Н. Беляев строил экспериментальный истребитель ЭОИ
двухбалочной схемы; постройка была прекращена в 1941 г. из-за
эвакуации завода.
Основными работниками ОКБ Беляева и участниками создания его
Самолетов были П. Н. Обрубов, Л. Л. Селяков, Э. И. Корженевский,
Д. А. Затван, Б. С. Бекин, Н. Е. Леонтьев и др.
ЭОИ (экспериментальный одноместный истребитель) В. Н. Беляева —
оригинальный двухбалочный низкоплан с толкающей установкой
двигателя М-105, кабина летчика — в носовой части корпуса. Перед
Кабиной размещалась стрелковая установка. Конструкция цельно-
металлическая. Площадь крыла— 19,0 м2, размах— 11,4 м. Остальные
данные (в том числе и расчетные) не сохранились, так как самолет
(постройка начата в 1940 г.) был уничтожен при эвакуации в октябре
1941 г. вместе с чертежами и расчетами.
> ДБ-ЛК (дальний бомбардировщик — летающее крыло) (рис. 20
И 21). Схема его была совершенно оригинальна и не может быть названа
НИ летающим крылом, ни бесхвосткой, а скорее — полубесхвосткой.
¥него было специфическое крыло типа «бабочка» с сильно выраженной
обратной стреловидностью. Горизонтальное оперение было установлено
Высоко на киле, за задней кромкой центроплана. Самолет двухфюзеляж-
20. Схема самолета ДБ-ЛК
Рис. 21. Самолет ДБ-ЛК
ный, с двумя двигателями М-87Б в 950 л. с. на высоте 4700 м. Фюзеляжи
были как бы развитыми гондолами двигателей и замыкались сзади
оригинальными стрелковыми установками в виде прозрачных «колец»,
вращающихся вокруг осей фюзеляжей. На задней части центроплана
помещалось развитое вертикальное оперение, причем часть киля шла под
центропланом и несла хвостовое колесо.
Профиль крыла — переменный: от ЦАГИ МВ-6 бис (безмоментный)
в центроплане до «Геттинген-387» на концах консолей, где хорда его
расположена под углом -ф 12° относительно нестреловидного центроплана
Это была аэродинамическая закрутка крыла, сопутствующая обратной
стреловидности. Угол стреловидности в плане по передней кромке кон-
солей 5°41' (10 %), удлинение крыла 8,21, сужение около 7. Концы крыла
были отогнуты назад под 30° и несли небольшие элероны в дополнение
к основным, занимавшим полразмаха консолей. Против этих элеронов
были управляемые предкрылки, а между элеронами по всей задней
кромке — посадочные щитки типа ЦАП, опускавшиеся на 45°. Кроме
того, задняя часть центроплана (за щитками) могла опускаться при
взлете и подниматься при посадке на небольшие углы. Элероны —
типа Фрайз. Они, как и все рули, имели 100 %-ную весовую и аэро-
динамическую компенсацию. Площадь крыла 56,87 м2, а за вычетом
фюзеляжей — 45,7 м2. Хорда центроплана — 5,0 м, между осями фюзе-
ляжа — 4,5 м.
Конструкция самолета металлическая — дуралюмин на потайной
клепке, с полотняной обшивкой рулей, элеронов и задней части консолей
крыла. Центроплан пятилонжеронный с подкрепляющим гофром под
обшивкой верхней стороны. На его подвижной части задняя кромка могла
в свою очередь отгибаться, действуя как дополнительный руль высоты.
Консоли крыла двухлонжеронные, с продольным усилительным гофром
по верху между лонжеронами, не доходившим до концов крыла. Дальше
и понизу были стрингеры углобульбового профиля, нервюры листовые.
Поперечное V консолей — 6°28'.
Горизонтальное хвостовое оперение — стабилизатор малых размеров
и большой руль высоты, их площади соответственно 0,85 м2 и 4,8 м2,
38
jgf
i а всего 5,65 м2. Стабилизатор устанавливался на верхней части киля.
Площадь вертикального оперения — 7,0 м2, в том числе руля направле-
ния — 1,94 м2.
i Принятая компоновка крыла имела целью облегчить конструкцию.
Д от конструкции крыла зависела конструкция оперения. Можно еще
добавить, что рули на оперении имели триммеры площадью 3—
4 %-
' Шасси двухколесное, убираемое поворотом назад в фюзеляжи,
& специальные отсеки рядом с бомбовыми. Подъем и выпуск его —
электрогидравлическим механизмом, аварийный выпуск механический.
Колеса 900X300 мм с односторонними тормозами. Хвостовое колесо
450X150 мм без тормозов, неубираемое.
Управление смешанное (тросы и тяги) двойное.
Фюзеляжи (их называли тогда гондолами) типа полумонокок,
с четырьмя лонжеронами и тремя основными шпангоутами. К переднему
крепилась сварная (из труб) моторама, к заднему — поворотное
каркасное звено с плексигласовой обшивкой и пулеметной установкой
в нем. За ним следовало такое же звено, но конической формы,
замыкавшее фюзеляж, с другой такой же пулеметной установкой.
Крепление звеньев к фюзеляжу и друг к другу — посредством торцовых
колец с зубчаткой на внутренней стороне, вращаемых от электродвига-
телей. Четыре пулемета обеспечивали обстрел задней полусферы.
В левом фюзеляже — летчик и стрелок, в правом — штурман и
Стрелок-радист. Фонарь кабины летчика немного сдвинут влево для
лучшего обзора при посадке. Для входа и выхода крышки фонарей
сдвигаются назад. Каждый стрелок обслуживает обе пулеметные
установки в прозрачных «кольцах-звеньях». Кроме этих четырех
Пулеметов ШКАС были еще два пулемета ШКАС в центроплане,
. установленных в спарке по оси самолета и отклонявшихся на угол ± 10 %
8 стороны при надобности, с дистанционным управлением. Общий боеза-
1Вас на 6 пулеметов ШКАС — 4500 патронов.
Бомбовое вооружение нормальное — 1000 кг бомб на внутренней
Подвеске в фюзеляжах, в различных комбинациях: от четырех ФАБ-250 до
ж. 58 более мелких бомб. В перегрузку можно было брать две ФАБ-1000 или
«Две ФАБ-500 на наружной подвеске (держатели Дер-20 и Дер-19).
Р *' Двигатели М-87Б предполагалось заменить двигателями М-88.
Капоты — «с юбками», регулирующими охлаждение двигателей. Винты —
Ниш -23Д диаметром 3,3 м (масса 152 кг). Топливных баков в
/ Центроплане — пять, из них два — в носке; в консолях — по три бака
- |рдин в носке), в фюзеляжах— по одному баку.
у Общйй объем топливных баков — 3444 л. Маслобаков — три. Все
* баки протестированы аназотом.
Масса пустого самолета 6004 кг, в том числе массы частей самолета:
Центроплан с килем — 542 кг, каждая консоль — 507 кг, элерон — 22 кг,
фюзеляжи— 500 кг, двигатели М-87Б— 1270 кг, мотооборудование
*В том числе винты) — 1142 кг, шасси — 307 кг, управление — 185 кг,
Горизонтальное оперение — 81 кг, руль направления — 13 кг, кислородное
Оборудование — 57 кг.
В ходе испытаний в самолете были дополнительные грузы общей
массой до 280 кг для обеспечения различного положения центра тяжести,
не входящие в его конструкцию.
Нагрузка: экипаж — 360 кг, боезапас — 156 кг, снаряжение — 24 кг,
радиоаппаратура — 77 кг, бензин— 1048 кг, масло— 160 кг, бомбы —
1000 кг; кроме того, нагрузкой тогда считались пулеметы, аккумуляторы
и др. Общая масса нагрузки — 3001 кг и более.
Полетная масса — 9061 кг, перегрузочная— 10 672 кг, установленные
при испытаниях в ГК НИИ ВВС. Их выполняли летчик М. А. Нюхтиков,
ведущий инженер Т. Т. Самарин, по тактическим испытаниям —
Н. И. Шауров. Было 102 полета. Центровка пустого самолета — 6 %
хорды центроплана и 6,65 % САХ крыла (3,66 м). С нагрузкой —
до 7,83 % САХ, но не больше. При этом условии самолет мог летать
с брошенным управлением при скорости более 300 км/ч.
При нормальной полетной массе коэффициент разрушающей пере-
грузки на случай Ак был равен 8.
Летные качества по госиспытаниям были неплохие: скорость у земли —
395 км/ч, на высоте 5100 м — 488 км/ч, посадочная — 150 км/ч, отрыва —
145 км/ч; скороподъемность — 5,9 м/с у земли и 6,15 м/с на высоте 2000 м,
время набора высоты 3000 м — 8,2 мин, 5000 м — 13,6 мин, потолок —
8500 м, время виража — 50—55 с на высоте 2000 м, дальность полета —
1270 км (с 1000 кг бомб), а в перегрузочном варианте.с запасом топлива
и масла в 2500 кг — 2900 км с 1000 кг бомб. Разбег — 600—620 м
(щитки опущены на 10°), пробег 550—600 м (задняя часть центроплана
поднята на 30° вверх), взлетная дистанция до высоты 20 м — 2 км.
При одном работающем двигателе скороподъемность—1,15 м/с.
Минимальная скорость полета — 220 км/ч, скорость планирования —
230—250 км/ч, как и скорость набора высоты.
Было признано, что самолет не прошел госиспытаний по причине
плохого обзора для летчика и штурмана при наводке на цель и ряда
дефектов и недоделок в конструкции. Предложено было все недостатки
устранить и самолет предъявить вторично.
Такая модификация с добавлением средней кабины была разработана,
был утвержден макет под двигатели М-71, но времени на ее осуществле-
ние уже не было. С началом войны работы по ДБ-ЛК были прекращены
и подлинной причиной этого была невозможность ломки серийного
выпуска Ил-4 и замены его каким-либо другим в военных условиях, когда
требовалось максимальное количество самолетов и в кратчайшие сроки.
Скоростные разведчики и штурмовики
Работы ОКБ С. А. Кочеригина
СР (скоростной разведчик, Р-9, ЦКБ-27) (рис. 22). Самолет был
задуман как многоцелевой скоростной разведчик, двухместный
истребитель и легкий бомбардировщик. Схема — среднеплан. Ради
лучших аэродинамических форм задняя стрелковая установка была
сделана не турельной, а шкворневой и закрывалась продолговатым
40
телескопическим прозрачным обтекателем, являвшимся продолжением
заголовника фонаря кабины летчика и переходившим плавно в
£ {киль. Среднепланная схема позволила сделать бомбовый отсек с кассе-
тами под лонжеронами крыла на 400 кг бомб. Двигатель—Гном-Рон
[J «Мистраль-Мажор» 14Krsd в 670—780 л. с. в капоте NACA. Винт
» трехлопастный изменяемого на земле шага, на винте — кок. Были приняты
: все меры для достижения заданной скорости 400 км/ч на высоте 4000 м.
t t Конструкция самолета была смешанная. Фюзеляж — деревянный
монокок. Крыло — металлическое, лонжероны ферменные из стальных
ТРУб на клепке и сварке, нервюры и обшивка — из Д6 от 0,6 до 1,5 мм,
клепка — потайная. Посадочные щитки ЦАП. Элероны и оперение —
Д6 с полотном, на рулях триммеры. Шасси одностоечное с очень длинными
j стойками; третий стержень ног шасси управлял их уборкой от гидро-
системы, в которой источником энергии был сжатый воздух в баллоне.
Колеса 800X150 мм с масляно-воздушной амортизацией по типу ДИ-6.
" 'Костыль убираемый, ложечный, с цилиндром-амортизатором.
(1.> Вооружение — два пулемета ШКАС на задней шкворневой установке
I И бомбы (до 400 кг).
' Самолет был построен в трех экземплярах в 1935—1936 гг. Первые
^Полеты показали, что по скорости самолет не имеет себе равных среди
'/'разведчиков. С выпущенным шасси скорость была ’ около 360 км/ч,
рв при убранном она достигала 460 км/ч. Однако различного рода
|/Неполадки не дали возможности оценить его качества в точных цифрах,
нПолных испытаний так и не было проведено. Самолет был переделан,
жЖ новый вариант его был с жестким неубираемым шасси в обтекателях,
№ экранированной турельной установкой, дававшей гораздо большее
^Сопротивление. Это был явный шаг назад, на который тогда пришлось
ПОЙТИ.
Ш (ЛБШ, легкий бронированный штурмовик) (рис. 23). Схема и
размеры те же, но двигатель другой — М-88 в 1100 л. с. с винтом
1ДИШ-22Е.
/* Самолет испытывался также с двигателями М-85 и М-86. Шасси —
Фвободнонесущие стойки с полуосями и с колесами полубаллонного
Типа (750X250 мм) в обтекателях. Вооружение — два пулемета ШКАС
и две пушки ШВАК в крыле и один пулемет ШКАС на турели, бомб 200 кг,
с перегрузкой — 400 кг.
Стойки шасси — с масляно-воздушной амортизацией и двухзвенным
механизмом. Амортизационный цилиндр был вынесен за пределы стойки
на кронштейнах с шарнирным креплением концов, что избавляло его
уплотнения от бокового трения при значительном стояночном угле шасси.
В главной стойке телескопический шток с полуосью и двухзвенниками
имел трение меньше, чем это было бы в амортизационном цилиндре.
Управление самолетом полностью жесткое. Фонарь летчика прозрачный
до экранированной турели. Бомбовый отсек вмещал четыре ФАБ-100.
Сиденье летчика с бронеспинкой. Летные качества самолета были хоро-
шие, даже при неубираемом шасси. Но в серийной постройке он не был,
так как предпочтение было отдано самолету Р-10 с убираемым шасси.
Были еще модификации Ш-2 (дублер) и ММШ-М-81.
ОПБ-5 (одномоторный пикирующий бомбардировщик ОКБ С. А. Ко-
черигина) (рис. 24).
Схема — одноместный низкоплан с крылом типа обратной «чайки».
Бомба скрыта в фюзеляже и сбрасывается посредством параллело-
граммной подвески, выводящей ее за пределы диска винта.
Крыло профиля NACA-23014 площадью 18,0 м2 двухлонжеронное,
полки лонжеронов — из хромансилевых профилей, остальное — дуралю-
мин; консоли крыла — с автоматическими предкрылками; закрылки
Шренка; на верхней и нижней сторонах консолей у заднего лонжерона —
тормозные щитки, отклоняемые на 90°. Передняя часть фюзеляжа
с кабиной — дуралюминовая, хвостовая — фанерный монокок. Козырек
фонаря и заголовник — из бронестекла. Оперение дуралюминовое,
обшивка рулей — полотно. Шасси одностоечное, колеса, убираемые
назад, в центроплан, с поворотом на 90°. Колеса полубаллонные
750X250 мм, тормозные. Амортизация масляно-воздушная. Хвосто-
42
Е1 вое колесо 300X150 мм, ориентирующееся, со стопором, убирае-
мое.
Вооружение стрелковое синхронное: два пулемета ШКАС (1700
^атронов) и два пулемета БС (Березина) с 440 патронами. Бомба
! йассой 500 кг.
| Капот звездообразного двигателя был сделан с центральным
'уходом для воздуха, с вентилятором у винта и цилиндрическим
j кольцевым выхлопным коллектором. Баки протестированные.
/ Масса пустого самолета — 2546 кг, полетная масса — 3842 кг.
; Проектная скорость — до 600 км/ч.
« '!> Проектирование самолета было начато в 1938 г. под двигатель
, М-90 в 1425 л. с. на расчетной высоте 5700 м. Взлетная мощность
|750 л. с. В 1941 г. самолет был закончен постройкой, но двигатель
’ М-90 еще не был готов. В 1941 г. делались расчеты под серийный
дригатель М-82А в 1400/1700 л. с. Скорость получалась 584 км/ч на
высоте, с М-71 она получалась 593 км/ч. Но в начале 1942 г. работы
ho самолету ОПБ были прекращены и ОКБ С. А. Кочеригина ликвидиро-
вано. Сам он был назначен главным редактором БНТ НКАП.
В 1937—1938 гг. КБ Кочеригина занималось внедрением в произ-
। родство американского лицензионного самолета Валти V-l 1 (см. в разделе
' ^Лицензионные самолеты»).
'й Кроме выпущенных самолетов коллективом С. А. Кочеригина в
‘ 1939—1940 гг. было в той или иной мере разработано до двух десятков
Проектов одномоторных и двухмоторных самолетов, истребителей,
Штурмовиков, легких бомбардировщиков под двигатели М-34, АМ-37,
М-71, М-88, М-105 и др. Некоторые самолеты были в макетах и даже
Начали строиться, но на их полную реализацию не было ни сил, ни
производственных возможностей.
24. Схема самолета ОПБ
Самолеты Харьковского авиационного
института (ХАИ)
На протяжении 1932—1938 гг. в ХАИ и на заводе велась большая
конструкторская работа силами преподавателей и студентов. Работа
эта возглавлялась зав. кафедрой конструкций самолетов, в дальнейшем
профессором ХАИ Иосифом Григорьевичем Неманом, работавшим
ранее в конструкторском коллективе К- А. Калинина (ГРОСС *).
Вместе с И. Г. Неманом работали С. Я- Желковский, А. Ф. Бело-
стоцкий, П. Г. Бенинг, А. Д. Арсон, С. И. Кузьмин, А. А. Кроль, А. А. Лаза-
рев, А. Г. Агронин и другие преподаватели, в недалеком прошлом
студенты1 2. Ими были построены самолеты ХАИ-1 (1932 г.), ХАИ-2
(1936 г.), ХАИ-3 (1936 г.), ХАИ-4 (1934 г.), ХАИ-5 (1936 г.), ХАИ-6
(1936 г.) и ХАИ-8 (1937 г.). Некоторые из них имели модификации.
Строились и планеры: ПП-3, «Осовец ХАИ», «Безлонжеронка ХАИ» и др.1'
Из перечисленных самолетов три (ХАИ-1, ХАИ-5 и ХАИ-6, все —
И. Г. Немана) относятся к разведчикам и пассажирским и четыре —
к легкомоторным. Из них строились серийно ХАИ-1 и ХАИ-5 (оба — Не-
мана) с их модификациями, что безусловно, было очень большим дости-
жением для учебного института.
Р-10 (ХАИ-5) (рис. 25) — двухместный скоростной (для своего
времени) разведчик, легкий бомбардировщик и небронированный
штурмовик с двигателем Райт «Циклон» Ф-3, в серии — М-25В и затем
М-62 с ВИШ-6.
Самолет был спроектирован И. Г. Неманом по его инициативе,
с успехом прошел все испытания и был принят к серийной постройке
как соответствующий всем требованиям к разведчику на 1937 г.
За 1938—1940 гг. было выпущено большое количество Р-10.
Конструкция — цельнодеревянная, как в ХАИ-1 (описанная в преды-
дущей книге). Фюзеляж — фанерный монокок, центроплан — одно целое
с ним. Крыло — двухлонжеронное с фанерной обшивкой толщиной
2,0—1,5 мм. Такой же конструкции и оперение. Все поверхности склеены
полотном на аэролаке. Шасси одностоечное, убираемое в центро-
план в направлении оси самолета, хвостовое колесо — в фюзеляж.
Вооружение: два пулемета ШКАС синхронных и один пулемет ШКАС
на турели, закрытой обтекаемой башней конструкции И. В. Веневидова
и Г. М. Можаровского, бомб до 300 кг (6 ФАБ-50) внутри фюзеляжа.
С 1940 г. самолеты Р-10 под маркой ПС-5 применялись в Аэрофлоте
в качестве почтовых. Полетная масса — 2880 кг (без перегрузки) была
сохранена, в фюзеляже оборудованы три пассажирских места.
«Иванов» И. Г. Немана проектировался и строился по условиям
конкурса. Макетная комиссия состоялась в сентябре 1937 г., постройка
была начата в апреле 1938 г. в Харькове, а в декабре прекращена,
поскольку в это время уже шла серия Р-10 и выходил на испытания
такого же типа самолет ХАИ-52 — модификация серийного ХАИ-5 (Р-10).
1 Гражданское опытное самолетостроение
2 Техника, 1934, 18 августа.
44
frwc. 25. Самолет P-10
ХАИ-52 (ХАИ-51) — развитие ХАИ-5, двигатель М-62 в 800 л. с.,
дотом — М-63 в 900 л. с. (взлетные мощности 830 л. с. и 930 л. с.).
Отличался от ХАИ-5 более мощным вооружением — 7 пулеметов ШКАС
(3500 патронов) и 400 кг бомб. Его конструктивная особенность —
Полки лонжеронов крыла были выполнены из Д-16 с приклепанной
фанерной накладкой, к которой приклеивалась фанерная обшивка.
Самолет, выпущенный в 1939 г., принят не был, хотя с М-63 он превосходил
серийный Р-10, который выпускался в
небольшая серия ХАИ-52 строилась.
А. А. Дубровин.
№ ХАИ'6 — двухместный скоростной
^ружия. Внутри фюзеляжа за кабиной
большом количестве. Однако
Этим самолетом занимался
низкоплан-фоторазведчик без
стрелка-наблюдателя располз-
алось дистанционное управление фотоустановки. Внизу фюзеляжа и
Д боков имелись открывавшиеся люки, через которые обеспечивалась
.Лиановая и, что очень важно, перспективная фотосъемка на расстояние
|0—50 км в сторону от направления полета. Конструкция деревянная,
^общем — как в ХАИ-5, но рули — с дуралюминовым каркасом и полот-
няной обшивкой, фюзеляж — фанерный монокок, крыло и стабилиза-
тор — с фанерной обшивкой, посадочные щитки — типа ЦАП, дуралюми-
НОвые. Шасси, как в ХАИ-5. Двигатель Райт «Циклон» Ф-3 в 712 л. с.
; Самолет был выпущен в 1935 г. и с успехом прошел заводские
Испытания (летчик Б. Н. Кудрин), показав скорость, близкую к рекорд-
ЧРЙ для данного класса. Но в серии он не строился, поскольку был
принят ХАИ-5 (Р-Ю) с тем же двигателем, имевший более широкое
^Дзначение и вооруженный.
Самолеты «Иванов»
й*
ф В начале 1936 г. ВВС объявили конкурс на лучший осуществленный
В, НатУРе моноплан-разведчик и ближний бомбардировщик под условным
$евизом «Иванов» *; были составлены тактико-технические требо-
ЯДрес/^еВИЗ *^ввнов>> — по указанию И. В. Сталина (это был его телеграфный
вания (ТТТ) к нему. По этим требованиям проектировались три
самолета, названные «Иванов»: И. Г. Немана, Н. Н. Поликарпова
и П. О. Сухого. Самолет Д. П. Григоровича, также строившийся для
этого конкурса, не был закончен. Самолеты предназначались для
срочной замены разведчиков-бипланов Р-5, ССС и P-Z, уже безнадежно
устаревших. И конкурс был вынужденной мерой ускорения.
«Иванов» Н. Н. Поликарпова (рис. 26) — двухместный разведчик,
легкий бомбардировщик и штурмовик, самолет сопровождения.
Двигатель М-62 мощностью 800 л. с. на высоте 4200 м. Выпущен
в двух экземплярах, различавшихся деталями вооружения и оборудо-
вания.
Самолет имел много нового в конструкции. Впервые были применены
для полок лонжеронов крыла термически обработанные тавры из стали
ХГСА. Широко применялись поковки, штамповки, литье, потайная
клепка, предагрегатная сборка. Дуралюминовые листы обшивки крыла
были состыкованы на подкладках-полосках, благодаря чему достигнута
исключительная чистота обшивки.
Конструкция фюзеляжа — деревянный монокок эллиптического се-
чения с продолговатым фонарем и экранированной турелью. Толщина
обшивки от 3 мм впереди до 2 мм в хвосте; монокок был составлен
из правой и левой половин, состыкованных на ус в плоскости симметрии,
оклеен полотном и отполирован.
Полки лонжеронов центроплана — швеллеры, полки консолей —
тавры. Нервюры цельнометаллические. Обшивка крыла — Д6 толщиной
0,8 мм. Элероны и оперение — Д6 и полотно; везде были установлены
триммеры. Колеса убирались в центроплан пневматически с поворотом
назад и внутрь. Хвостовое колесо — тоже убираемое. Управление
самолетом — жесткое. В амортизационных стойках шасси впервые
в СССР применены звенники взамен шлиц-шарниров.
Рис. 26. Схема самолета «Иванов» Н. Н. Поликарпова
46
! Вооружение — четыре пулемета ШКАС, синхронных, два пулемета
ВК и один пулемет ШКАС в крыле, один пулемет БС на турели и один
пулемет ШКАС на кинжальной установке вниз назад. Бомб до 900 кг,
‘ и том числе 400 кг в фюзеляже и 500 кг под крылом.
Самолет был начат проектированием в первом квартале 1937 г.,
4 июля был предъявлен его макет. Однако постройка его из-за отсутствия
>то время производственной базы задержалась, и самолет был выпущен
Ддшь в конце 1938 г. (см. табл. 3). Он удачно прошел испытания как
разведчик и бомбардировщик. Второй экземпляр не испытывался. В серии
самолет не строился, как и другие конкурсные, поскольку был принят
Р-10 (ХАИ-5), которому «Иванов» уступал немного в скорости
,{(на 20 км/ч), но значительно превосходил в вооружении и дальности
Полета, будучи крупнее его по размерам.
.у «Иванов» П. О. Сухого (АНТ-51) описан ниже.
Таким образом, конкурс сам по себе не дал ожидаемых результатов.
Требуемый разведчик был задуман и даже построен харьковскими
Йгонструкторами еще до объявления конкурса. Здесь конструкторская
мысль явно опередила военную.
( Самолет А. П. Голубкова
СРВ (скоростной разведчик-бомбардировщик). С конца 1939 г.
М/В 1940 г. на новом заводе бригадой А. П. Голубкова велось проекти-
рование самолета СРБ. Были в основном изготовлены чертежи, начаты
Плазы и построен макет в двух вариантах — с звездообразным и с рядным
двигателями. По-видимому, этот проект был одним из объектов
' Л, Н. Туполева под номером от 54 до 56.
Й Эти работы были прекращены в конце 1940 г. А. П. Голубкову
Жфучили работу по стандартам, а во время войны дали КБ по переделкам
Йиостранных самолетов В-25, DC-3 и др. Позднее это КБ стало под-
разделением ОКБ А. Н. Туполева и принимало участие в постройке
/Самолета Ту-104.
Ми
Работы П. О. Сухого в ЦАГИ
и первые самолеты ОКБ П. О. Сухого
If
‘Павел Осипович Сухой (1895—1975) —один из виднейших авиа-
ГНструкторов нашей страны — родился в Белоруссии 10 (22) июля 1895 г.
1905 г. он поступил в гимназию в Гомеле, которую окончил в 1914 г.,
/^Поступил на физико-математический факультет Московского государ-
•Йвеиного университета, откуда через год перешел в ПТУ (МВТУ),
второе и окончил. В 1924 г. поступил в АГОС ЦАГИ, где вскоре вы-
ЦОлился, был отмечен А. Н. Туполевым. В 1926—1927 гг. П. О. Сухой
..проектировал и разрабатывал конструкцию истребителя И-4 (АНТ-5),
Цельнометаллических лыж к самолету ТБ-1 (АНТ-4) и вел ряд других
работ.
47
Павел Осипович Сухой
С 1937 г. бригада П.
С середины 1932 г. П. О. Сухой был
назначен начальником бригады и ведущим
по самолету РД (АНТ-25).
Одновременно его бригада проектиро-
вала и строила истребитель И-14 в двух его
вариантах — АНТ-31 и АНТ-31 бис. Само-
лет РД разрабатывался также и в военном
варианте, неосуществленном. Бригаде Сухо-
го было поручено спроектировать на его
основе дальний бомбардировщик АНТ-37
(ДБ-2), уже двухмоторный. Однако в свете
новых требований к скорости он тоже не
мог иметь успеха и лишь послужил основой
для отработки П. О. Сухим нового рекорд-
ного (по дальности) самолета ДБ-2Б (АНТ-
37 бис) «Родина», на котором 24—25 сен-
тября 1938 г. был выпрлнен рекордный
женский перелет Москва — Керби экипа-
жем В. С. Гризодубовой.
О. Сухого начала работу над скоростным
разведчиком-монопланом АНТ-51 «Иванов» по объявленному тогда
конкурсу.
В конце 1939 г. бригада была выделена из КОЗОК (конструкторский
отдел завода опытных конструкций) и стала самостоятельным ОКБ.
25 августа состоялся первый полет АНТ-51, потом самолет доводился,
на нем устанавливались более мощные двигатели, и он был принят к серий-
ной постройке, получив название ББ-1 (с 1940 г.— Су-2).
В марте 1945 г. в ОКБ П. О. Сухого был влит штат ОКБ В. Г. Ермо-
лаева, 27 ноября 1949 г. ОКБ П. О. Сухого было закрыто и влито в ОКБ
А. Н. Туполева, а Павел Осипович стал одним из его заместителей.
ОКБ было восстановлено только в 1953 г. и получило новую базу.
Ниже рассматриваются самолеты П. О. Сухого, начатые и построен-
ные до войны, с их модификациями.
АНТ-51 (рис. 27) — разведчик-моноплан, был начат проектированием
еще в 1936 г. при общем руководстве А. Н. Туполева, тогда уже назна-
ченного главным инженером ГУАП, и строился с начала 1937 г. бригадой
П. О. Сухого в КОЗОК, был своевременно выпущен, и 25 августа
М. М. Громов впервые испытал его в воздухе. На нем был двигатель
М-62 в 820 л. с., с ним АНТ-51 на госиспытаниях показал скорость
360 км/ч у земли и 403 км/ч на высоте 4700 м. Такие данные были
признаны недостаточными, но так как самолет был вполне удовлетвори-
телен и превосходил другие однотипные разведчики, решено было
испытать его повторно с более мощными двигателями и строить серийно
в смешанной конструкции (фюзеляж — деревянный монокок).
Были поставлены двигатели М-87А. На госиспытаниях 1939 г.
самолет с двигателем М-87А в 950 л. с., потом в 1000 л. с., показал
скорость 375 км/ч у земли и 468 км/ч на высоте 5600 м, был одобрен
и пущен в серийное производство под маркой «Иванов» (АНТ-51).
48
f; ' В 1940 г. самолет был выпущен с двигателем М-88, потом смененным
•i на М-88Б с трехлопастным винтом ВИШ-23-7. Бомбовая нагрузка была
' увеличена до 600 кг. Самолет строился серийно на трех заводах. Было
^выпущено много самолетов ББ-1 и самолетов Су-2.
( Су-2 (ББ-1, ближний бомбардировщик — первый) (рис. 28) —
, многоцелевой одномоторный двухместный самолет, ближний бомбарди-
ровщик, разведчик и штурмовик, по схеме — нормальный низкоплан.
^Конструкция смешанная, очень рациональная и технологичная, воплотив-
йщая в себе все, что могла дать техника 1937—1938 гг. с учетом дефицит-
йности материалов.
S Фюзеляж с килем — деревянный полумонокок с бакелитовой фанерой
Обшивке, крыло с центропланом — из дуралюмина Д16 с полками
Ьрнженоронов — таврами из стали ЗОХГСА, оперение —дуралюминовый
МНфкас с полотном в обшивке рулей, на центроплане и консолях —
«Осадочные щитки; управление жесткое. За турелью — опускаемый при
^стрельбе обтекатель, между кабинами — прозрачный фонарь. Турель
уЙКранированная, крышка ее открывается вверх и назад, хорошо обеспе-
^*швая покидание кабины стрелком с парашютом одновременно с летчиком.
^' Летчик защищен 9-мм бронеспинкой, стрелок — 9-мм бронеплиткой снизу
ff’IJ .c боков. Шасси одностоечное, убираемое в центроплан путем поворота
,^оси самолета. Ширина колеи — 2724 мм, колеса — 750X250 мм тормоз-
''{ЖЫе, хвостовое колесо, убираемое назад. Площадь горизонтального
Мперения — 18,2 %, вертикального — 7,25 % и элеронов — 7 % от пло-
йради крыла.
Центровка самолета — 23 % САХ.
к Топливные баки: главный — на 425 л в фюзеляже, за двигателем,
ММ— по 140 л в консолях крыла. Протектирования еще не было.
ЙИроружение: 6 пулеметов ШКАС (по 650 патронов) — по два в консолях
;^®>Ыла, у разъемов (неподвижные), по одному на турели и в люковой
'Жтановке назад вниз; в серийных самолетах этой установки перво-
,Начально не было, хотя в опытных образцах она была. Бомбовая
ДДагрузка могла быть в нескольких вариантах: внутренняя подвеска —
400 кг небольших бомб в разных комбинациях (30X8 кг, 30X Ю кг,
JTOX15 кг; 20X20 кг, 12X25 кг, 4X50 кг; 4X100 кг); на наружной
подвеске две бомбы по 250 кг, или более мелкие на 14 держателях, или же
10ХРС-82 или 8ХРС-130 (последние — уже перед самой войной).
К началу Великой Отечественной войны стрелковое вооружение Су-2
было уже недостаточным.
Однако, хотя от Су-2 было взято все возможное и его авторов не
в чем было упрекнуть, самолет соответствовал реально возникавшим
требованиям лишь до войны. Во время войны быстро выяснилось, что
такой тип разведчика и ближнего бомбардировщика уже изжил себя,
принципиально устарел и стал ненужен. Его функции повсеместно и
прочно перешли к двухмоторным скоростным самолетам типа Пе-2 и
Ту-2, имевшим скорость около 550 км/ч.
Су-2 с М-88Б был испытан в облегченном варианте, без наружной под-
вески бомб и PC, и показал скорость 410 км/ч у земли и 512 км/ч на высоте
7100 м. В начале войны его иногда пробовали применять даже в качестве
одноместного истребителя (из-за больших потерь самолетов в первые дни
и часы войны). Был вариант Су-2 с М-82 в 1400 л. с. Скорость была
459 км/ч у земли и 486 км/ч на высоте 5850 м.
Рис. 28. Самолет Су-2 с двигателями М-88 (вверху) и М-82
50
29. Самолет <Иванов> (ШБ)
Г «Иванов» (ШБ) с двигателем М-88А (рис. 29) — штурмовик-
ВОмбардировщик с бронированием снизу, бомбовой нагрузкой до 600 кг
и потому увеличенной до 4500 кг полетной массой и с измененной
Конструкцией шасси, колеса которого убирались назад в центроплан
лашмя с поворотом колес на 90° вокруг оси амортизационных
йгоек. Выпущен был весной 1940 г., но в серии не строился, так как
•оке выпускался штурмовик Ил-2.
Су-4 — модификация Су-2 с предполагавшимся двигателем М-90
К-В. Урмина в 2100 л. с., звездообразным, двухрядным, 18-цилиндро-
К|М, значительно меньшего диаметра, чем другие звездообразные дви-
гатели. Но двигатель М-90 не вышел из опытной стадии, и на самолете был
Итановлен серийный двигатель М-82, с которым в апреле 1942 г. самолет
рошел государственные испытания. Су-4 строился серийно и принимал
Участие в Великой Отечественной войне. В нем консоли крыла были
вделаны при тех же металлических лонжеронах с деревянными нервюрами
фанерной обшивкой по общей причине дефицитности дуралюмина.
Вооружение было более мощным — два крупнокалиберных пулемета БС
Кдентроплане при тех же двух пулеметах ШКАС у стрелка и 400 кг
Ярмб на внутренней подвеске. Скорость у земли была 450 км/ч и время
абора высоты 6000 м — 10,5 мин.
| Кроме самолетов Су-2 у П. О. Сухого в предвоенные годы были два
истребителя, законченные и проходившие испытания.
Й’ Су-1 (изделие «330») (рис. 30) — одноместный истребитель с двигате-
№М М-105П в 1100 л. с. и двумя турбокомпрессорами ТК-2. Вооружение:
ИНЦка калибра 20 мм, проходившая через полый вал редуктора, и два
Синхронных пулемета ШКАС. Конструкция смешанная: фюзеляж —
Деревянный полумонокок, крыло цельнодуралюминовое одноложеронное
^Центропланом и консолями, с мощными полками лонжеронов и стрин-
^ерами-углобульбами под обшивкой.
Оперение дуралюминовое с полотном в обшивке рулей. Шасси одно-
ртоечное, колеса, убираемые назад, в центроплан, с поворотом на 90°
вокруг осей стоек; хвостовое колесо, поднимаемое назад. Водорадиатор
был расположен в фюзеляже за сиденьем летчика. Турбокомпрессоры
ТК — в бортах, позади двигателя, работали от выхлопных газов. Управ-
ление жесткое, рулем направления — тросовое.
Самолет был спроектирован в 1939 г., а затем построен на заводе и
выпущен в августе 1940 г. Летал очень хорошо, скорость у земли была
около 500 км/ч. При работе ТК она достигала 641 км/ч на высоте
10000 м при посадочной—111 км/ч с выпущенными закрылками,
потолок— 12500 м. В связи с недоработанностью турбокомпрессоров
и началом эвакуации дальнейшие работы были прекращены.
Су-3 («360») (см. рис. 30) — почти копия Су-1 (см. табл. 4), но с не-
много меньшей площадью крыла (17,0 м2 вместо 19,0 м2), те же двигатель,
ТК, вся конструкция и вооружение. Самолет был спроектирован в 1939 г.,
построен в 1941 г., увезен в эвакуацию и в 1942 г. проходил испытания
в ЛИИ, которые до конца не были доведены, а самолет передан
в НИИ ВВС.
52
Плохая работа ТК не позволила снять надежные характеристики,
' що летные качества были в общем, как у Су-1.
Работы П. Д. Грушина
Петр Дмитриевич Грушин, впоследствии академик, начал свою
работу в самолетостроении в МАИ постройкой самолета «Сталь-МАИ»,
проходившей на протяжении 1931 —1934 гг. Дальнейшие его работы:
Сиетка «Октябренок», тренировочная кабина для слепого полета, испы-
ния экспериментальной паровой двигательной установки с прямоточным
котлом на самолете У-2. Дальше уже пошли самолеты военные.
Г Штурмовик-тандем (Ш -тандем, Тандем-МАИ, МАИ-3) (рис. 31,
табл. 3) — экспериментальный самолет-штурмовик оригинальной
©хемы: горизонтальное хвостовое оперение по площади составляло 45 %
ОТ крыла, несло разнесенное вертикальное оперение и рули высоты,
Служившие также и элеронами (элевонами), которых не было на крыле.
Двигатель М-87 взлетной мощностью 930 л. с. Экипаж — 2 человека.
Й хвостовой части фюзеляжа экранированная стрелковая установка.
Д1асси, убираемое в крыло, хвостовое колесо — неубираемое. Фюзеляж —
цонокок из бакелитовой фанеры. Вооружение — пять пулеметов ШКАС
i $ 200 кг бомб. Полетная масса — 3088 кг.
ь Самолет был построен в учебно-производственных мастерских МАИ.
Дервый полет 5 декабря 1937 г., за ним было много испытательных
Йрлетов, завершенных в 1939 г. Испытывал П. М. Стефановский. Резуль-
Шты были хорошими: скорость у земли — 460 км/ч, на высоте 4250 м —
В8 км/ч. На основе первого самолета П. Д. Грушин построил следую-
МИЙ — аналогичный штурмовик ББ-МАИ несколько меньших размеров
^>И большей мощности.
£ ББ-МАИ — ближний бомбардировщик и штурмовик. Впервые в СССР
ИЦел шасси с носовым колесом. Двигатель М-105 в 1050 л. с. Радиатор —
носовым колесом. Фюзеляж — монокок из бакелитовой фанеры на
'9е* ВИАМ В-3. Крыло двухлонжеронное из той же фанеры, причем
|^рки лонжеронов практически отсутствовали и их заменяла толстая
О.0 25 мм) фанерная обшивка крыла между фанерными стенками
|ЮНжеронов. Получался монолитный кессон. Обшивка носка крыла —
ЙШиной до 5 мм, хвостовой части — до 3 мм. На крыле автомати-
Ьские предкрылки. Колеса убирались в крыло поворотом к оси самолета.
Самолет строился в 1939—1941 гг., был закончен перед войной, начаты
рО испытания (летчик А. Н. Гринчик), которые не удалось завершить.
gL Гр-1 (Грушин-1)—дальний одноместный истребитель сопровожде-
с двумя двигателями АМ-37 в 1400 л. с. на высоте 7200 м. Схема
[Омолета обычная с разнесенным вертикальным оперением.
Конструкция металлическая. Лонжероны крыла — коробчатого
Сучения с двумя стенками, с полками из стальных угольников и толстых
^9Лос переменной толщины с оригинальными узлами разъема.
Стыковые узлы консолей имели поперечную гребенку, входившую
Л гребенку центроплана. Гребенчатый узел стягивался вертикальными
.«Олтами. Такая конструкция обеспечивала малую массу узла.
53
Рис. 31. Самолет Ш-тандем и схема самолета ББ-МАИ
54
Кабина летчика бронированная. Размеры самолета при довольно
большой принятой мощности были сравнительно невелики: размах крыла
15,8 м, площадь его 42,0 м2, удлинение 6,7. Полетная масса около 7650 кг,
удельная нагрузка на крыло (без оперения) 182 кг/м2 (по тому времени
([большая). Вооружение: четыре пулемета ШКАС, две пушки ШВАК и
1ррсемь реактивных снарядов РС-82 или PC-132. Бомбовая нагрузка
Ч фюзеляже до 500 кг.
Самолет был спроектирован и построен всего за девять месяцев, стати-
ческие испытания проведены весной 1941 г. В связи с начавшейся войной
Четные испытания были прекращены, самолет эвакуирован, но в пути был
разрушен, попав под бомбежку в эшелоне.
'j. В дальнейшем во время войны П. Д. Грушин был главным инженером
крупного авиационного завода, работал первым заместителем С. А. Ла-
рочкина, а затем самостоятельно и с большим успехом.
Самолеты ОКБ В. К. Таирова
। Всеволод Константинович Таиров — авиаконструктор, работавший
^На заводе в 1935—1941 гг. 1 Деятельность его продолжалась недолго —
В конце декабря 1941 г. он погиб в авиационной катастрофе (при перелете
?ЦЙЗ Москвы в Куйбышев). Его ОКО (опытный конструкторский отдел)
выпустил пять самолетов: в 1937 г.— ОКО-1 —М-25 (описан в преды-
дущей книге); в 1939 г.— Та-1 (ОКО-6)—2М-88 без редуктора, одно-
Цилевой; в 1940 г.—ОКО-6 бис — 2М-88Р с редуктором; в 1941 г.—
'0-3—2М-89 и 1942 г.— Та-3 бис — 2М-89 — все двухкилевые.
Ж До этого времени Таиров в 1933 г. окончил МАИ, был первым
вместителем у Н. Н. Поликарпова в 1934—1935 гг.
Ж ОКО-6 (Та-1) (рис. 32) — двухмоторный истребитель сопровождения,
Шйоместный среднеплан с мощным неподвижным вооружением. Двигате-
Ш М-88 без редукторов, разных направлений вращения для взаимной
Жшпенсации момента винтов (левый двигатель имел правое вращение).
ЯКдеыло трапециевидное прямое, вертикальное оперение обычное одно-
яилевое, рули с триммерами. Конструкция металлическая.
® Фюзеляж — полумонокок стрингерного типа, не нарушенный выре-
ИВМИ, в средней части дуралюминовый, в хвостовой — деревянный
Мрьемный. в носовой — служащий лишь обтекателем батарей оружия —
мДГырех пушек ШВАК-20 снизу и двух пулеметов БС сверху. Кабина
Иггчика защищена броней спереди (за оружием), бронеспинкой сзади
BE лобовым бронестеклом внутри плексигласового фонаря. Крыло двух-
В&Нжеронное. Полки лонжеронов — тавры из стали ЗОХГСА. Стенки
рйжеронов и листовые нервюры дуралюминовые. Все было выполнено
даб плазово-шаблонному методу. Обшивка носка и законцовки крыла
gr электРона’ остальная обшивка дуралюминовая. На крыле — закрылки
ЦАГИ. Консоли крыла отъемные. КапотЫ двигателей М-88
«На страже», 1937, 28 октября, с. 3.
Рис. 32. Схема самолета ОКО-6
по 1100 л. с.— из электрона. Оперение — дуралюмин с полотном.
Шасси двухстоечное, убираемое назад, хвостовое колесо также. Обору-
дование кабины — как в одноместном истребителе.
Первый полет был 31 декабря 1939 г., первый этап заводских
испытаний завершился 8 июня 1940 года. В ходе испытаний однокилевое
оперение заменили на двухкилевое. Второй экземпляр, названный
ОКО-6 бис, был двухкилевым с увеличенной площадью вертикального
оперения и удлиненной хвостовой частью. Двигатели М-88Р с увеличен-
ным КПД винтов. Вооружение — четыре пушки ШВАК и два пулемета
ШКАС вперед. Испытания начались в конце октября 1940 г. Устойчивость
и управляемость значительно улучшились за счет большой эффективности
оперения. После окончания заводских испытаний на ОКО-6 бис
установили моторы М-89 по 1150 л. с., увеличили площадь консолей
крыла и заменили вооружение на одну 37-мм пушку и две ШВАК-
Самолет стал называться Та-3. Его испытания в мае 1941 г. начал
Ю. К. Станкевич.
Следующий экземпляр — Та-3 бис — с консолями еще большего
размаха и площади, с обратной стреловидностью по передней кромке
(для центровки). Летчикам самолет нравился, и они рекомендовали
установить моторы М-82.
У В. К. Таирова был еще неосуществленный проект самолета ОКО-7
с двумя двигателями АМ-37 (или с двумя двигателями М-90); с тремя
пушками ШВАК и двумя пулеметами ШКАС. Проект был одобрен ВВС
56
L 1940 г. Строился, но не был закончен самолет ОКО-4 с двигателем М-88,
Кйолутораплан, истребитель-штурмовик, одноместный, с двумя пулеметами
КБС и 100 кг бомб. Самолет не удался, и в 1939 г. был снят с плана.
№ Работы В. Ф. Болховитинова
К «С» ^Спарка») (рис. 33, см. табл. 6) — скоростной ближний
бомбардировщик, двухместный, низкоплан с оригинальной установкой
Ктух двигателей М-103 по 960 л. с., в тандем с механической передачей
К)Т обоих на соосные винты («Спарка»), Такая установка была принята
Mb целью уменьшить лоб самолета, устранив вредное сопротивление
Двигателей, заключив их оба в фюзеляж, с тем, чтобы получить
рекордную скорость. Спарка была сконструирована и отработана на
К' стенде специально для этого самолета, но пригодна и для других схем.
1| Двигатели были установлены на общих подмоторных брусьях
тандем, носками в разные стороны. Передача была по идее и конструк-
Ц^ивно очень проста, но тяжела — более 150 кг из-за вала с его креп-
шдениями и демпфирующими устройствами.
И/ Проектирование самолета было начато с разработки спарки в 1936 г.
Опробование спарки на стенде дало обнадеживающие результаты.
'В 1937 г. разрабатывался проект самолета, в июле 1938 г. началась
гГфГО постройка, законченная зимой. Летом 1939 г. были начаты испытатель-
Ецые полеты (летчик Б. Н. Кудрин).
|у( Конструкция самолета цельнометаллическая, в крыле и фюзеляже
ЙЯанельная. Двухлонжеронное крыло размахом 11,38 м и площадью
Шй2,9 м2 состояло из верхней и нижней панелей обшивки между лонжеро-
Нами, разрезанными по их нейтральной оси, носка и хвостовой части.
Мфюзеляж собирался из четырех панелей — боковых, нижней и верхней,—
йврторые стыковались на четырех лонжеронах-угольниках. Конструкция
Шшла оригинальной, технологичной, прогрессивной. Через десяток лет она
Квйла применена в самолете Ил-28.
В крыле были закрылки Фаулера, без которых посадка была трудна,
как удельная нагрузка на крыло 247 кг/м2 была рекордной. В систему
Дифференциального управления рулями высоты было введено переменно-
|ЛЬредаточное устройство для ограничения усилия на ручке. Широко
ЯлЙМенены электросистемы.
Во всех полетах было заметно, что самолет медленно разбегается,
:ЯЯфсле отрыва медленно разгоняется и набирает высоту. При увеличении
Яррости до 300 км/ч (вертикальная скорость Ку = 8 м/с) сказывалась
Дфезмерная нагрузка на крыло, а также, видимо, то, что в передаче
заднего двигателя были чувствительные потери мощности, а
^ЯНтношение скоростей вращения соосных винтов подобралось не
Риилучшее. Самолет был передан на госиспытания в 1940 г. Летали
Н. Кудрин и А. И. Кабанов. Были получены следующие данные:
|;фкорость на высоте 4,6 км составила 570 км/ч, разбег при уменьшенном
W ИСПЫТЗНИЯХ А° 5150 кг массе — 863 м (при нормальной массе 5652 кг
яР был бы 1045 м). Дальность полета по расчетам 700 км. Признано
^ыло, что самолет испытаний не выдержал из-за неудовлетворительных
Рис. 33. Самолет «С» с одним и двумя двигателями и схема самолета «С» с двумя
двигателями
58
I’i взлетно-посадочных свойств. В то же время отмечалось, что на
/ самолете «С», по сути экспериментальном, впервые в СССР решалась
задача увеличения мощности ВМГ без увеличения лобового сопротивле-
ния и эта задача конструктором практически решена.
1у Выяснилось, что профиль крыла был выбран не очень удачный,
^решено было его изменить на готовом самолете. 3. И. Ицкович, тогда
j(b 1940—1941 гг.) работавший у Болховитинова, выполнил это,
^переклеив» профиль. На поверхность цельнометаллического крыла
были приклепаны потайными заклепками деревянные рейки и
фанерные полозки, а на них наклеена вторая — фанерная обшивка по
верхней стороне крыла. Профиль стал лучше, самолет — также. Но это
fce помогло, поскольку самолет был выпущен в 1941 г. передгсамой войной,
Когда на том же заводе уже шел массовый выпуск самолета Пе-2.
j?1' С целью проверки управляемости, устойчивости самолета и работы
^Механизмов предварительно были проведены полеты на самолете
варианта «С» со снятым задним двигателем, с неубирающимся лыжным
?)щасси при взлетной массе 4000 кг (см. рис. 33, табл. 6).
4, Можно еще добавить, что вооружение самолета было слабым — всего
•0дин пулемет ШКАС в крайней задней точке фюзеляжа, потом
В вмененный двумя пулеметами УБТ с дистанционным управлением от
брелка-наблюдателя, с оригинальным механическим приводом, очень
|^добным. В фюзеляже — 400 кг разных бомб. Пулемета впереди не было.
й; И — истребитель, пикирующий бомбардировщик двухбалочной схемы
!лкающей спаркой двух двигателей М-107, тогда в 1941 г. еще не
едших в свет и временно замененных двигателями М-103 или М-105,
ект и макет этого самолета как пикирующего бомбардировщика
< утверждены ВВС. Конструкция спарки — та же, что и в «С»,
роекте множество элементов новизны. Редкая схема со спаркой.
ггрукция из магниевого сплава — электрона, в ней крыло-бак с
Хиной обшивки до 4 мм, двухлонжеронное с применением новых
шевых профилей и со стальными полосами-накладками полок. При
: было освоено производство электрона, технология изготовления
лей из него, оснастка с обогревом, штампы, особые, еще невиданные
:мы клепки, в том числе «заклепками Ицковича и Червинского»
авторское свидетельство) для соединения толстых брусков с листами,
а-герметик. Было преодолено много трудностей технологических и
труктивных. Воздухозаборники с боков балок, радиаторы в балках,
колесное шасси были новыми и необычными. В проекте были и
пультируемое сиденье летчика (впервые у нас), и демпферы
даточных валов.
ведущим по этому проекту и самолету был А. М. Исаев. Самолет
был закончен: постройка прекратилась с началом войны.
I — проект четырехмоторного скоростного бомбардировщика с двумя
ками двигателей М-105, с тянущими и толкающими винтами на
ie большого удлинения (около 8). Схема — среднеплан с веретено-
зным фюзеляжем чистой формы, без выступающего фонаря,
^трукция цельнометаллическая. Полетная масса 23—28 т, по-
& Ндочная — около 18 т, удельная нагрузка на крыло — 200 кг/м2.
59
Предусматривалось устройство для быстрого слива горючего. Был
проект и макет, обдумывался пассажирский вариант. Однако в 1941 г.
для реализации не было никаких возможностей.
ОКБ В. Ф. Болховитинова было в 1946 г. закрыто. Кипучая
конструкторская деятельность В. Ф. Болховитинова в 1934—1946 гг.
имела результатом самолет ДБ-А, строившийся малЬй серией, несколько
опытных самолетов и несколько проектов. Все они были оригинальны
по замыслу и выполнению, но не все они (по крайней мере в своем
первоначальном исполнении) были одинаково пригодны к серийному
выпуску, а условия военного времени окончательно лишили их этой
возможности. Подражания себе они не вызвали, но оставили известный
след в истории нашего самолетостроения.
В ОКБ В. Ф. Болховитинова был создан реактивный самолет БИ
(см. гл. 2).
Истребители ОКБ Н. Н. Поликарпова
В предыдущей книге — «История конструкций самолетов в СССР
до 1938 г.» — описание самолетов Н. Н. Поликарпова было доведено
до И-15, И-15 бис, И-153 и И-16 во всех их модификациях с тем, чтобы
не прерывать их историю. Это описание не доведено до определенного года
или даты, где бы изложение остановилось по соображениям периодизации
и хронологии. Теперь, продолжая его дальше, мы проследим отдельно
работы по истребителям-полуторапланам, истребителям-монопланам
и по другим классам самолетов.
И-190 — истребитель, повторявший по схеме и размерам И-153,
дальнейшее его развитие, но с двигателем М-88 в 950 л. с. и с рядом
конструктивных и технологических улучшений, сделанных с учетом опыта
боев в Испании и на Халхин-Голе. Предназначался для ведения воздуш-
ного боя при высокой маневренности в групповом бою в сочетании со
скоростными истребителями. Строился в 1939 г. в двух экземплярах.
Конструктивные особенности: полотно пришивалось по отверстиям
с фестонами в полках нервюр, в канавках их профилей. Этот способ стал
общепринятым. Вооружение: четыре пулемета ШКАС или две пушки
ШВАК, бомб 200 кг. В И-190 было интересное нововведение — в коке вин-
та было сделано осевое отверстие диаметром около 150 мм для охлажде-
ния втулки и корневых участков лопастей винта, снабженных для этой
цели вентиляторными лопастями в задней плоскости кока.
В производстве находился второй экземпляр самолета, который
должны были снабдить мягкой герметической кабиной, а на моторе М-88
установить турбокомпрессор, но работы были прекращены.
Первый вылет произвел 30 декабря 1939 г. летчик А. И. Жуков,
который проводил и дальнейшие испытания. В процессе испытаний
менялись моторы — М-88, М-88Р, М-88А и винты. Самолет показал
скорость 450 км/ч на высоте 7050 м и потолок 12400 м. После аварии
13 февраля 1941 г. работы по самолету И-190 были прекращены.
И-190 был последний истребитель-полутораплан, доведенный до
возможного совершенства, но уже безнадежно отживший и не способный
60
f конкурировать с истребителем-монопланом. Однако летом 1940 г. Н. Н.
Поликарпов сделал проект истребителя-полутораплана И-195 с
двигателем М-90 в 1500 л. с. без лент-расчалок. Расчетная скорость
„580 км/ч при полетной массе 2916 кг (104 кг/м2 и 1,94 кг/л. с.). Капот
VC центральным входом воздуха, кабина закрытая. Преследовалась
"цель как-то сблизить и объединить в одном типе признаки маневренного
ф скоростного истребителей. Проект реализован не был.
И-180 (рис. 34) — в нескольких вариантах проектировался и
^троился (в замену И-16) как массовый истребитель для тех полутораста
|»ысяч летчиков, которые должны были быть выпущены в ближайшие годы
гласно выдвинутому лозунгу. По схеме он повторял И-16, но с несколько
5лыпими размерами и мощностью и значительно более высокими
КГно-тактическими качествами. Предполагалась также и более
^ершенная, передовая для 1938 г. конструкция по типу самолета
ванов» Н. Н. Поликарпова — с широким применением прессованных
афилей, литья и штамповки. Исходя из этих соображений и проекти-
1ался И-180 с двигателем М-88. Однако в уступку серийному заводу
|а принята привычная для него смешанная конструкция типа И-16,
38 г. уже во многом устаревшая. Поэтому сразу же возник второй
Ицант при той же внешней форме, а первый вариант остался лишь
оекте; разработка его прогрессивной конструкции не была даже
ичена.
И-180-1. Конструкция по типу И-16, смешанная. Фюзеляж —
евянный монокок, как у И-16, крыло профиля « Кларк-YH», с трубчаты-
I лонжеронами и нервюрами из дуралюминовых профилей, носок крыла
Цйлюминавый и к нему приклепана тесьма, за которой шла полотняная
Й)ивка. Оперение дуралюминовое, обшивка рулей и элеронов —
Цртно. Шасси трехстоечное пирамидальное, уборка его пневматическая.
сварные из АМц, протектированные. ВИШ трехлопастный, диаметр
а двигателя М-88 — 1310 мм, длина его — 1260 мм. Вооружение —
^лемета ШКАС синхронных, бомб 40 кг, в перегрузку до 200 кг.
Самолет строился в 1938 г. и был вывезен на Центральный аэродром.
^Первом же вылете 15 декабря 1938 г. он разбился. Погиб В. П. Чка-
малых оборотах переохлажденный двигатель
Лричиной была остановка двигателя. В этот день был мороз 24 °C.
«снижении самолета на . _________r г_____________„_____„_________
Йох. В. П. Чкалову не хватило нескольких метров высоты, чтобы
стичь аэродрома.
#1-180-2 — измененный вариант предыдущего самолета, двигатель
рала М-87А, затем М-87Б, конструкция несколько модернизирована,
flMffyax и площадь крыла немного увеличены, учтен опыт первого
|щЭД*6лета. Вооружение прежнее. Первый вылет совершил летчик
, Уляхин 19 апреля 1939 г., а 1 мая 1939 г. летчик С. П. Супрун
^Ц^дствовал на самолете И-180-2 в воздушном параде над Москвой. При
аАДЛьнейших испытаниях, которые проводил Т. П. Сузи, в 53 полете
заданием — полет на потолок) 5 сентября 1939 г. самолет потерпел
МД^астрофу и летчик погиб. По заключению аварийной комиссии причиной
^ртастрофы явилось ослепление летчика горячим маслом вследствие раз-
61
Рис. 34. Самолет И-180 и его схема
рушения подкапотного маслорадиатора. Самолет, как таковой, не был
опорочен, и катастрофа не отразилась на выпуске третьего опытного
экземпляра и внедрении самолета в серию.
И-180-3 — внешние формы самолета остались прежними, но двигатель
был новый — М-88Р (с редуктором) в 1000 л. с., и соответственно
изменилась форма его капота. От И-180-2 отличался конструкцией крыла,
выполненной по типу крыла самолета «Иванов». Полки лонжеронов
(тавры) — из стали ЗОХГСА, остальной материал крыла — дуралюмин.
Нервюры — из угольников, клепка везде открытая. Полотно в обшивке
62
лдоей—п0 типу И-190. Шасси пирамидальное с пневматической
Коркой. Вооружение: два пулемета ШКАС и два пулемета БС,
Убранных в одну батарею (впервые в мире) и стрелявших синхронно
ЬеждУ верхними цилиндрами двигателя. Бомб 40 кг, в перегрузку —
КЮ кг.
Е Первый полет был 10 февраля 1940 г. Заводские испытания прошли
Ьйбшем благополучно (летчик Е. Г. Уляхин); самолет показал очень
цепкие летные качества (птах — 575 км/ч). Еще с августа 1939 г. было
||чато внедрение И-180 в серию. Правда, на госиспытаниях самолет
Ьбился, потому что летчик Прошаков, выполняя неправильно «бочку»,
набросился с парашютом и неуправляемая машина врезалась в землю.
Встройка первой серии продолжалась. Было признано, что самолет
Ьерегрузочном варианте может использоваться как штурмовик, а с под-
Юёными баками — как истребитель сопровождения. Отмечалась лишь
Достаточная местная прочность шасси с его механизмами.
1^,И-180 серийный. Двигатель М-88Р, формы — как в И-180-3, но
инструкция крыла снова была сделана по типу И-16 в уступку заводу.
Валовая группа с вооружением была сделана отъемной на четырех
Вчках. Серийная сборка была уже организована на потоке. Первые
гои самолета из серии в десять самолетов были выпущены в декабре
й)39 г. и проходили серийные испытания. К 1 мая 1940 г. были выпущены
ке десять, а три из них были показаны на первомайском параде.
В И-180Ш — серийный экземпляр И-180, но с изменением шасси,
ттррое вместо пирамидального было сделано одностоечным, как в других
Истребителях. Постройка не была завершена в связи с прекращением
ВИЙного выпуска.
К.И-185 (см. табл. 5) — развитие И-180 в общем при тех же размерах,
й’Двигателям и по схеме двухрядной звезды гораздо большей мощности,
ИГ резком возрастании удельной нагрузки на крыло и усилении
Йужения. Летно-тактические качества возросли значительно в соответ-
с требованиями обстановки 1939—1940 гг. (когда уже вышли в свет
МЮиЛИ испытаны истребители Як, МиГ и ЛаГГ).
Корректирование И-185 было начато в 1940 г.; в дальнейшем было не-
Кко вариантов его с единой у всех формой крыла площадью 15,53 м2
трение Х = 6,18) профиля NACA-230, относительной толщины 14 %
ИДСИ самолета, 12,2 % в разъемах крыла и 8 % на концах его. Попереч-
цо плоскостям хорд 7°, угол стреловидности 3° по линии фокусов.
Мкаковым было и оперение. Шасси одностоечное, колея — 2,7 м, ход
вЙМ, уборка пневматическая, как и хвостового колеса.
Варианты самолета И-185 различались двигателями, вооружением,
ИИЙОй фюзеляжа и некоторыми деталями конструкции.
ИР-185— М-90 («Р»), Самолет был спроектирован в рекордно короткий
Др С 25 января по 10 марта 1940 г. Конструкция была новой, очень
Диалогичной и приспособленной для массового производства, без усту-
Д»традициям заводов. Проектирование форсировалось, постройка —
|Вке.
Однако мотор М-90 запоздал и не был доведен. Только в декабре
pW г. на самолете был установлен некондиционный экземпляр мотора
' R.4
М-90 для отработки винтомоторной группы. Испытаний самолета не про-
водилось, и этот экземпляр в дальнейшем был разобран. Пришлось
ставить другие двигатели, что потребовало переделок. И-185 был первый
отечественный истребитель по требованиям 1940 г. с двигателем воздуш-
ного охлаждения, тогда как все наши истребители этого года были
с двигателями водяного охлаждения. Оригинальным был капот совер-
шенно нового для СССР типа — с центральным отверстием в коке винта
для входа воздуха с целью охлаждения втулки винта и двигателя. Было
построено пять экземпляров И-185 с разными двигателями.
И-185 — М-81 («РМ», «02»). Капот под этот новый двигатель был
сделан с узкой кольцевой щелью и впервые в СССР герметизирован
по стыкам прокладками, а центральное отверстие в коке упразднено.
Вооружение было оставлено, как в первоначальном варианте — два
пулемета ШКАС и два пулемета БС, бомб две по 250 кг.
Конструкция самолета была хорошо отработана. Фюзеляж —
деревянный монокок по типу И-16, крыло цельнометаллическое с авто-
матическими предкрылками. Обшивка рулей и элеронов — полотно.
Шасси одностоечное с пневматической уборкой, хвостовое колесо также
убираемое. Управление ручное — жесткое, ножное — мягкое. Моторама
сварная из труб, сталь ЗОХГСА.
Самолет совершил первый вылет 11 января 1941 г. Однако ввиду
недостаточной мощности двигатель М-81 был в мае 1941 г. заменен
на М-71, с которым самолет и проходил заводские испытания.
И-185 — М-82А («И», «06»). Конструкция — как в предыдущем
варианте, очень хорошо отработанная и доведенная, но с удлиненным
фюзеляжем. Разрушающая перегрузка на случай Ак доведена до 13,
что позволяло перегружать самолет дополнительным топливом или же
вооружением. Масса пустого самолета — 2437 кг, в том числе фюзе-
ляжа — 211 кг, крыла — 410 кг, оперения — 49 кг, с возможным облегче-
нием всей конструкции примерно на 30 кг за счет более тонкой шпатлевки
фюзеляжа и несущих поверхностей. Емкость топливных баков — 650 л,
что обеспечивало дальность полетов на 0,9 итах — 950 км и на 0,8 итах —
до 1050 км. Центровка самолета — 24,1 % САХ (от 20,8 % до
25,7%).
Вооружение было особо сильным — были установлены три синхронные
пушки ШВАК калибра 20 мм (сверху и по бокам фюзеляжа) с боезапасом
500—540 снарядов. Масса секундного залпа стала 3,49 кг. Кроме того
была оборудована подвеска четырех бомб по 100 кг и восьми РС-82.
До этого установка синхронных пушек ШВАК калибра 20 мм для стрельбы
через винт была осуществлена на серийном самолете И-153 (И-153П)
в 1940 г.
Предложение по синхронизации пушек на истребителях было сделано
Н. Н. Поликарповым и Б. Г. Шпитальным. До этого синхронно устанав-
ливались только пулеметы калибра 7,62 и 12,7 мм.
Снаряд пушки ШВАК был вдвое тяжелее тяжелой пули БС, а по
разрушающей способности он превосходил ее в несколько раз. В связи
с этим возникли опасения, что попадание снаряда в лопасть винта при
затяжном выстреле может вывести из строя самолет.
64
к В ОКБ Н. Н. Поликарпова этой работой руководил его помощник
юо вооружению А. Г. Ротенберг, в ОКБ Б. Г. Шпитального — его
помощник К. А. Бортновский.
№' Возможность применения синхронных пушек ШВАК на истребителях
Ирыла обеспечена относительно простыми переделками механизма синхро-
низации и его специальной регулировкой, а безопасность их применения
В^оказана отстрелами в тире и в воздухе (летчик Е. Г. Уляхин), показав-
Е щими, что попадание снаряда пушки ШВАК € лопасть винта не приводит
I* к аварии самолета.
К Благодаря работам по синхронизации на самолете И-153П пушка
» ШВАК калибра 20 мм была принята на вооружение, и наши истребители
{ в Великой Отечественной войне обладали вооружением, превосходившим
/ вооружение истребителей противника.
Самолет успешно прошел госиспытания с 13 апреля по 5 июля 1942 г.,
войсковые испытания на Калининском фронте в ноябре 1942 г. и был
рекомендован в серию, но не строился из-за дефицитности дуралюмина
и по причине уже налаженного массового выпуска деревянных самолетов
Ла-5 с тем же двигателем.
Летом 1941 г. по указанию НКАП чертежи винтомоторной группы
и стрелковой установки синхронных пушек ШВАК самолета И-185
с М-82 были переданы Н. Н. Поликарповым в ОКБ А. И. Микояна,
С. А. Лавочкина и А. С. Яковлева для ознакомления в порядке обычного
обмена опытом.
И-185— М-71 («04») (рис. 35). Этот экземпляр проходил госиспыта-
ния и войсковые испытания на Калининском фронте одновременно
с экземпляром с двигателем М-82А.
По оценке НИИ ВВС самолет превосходил все отечественные и немец-
кие серийные истребители, имелась возможность ряда модификаций.
Скорость при испытаниях достигала 630 км/ч на высоте 6100 м
и 556 км/ч у земли, дальность — 835 км при нормальном запасе топлива,
Рис. 35. Самолет И-185 с двигателем М-71 («04»)
3 Зак. 182
ЛК
скороподъемность у земли— 17,4 м/с, время набора высоты 5000 м —
5,2 мин. Конструкция была изменена: крыло — однолонжеронное (вместо
двухлонжеронного во всех предыдущих вариантах), металлическое;
полки лонжерона — тавровые профили из стали ЗОХГСА, стенки —
двойные, угол его установки -|- l°30z. Оперение дуралюминовое, обшивка
рулей и элеронов — полотно. Колеса были приняты 650X220 мм вместо
700X220 мм до этого. Вооружение: два пулемета УБС (400 патронов)
и два пулемета ШКАС (1400 патронов), бомб 4X100 кг (или 8 РС-82
или 2X250 кг). Были испытания и с тремя пушками ШВАК-20.
И-185— М-71 (эталон для серии, И-186) (рис. 36). На основе
рекомендаций о серийном выпуске самолета И-185 с двигателем М-71
и трехпушечным вооружением ОКБ Н. Н. Поликарпова в апреле 1942 г.
выпустило эталонный образец этого самолета.
В нем были некоторые изменения по сравнению с первым экземпля-
ром: удлинен фюзеляж, как в И-185 — М-82А, улучшена его отделка,
усовершенствован капот (герметизация), диаметр капота— 1400 мм,
длина — 1360 мм, внесены мелкие улучшения. Вооружение — три пушки
ШВАК-20 (500 снарядов, бомб до 500 кг, причем возможны были и две
по 250 кг, или же восемь РС-82). Центровка — 23,6 % САХ (21,1 % —
28,5%).
Самолет произвел первый вылет 10 июня 1942 г., успешно прошел
в июне — октябре заводские испытания, а в ноябре 1942 г.— январе
1943 г.— госиспытания. По оценке НИИ ВВС, это был истребитель,
превосходивший все истребители мира 1942 г., и притом перспективный.
Было отмечено, что он прост по технике пилотирования и доступен
летчикам средней квалификации.
Рис. 36. Схемы самолетов И-185 и И-186
66
I Существенной особенностью И-185 — М-71 была непривычно боль-
я удельная нагрузка на крыло — 240 кг/м2, вызывавшая много
фажений и споров.
Летные качества опытного экземпляра И-185 были исключительные:
>рость достигала 680 км/ч на высоте 6100 м, у земли — 600 км/ч
а форсаже), скороподъемность у земли 20 м/с, на^ор высоты на боевом
авороте 1200—1500 м. Самолет был и скоростным и маневренным,
был единственным у нас истребителем, поднимавшим 500 кг/бомб.
на подготовка его серийного производства. Однако при подготовке
штаний на дальность произошла катастрофа от совершенно случайной
ичины, не зависящей от конструкции и летных качеств самолета
корился жиклер карбюратора). Из-за остановки двигателя на малой
соте погиб летчик-испытатель В. А. Степанченок.
Внедрение в серию самолета затормозилось, несмотря на все усилия
Н. Поликарпова, поскольку не было массового двигателя М-71 и завода
н серии.
У Н. Н. Поликарпова был еще проект истребителя И-187 — М-71
невиданным еще сильным вооружением — четыре пушки ШВАК-20
синхронные и 2 в крыле) с 640 снарядами. Предполагалось установить
ювые двигатели М-71Ф и М-90. Конструкция — по образцу И-185—
1лон, с автоматическими предкрылками, капот NACA с реактивно-
екторными патрубками и жалюзи; диаметр капота — 1,39 м; винт
Б-118-А-Д диаметром 3,4 м. Двигатель М-71 имел взлетную мощность
)0 л. с., на высоте 2600 м — 1800 л. с. и на высоте 6250 м — 1670 л. с.
счетная масса пустого самолета — 2490 кг, в том числе конструкция —
1 кг и силовая группа — 1556 кг, полетная масса — 3667 кг, удельная
'рузка на крыло — 213 кг/м2, на мощность — 2 кг/л. с. Емкость топлив-
’t баков составляла 690 л, масляного — 70 л. Проектирование было
:таточно реальным, скорость могла быть достигнута, как у И-185, но
ювий для постройки во время войны не было. Разработан был также
>ект четырехпушечного истребителя И-188 под проектировавшийся
цный двигатель М-95.
Работы А. А. Боровкова и И. Ф. Фло-
рова
Молодые инженеры Алексей Андреевич Боровков — начальник
СКВ и Илья Флорентьевич Флоров — начальник ОКБ предложили
в 1935 г. проект истребителя оригинальной бипланной схемы. Предложе-
ние поддержал начальник ВВС Я. И. Алкснис и в конце 1935 г. лично
принял макет самолета. По согласованию с ГУАП в 1936 г. производилась
разработка проекта и началась постройка самолета, вышедшего в свет
в мае 1937 г. под маркой № 7211. 23 мая были начаты полеты (заводской
летчик Л. М. Максимов). Был 21 полет его и один полет П. М. Стефанов-
ского. Самолет прошел заводские испытания.
Истребитель № 7211 (рис. 37, см. табл. 6) —одноместный экспери-
ментальный истребитель редкой схемы, почти нигде не встречавшейся —
3* 67
Рис. 37. Самолет № 7211
безрасчалочный бесстоечный биплан с одинаковыми свободнонесущими
крыльями, с 30° выноса верхнего крыла. Стойки шасси свободнонесущие,
колеса в обтекателях. Верхнее крыло на четырех стойках с лентами-
расчалками. Двигатель М-85 800 л. с. был собран на наших заводах из
импортных деталей в капоте типа NACA без «юбок» с трехлопастным
винтом. Кабина летчика — почти у самого киля, но обзор из нее был
хороший. Самолет был очень компактен, предельно малых размеров,
площадь крыльев— 18 м2 (по 9 м2 каждое). Бронеспинки не было,
предусматривалось вооружение — четыре пулемета ШКАС с 2200
патронами.
Конструкция смешанная. Передняя часть фюзеляжа с моторамой
представляла собой сварной каркас из труб (30ХГСА) с дуралюминовой
обшивкой. Задняя часть фюзеляжа — деревянный монокок по типу И-16.
Крылья и стабилизатор были совершенно оригинальной конструкции —
первые у нас цельнодуралюминовые кессонные крылья, с гладкой обшивкой
и одномиллиметровым гофром под ней в два и в один слой волнами
вдоль. Обшивка стала несущей, что было прототипом будущих несущих
панелей толстостенных и пустотелых. Обшивка заменяла полки лонжеро-
нов, сводя их только к стенкам. Нервюры крыльев и стабилизатора
состояли из гофрированных стенок (волны вертикально), края которых
были отштампованы под гофр обшивки. Получилась прочная и легкая
конструкция, масса каждого крыла составляла 110 кг, т. е. удельная масса
12,23 кг/м2. Стойки шасси с шлицшарниром (как в И-15), в обтекателях.
Масса пустого самолета — около 1400 кг, полетная — 1745 кг.
68
^Самолет быстро прошел заводские испытания; были начаты государ-
Ьнные. 21 июня 1937 г. в первом же полете (23-м по счету) произошла
Кястрофа. Летчик Э. Ю. Преман благополучно выполнил полет и произ-
В посадку, но тут же решил пойти на второй круг. Над краем аэродрома
Ьатель отказал, а впереди места для посадки (Ге было.
|шри полетной массе 1745 кг скорость у земли составляла 365 км/ч,
«высоте 4000 м — 416 км/ч, посадочная — 110 км/ч, потолок —
Н0О м, время виража на высоте 2000 м составило 14—15 с, разбег —
К—200 м. По маневренности он был средним между И-15 и И-16, по
юоподъемности и потолку — лучше их.
ЦВ марте 1938 г. А. А. Боровков и И. Ф. Флоров были приглашены
м переговоров, а осенью 1938 г. им была предоставлена производствен-
на база на заводе.
Цд. А. Боровков и И. Ф. Флоров построили еще четыре самолета
названием И-207 с двигателями М-62 и М-63 (рис. 38, см. табл. 6).
ругатель М-62 как безредукторный был невыгоден, так как при
№0 об/мин диаметр винта ВИШ-26 был мал — 2,8 м. Тогда перешли
«двигатель М-63 с редуктором. Отличительные признаки этих самолетов
дующие.
кЙ-207 («изделие 7», № 1) с двигателем М-62 и «изделие 7» № 2 с дви-
келем М-63 — шасси неубираемое, фонарь открытый, выпущен весной
В9 г.; И-207 («изделие 8», № 3) с двигателем М-63 без редуктора, шасси
Ираемое, фонарь открытый, выпущен осенью 1939 г.; И-207 («изделие
4) с двигателем М-63 редукторным, шасси убираемое, крышка
шаря открывалась вбок, винт 3,0 м; выпущен весной 1941 г.
КИ-207 — М-62 — мощность двигателя 800—930 л. с. с винтом ВИШ-26
ИЙопастным. Отличался (при тех же очертаниях и размерах) капотом
иного обжатый) с выколотками над клапанами цилиндров и верхним
Жжением воздухозаборника, над капотом. Полетная масса его была
ВО кг, летные качества выше, чем у самолета № 7211, вооружение —
|ЙРе пулемета ШКАС. Испытания проводили П. М. Стефановский,
Максимов и Н. И. Николаев.
Ell-207 — М-63 без редуктора, мощность двигателя 930 л. с. Несмотря
оригинальное убираемое шасси, не имел существенных преимуществ
ИВД предыдущим, хотя и мог поднять две бомбы по 250 кг. Данные
Вваводским испытаниям были выше, чем по государственным, скорость
Гигала 486 км/ч на высоте 5300 м, но для 1940 г. его показатели
К становились недостаточными. Интересным был механизм уборки
шеи. Колеса втягивались вертикально в фюзеляж, крепились на
1|образной рычажной подвеске. Выигрыш от уборки был значительным
Сравнению с колесами в обтекателях. На этом самолете испытывались
НЙоточные ускорители И. А. Меркулова ДМ-4, установленные под
ЖНИМ крылом в узлах подвески баков. Было около 20 полетов с вклю-
ЙИем ПВРД без единой аварии.
&И-207 — М-63 с редуктором и трехлопастным ВИШ диаметром
4. М, с убираемым шасси и закрытым фонарем.
Экспериментальный истребитель Д (условно) И. Ф, Флорова и
Боровкова. Это был одноместный истребитель двухбалочной схемы
с комбинированной силовой установкой, состоявшей из поршневого двига-
теля М-71 в 2000 л. с., с толкающим винтом и двух прямоточных
ускорителей И. А. Меркулова в балках. Вооружение — четыре пушки
(две Ш-37 и две ШВАК-20).
Крыло типа обратной «чайки» размахом 14,8 м, стреловидностью 20°
по передней кромке для центровки. Конструкция цельнометаллическая,
хвостовые балки — цилиндрические трубы с гофром под их гладкой
обшивкой; их прочность была проверена статическими испытаниями.
70
Зрители должны были работать не все время, а только в нужные
<енты боя, не создавая заметного сопротивления в моторном полете,
кидался значительный прирост скорости при этой.
Проект разрабатывался в январе — июне 1941 г., постройка самолета
Йа начата, но с эвакуацией завода все прекратилось. А. А. Боровков
гиб в авиационной катастрофе в начале 1945 г. И. Ф. Флоров в 1944—
гг. разрабатывал экспериментальный истребитель с ЖРД (см.
м3).
(Ь
Работы В. П. Яценко
И-28 В. П. Яценко (рис. 39) — одноместный истребитель, низкоплан
Небольшой обратной «чайкой» в соединении крыла с фюзеляжем
Потому со сравнительно низким шасси. Двигатель — звездообразный,
первом самолете М-87 в 950 л. с., на втором — сначала М-87Б, затем
08 в 1000 л. с., он же на нескольких серийных самолетах.
-Винт ВИШ-23Е диаметром 3,0 м. Конструкция в основном деревянная,
Данная уже в задании как желательная. Это было началом курса
применение дерева в условиях дефицитности дуралюмина. Этот курс
Йвдал себя в самолетах Ла и в других. Дерево в его конструкции шло
ййе в виде бакелизированной фанеры березового шпона, импрегни-
Йнного (пропитанного) искусственной смолой с прессованием
Вкгоклаве.
^фюзеляж — монокок с выклеенной обшивкой, в нем были четыре
ИЙерона, рамные шпангоуты, а в передней части — несложная клетка
сальных труб, несшая мотораму. Крыло неразъемное двухлонжерон-
L обшивка фанерная и выклеенная из шпона (на «чайке») толщиной
Врне до 12 мм, далее — до 4 мм, несущая. Элероны — 40 % полу-
шаха, между ними — сквозной посадочный щиток типа Шренка,
f
• 39. Самолет И-28 В. П. Яценко
Оперение дуралюминовое, узлы его литые. Управление жесткое. Шасси
убирались пневматически в крыло. В силовой установке (ее масса
886 кг) — капот NACA с регулировкой охлаждения — «юбкой» по
задней кромке, на винте кок, воздухозаборник внизу, в передней кромке
капота. Масса пустого самолета 2257 кг, полная нагрузка 403 кг.
Центровка — на 26,4 % САХ.
Вооружение: два пулемета ШВАК 12,7 мм (300 патронов) и два
ШКАС 7,62 мм (1700 патронов); 100 кг бомб в перегрузку; вариант —
два пулемета БС 12,7 мм и одна пушка ШВАК, четыре PC и 100 кг бомб
(в перегрузку).
Владимир Панфилович Яценко, один из старейших авиаконструк-
торов, работавший еще на заводе, а потом в ОКБ Поликарпова, в ЦКБ,
выпустивший вместе с С. А. Кочеригиным самолет ДИ-6 и руководивший
его серийной постройкой, получил весной 1938 г. задание на истребитель
по своему проекту, обозначенному И-287 (7-я модификация И-28), под
двигатель М-90, со сроком 1 мая 1939 г.
Был образован опытный отдел на заводе, где и были построены
два экземпляра И-28 и первый из них с двигателем М-87А (так как
двигателя М-90 не было) вышел 30 апреля 1939 г. Он проходил совместные
испытания с 1 июня по 4 июля 1939 г. На последнем полете по заданию
на пикирование с установившейся скоростью (более 600 км/ч) с высоты
8000 м произошла авария — на скорости 725 км/ч разрушился капот
двигателя от аэродинамических перегрузок, которые в то время еще не-
достаточно учитывались и точных методов расчета не было '. Кусок
капота разрушил хвостовое оперение, самолет сделал клевок на нос,
Стефановского выбросило из кабины (к счастью, фонарь был открыт),
причем оборвались привязные ремни, не сразу он пришел в сознание
и раскрыл парашют.
До этого (на основании проводившихся испытаний) ввиду большой
нужды в новых истребителях И-28 был запущен в серию, в связи с чем
на этом заводе была прекращена серийная постройка самолета Р-10
и его гражданского варианта ПС-5, начатая в 1938 г.
Внедрение И-28 проходило с трудом. Плохо давалось освоение новой
технологии деревянной конструкции (не то, что освоение Р-10). Кроме
того, новому заводу трудно давалась взаимозаменяемость, даже при
большой оснастке. На И-28 завод «Саркомбайн» учился.
После аварии самолет И-28 был снят с производства, второй
экземпляр его проходил госиспытания с М-88 с 20 апреля по 15 мая
1940 г. (летчик-испытатель Кубышкин) и показал скорость 566 км/ч
на высоте 7000 м.
Всего И-28 было построено два опытных экземпляра и пять серийных
из числа 30 заказанных. Они рулили, но не летали. В июне 1940 г. все было
прекращено. В это время уже выходили истребители ЛаГГ-1, МиГ-1
и Як-1. И-28 (один из первых в СССР скоростных истребителей) потерял
в некоторой степени свое значение. Опыт его внедрения послужил на
1 Стригунов В. М. Конструкция и расчет на прочность авиационных капотов.
М., Оборонгиз, 1940.
72
пользу, и после него освоение Як-1 на том же заводе шл(^быстрее — всего
х шесть месяцев. Был неосуществленный вариант И-28Ш — штурмовика
(взлетная масса 2911 кг).
И-28 не уступал другим новым истребителям, опережал их, и, есте-
ственно, прокладывал новые пути. После И-28 капоты‘двигателей стали
рассчитывать точнее и происшествия с ними прекратились.
i. В. П. Яценко был с июля 1941 г. переведен на завод, выпускавший
иГ-3. Далее он работал в должности заместителя Микояна, а затем
льюшина, до выхода на пенсию в 1958 г. Умер он в 1964 г.
Работы М. М. Пашинина
И-21 (заводское обозначение ИП-21) (см. табл. 6) —одноместный
Истребитель стандартной низкопланной схемы, но с симметричным
Профилем крыла и сравнительно низким шасси; двигатель М-105П
1050 л. с.
В 1939 г. возникла идея обеспечения истребителю пикирования с наи-
лыпей возможной скоростью. Выполнение этого приема на тогдашних
рийных истребителях лимитировалось условиями жесткости крыла и его
[Прочности. Были случаи разрушения крыльев при пикировании.
Михаил Михайлович Пашинин — заместитель Н. Н. Поликарпова —
предложил впервые для истребителя крыло с симметричным безмомент-
ЖЫМ профилем NACA-0012-0009 (на концах). Предполагалось исполь-
|кжатц эжекторный эффект выхлопных газов и достичь скорости пикиро-
вания 950 км/ч. Проект разрабатывался с января 1940 г., постройка
мдмолета закончилась весной 1940 г., а 11 июля 1940 г. состоялся первый
Лрлет (летчик П. Ю. Фокин). 18 августа И-21 был показан в Тушино на
Жараде. На заводских испытаниях в одном из полетов самолет потерпел
фварию и не восстанавливался. Второй экземпляр был готов к октябрю
|Ш0 г. го госиспытания закончились в декабре 1940 г. Отмечалась
^достаточная устойчивость и большая посадочная скорость.
< Конструкция смешанная. Фюзеляж — монокок, выклеенный из шпона
мм на цельной болванке; каркас — сосна, шпангоуты — по типу И-16
fin гнутых реек; толщина стенок — 3,0 мм со снижением в хвосте до 1,5 мм.
Передняя часть фюзеляжа — переходная ферма из стальных труб.
нжероны крыла — как в И-16, нервюры дуралюминовые, обшивка
ла — фанера от 3,0 мм в носке до 1,5 мм на алюминиевых заклепках
отай. Киль — съемный деревянный, стабилизатор цельный, рули и эле-
ны — по типу И-16. Управление — жесткое. Кабина летчика — без
нестекла. Вооружение: одна пушка ШВАК, стреляющая через втулку
Инта, и два пулемета ШКАС.
"ч» Конструкция была очень легкой, рациональной. Самолет показал
^Скорость 573 км/ч на высоте 5000 м, скороподъемность у земли — 21 м/с,
КУ**?? виража — 25 с.
’ 1 Но необходимо было провести доводку этого самолета.
Третий экземпляр И-21 был построен в январе 1941 г. и 5 апреля совер-
^'ШИл первый полет. Он имел измененное крыло и бол£е мощное вооружение
& ^Вместо 20-мм пушки ШВАК установили 23-мм пушку БТ-23). Хотя этот lL
lL 73
И-21 и показал более высокие летные данные и отличался хорошими пило-
тажными свойствами (кроме посадки, оставшейся сложной), в се-
рии не строился, так как широко выпускались Яки, ЛаГГи и МиГи.
Работы ОКБ М. Р. Бисновата
Инженер Матус Рувимович Бисноват летом 1938 г. начал работать
самостоятельно (до того был в ОКБ В. К. Таирова), получив свое ОКБ
и задания в порядке общей тогда линии. Первоначально производственной
базой его были центральные мастерские ЦАГИ. Задание было дано (по его
предложению) на экспериментальный одноместный истребитель под дви-
гатель М-105 мощностью в 1050 л. с. Самолет был построен в двух экзем-
плярах, одинаковых по обводам, размерам и конструкции (рис. 40,
см. табл. 6).
СК (СК-1) — экспериментальный скоростной самолет. Спроектирован
и построен для исследования в полете крыльев с различными профилями
и динамических свойств самолета при больших нагрузках на крыло
(устойчивость, управляемость, штопор, взлетно-посадочные характе-
ристики). Получение больших скоростей при использовании серийного
мотора М-105 достигалось путем применения более совершенной аэро-
динамики, большой нагрузки на крыло и убирающегося фонаря кабины.
Фонарь вписывался в обводы фюзеляжа цельнометаллической конструк-
ции, а при посадке раскрывался, образуя козырек, кресло с летчиком
гидравлическим подъемником поднималось вверх, чем и обеспечивался
необходимый обзор. Крыло свободнонесущее с тонким профилем NACA-
23014,5 было выполнено в виде одного агрегата без разъемов и его
легко можно было заменить. Основа крыла — кессон, образованный лон-
жеронами и наружной обшивкой. Крыло было покрыто тонким слоем
шпатлевки пробковой пылью на маркизете, приклеенном к металлу
нитроклеем на грунте — глифталевой основе. Поверхность крыла отполи-
рована до зеркального блеска. Эта отделка держалась особо прочно.
В эксперименатальном порядке была испробована новая система охлаж-
дения: площадь радиатора 0,17 м2 почти вдвое меньше обычной и вода
циркулировала под давлением 1,1 кг/см2. Рули и элероны имели полную
весовую компенсацию, щитки ЦАГИ — Власова.
Самолет был выпущен в начале 1939 г. Проходил испытания на
неубираемых лыжах, а также на колесном шасси. Материалы по летным
испытаниям не найдены.
СК-2 — экспериментальный самолет, дублер СК- Отличался от него
главным образом фонарем нормального типа, имевшим механизм аварий-
ного сбрасывания. Кроме того, предусматривалась установка двух син-
хронных крупнокалиберных пулеметов БС. Летные испытания начались
10 ноября 1940 г. (летчик Г. М. Шиянов) и продолжались до 10 января
1941 г. Была достигнута скорость 660 км/ч на высоте 4900 м; посадочная
скорость очень большая— 170 км/ч, но несмотря на это, посадка, по
отзывам летчиков, была проста. Предполагалось оборудовать СК-2 воору-
жением и предъявить на испытания в боевом варианте. Но сделано это
не было, так как уже шли серийные истребители МиГ, ЛаГГ и Як.
74
*' *0- Самолет СК и схемы самолетов СК и СК-2
Г Ь 1940 г. у М. Р. Бисновата был проект СК-3 — двухместного
ЖТребителя-низкоплана с двумя двигателями АМ-37. Площадь крыла
Wr? м . Конструкция цельнометаллическая. Вооружение — четыре не-
подвижных крупнокалиберных пулемета. Расчетная скорость 555 км/ч
Т Земли и до 700 км/ч на расчетной высоте. Проект был возвращен на
«чработку, в декабре 1940 г. рассматривался вторично, но утвержден
Р® был.
Самолет Г. М. Можаровского
и И. В. Веневидова
МВ «Комбайн». Об этом самолете, быть может, не стоило бы и
говорить, поскольку работа с ним не шла дальше проектирования,
довольно было бы только одного упоминания. Сама идея и схема самолета
встречалась в том или ином оформлении и у других конструкторов, что
говорит о живучести предложенных мыслей.
Георгий Миронович Можаровский и Иван Васильевич Веневидов —
конструкторы-вооруженцы. Их специальностью было вооружение на
самолетах — разного рода турели, перезарядка, прицелы, подвеска и
сбрасывание бомб и т. п. Г. М. Можаровский занимался этим с 1929 г.,
после окончания ВВА, имел десятки авторских свидетельств. И. В. Вене-
видов, постарше возрастом, пришел в вооружение позже, а до того
занимался оборудованием самолетов. Работали они вместе, и изделия
с маркой МВ принадлежат им.
В конце 1940 г. они предложили проект самолета-штурмовика,
одноместного, одномоторного, двухбалочной схемы с толкающим винтом,
с двигателем М-38 (или близким к нему). Кабина, выступающая вперед,
могла быть бронированной. В основании хвостовых балок стояли пушки,
выступавшие стволами перед крылом. За ними были небольшие отсеки
для самых мелких осколочных бомб. Дальше шли крепления колес шасси,
убираемых поворотом назад в те же балки. Носовое колесо убиралось
назад, под кабину. Радиатор находился под крылом, предусматривался
вентилятор для обдува двигателя под капотом.
Стрелковое вооружение предполагалось очень мощным — две или
четыре пушки и столько же пулеметов ШКАС в носу перед кабиной.
Словом, в этом предэскизном проекте многое было предусмотрено, но
многое и не учтено (например, покидание в воздухе самолета), его схема
в трех проекциях была лишь приблизительной, без точной центровки,
не окончательная. Было выделено помещение и люди, был построен
макет самолета, оборудованный всеми устройствами. Кстати, пулеметы
перед кабиной были подвижными и могли поворачиваться в вертикаль-
ной плоскости на десятки градусов '. Демонстрация этого макета пред-
ставителям НИИ ВВС происходила в конце марта и 1 апреля 1941 г.
Самолет С. Г. Козлова
ЭИ (экспериментальный одноместный истребитель). Схема —
низкоплан с изменяемым углом установки крыла (поворотом вокруг
переднего лонжерона). По сути дела это было повторением идеи, осуще-
ствлявшейся у нас в 1916 г. и уже тогда себя не оправдавшей в самолетах
Колпакова, Виллиша, Касяненко и Диля. Двигатель предполагался
М-107.
Крыло размахом 9,2 м было неразъемное с закрылками и дифферен-
циальными элеронами, лонжероны его — двутаврового сечения со сталь-
1 Эта идея была реализована В. В. Иорданом еще в 1916 г. в пулеметных
установках на самолете Ньюпор XI.
76
KkjrfMH полками-таврами и дуралюминовой стенкой, обшивка клееная из
Ешона переменной толщины. Оно крепилось передними лонжеронами
ЕГфюзеляжу — дуралюминовому монококу овального сечения. Управление
Иамолетом жесткое на шарикоподшипниках. Конструкция смешанная.
№. Самолет проектировался в Военно-воздушной академии им. Н. Е. Жу-
Ипрского с 1939 г. Участники: Сергей Григорьевич Козлов, Михаил
Ииихайлович Шишмарев (шасси), Дмитрий Осипович Гураев (зам. глав-
Kjro конструктора), Виталий Сергеевич Чулков (крыло), Савелий
ИЬумович Кан и Иосиф Абрамович Свердлов (расчетчики-прочнисты,
^Кидающиеся знатоки этого дела) и др.
HL, Постройка производилась на заводе. Из-за трудности задачи было
НКиого переделок в проекте и в чертежах, самолет запоздал, не был
Ькончен постройкой и 16 октября 1941 г. при эвакуации был уничтожен
Иширсте с чертежами.
К Самолет А. В. Сильванского
№1 И-220 (ИС, истребитель Сильванского). Среди всех русских и совет-
Мшх конструкторов А. В. Сильванский оказался явлением довольно
МЬрбычным и для нашего строя нетипичным. Не имея сколько-нибудь
НЬачительного опыта, он после окончания института и нескольких лет
Ииботы на заводах сумел в 1937 г. получить самостоятельное задание
Ш одноместный истребитель с двигателем М-88. В 1938 г. было сформи-
Шфано его ОКБ на сибирском заводе. В это ОКБ попали и очень хорошие
Ниботники — В. Д. Яровицкий, Ю. Б. Стурцель и др. По схеме и общему
Миду истребитель был похож на И-16, но чуть длиннее и на более низком
Нгасси. Конструкция его также была взята в точности по И-16, но шасси
Мило одностоечным. Все было бы нормально, но ниши для убранных
МЙес оказались неудачными и испортили профиль крыла, а винт оказался
Иншшком близок к земле и при разбеге почти касался ее лопастями.
Нвдьванский не нашел лучшего выхода, как урезать лопасти на 10 см.
ИНв^того упала тяга, самолет едва отрывался от земли и высоты не
1МВфал. Все же Сильванский, не проведя заводских испытаний, привез
В Москву (ЛИИ) и там настаивал на проведении испытаний и доводок.
мИртчики с большим трудом отрывали самолет от земли и, не набирая
МЙсоты, с трудом сажали его, говоря, что летать на нем нельзя. Несостоя-
НМЬность Сильванского как главного конструктора стала для всех
Юмрвидна, и деятельность его в авиации закончилась.
Вмвт
Работы бюро особых конструкций
» (БОК)1
Им Основанное в 1930 г. это конструкторское бюро, кроме других своих
HkHJot, выпустило семь самолетов, в том числе два легких и пять,
|^РстРоенных по типу РД, для рекордных полетов на высоту и дальность.
ИЖ. ' Шавров В. Б. История конструкций самолетов в СССР до 1938 г. М., Маши-
ностроение, 1985, с. 559.
77
БОК-2 (РК, «Разрезное крыло») —экспериментальный одноместный
свободнонесущий моноплан с двигателем М-11, построенный по идее
талантливого инженера Саввы Семеновича Кричевского. Особенность
самолета — крыло большого удлинения, разрезное (щелевое) со спе-
циальным профилем 1. Самолет всегда должен был летать «по огибающей»
поляре». Для каждого отклонения рулей и закрылков получалась своя
поляра и свое качество. Можно было подобрать управление так, чтобы
полет всегда происходил на наивыгоднейшем качестве. В соответствии
с этим С. С. Кричевский так и отработал аэродинамику крыла; было
произведено много продувок, все было обосновано. Самолет БОК-2 летал
успешно в 1935 г. Выполнен он был очень чисто, обшивка — фанерная,
отлакированная до блеска. Трудно сказать, за счет ли огибающей по-
ляры или же совершенной аэродинамики получились его отличные лет-
ные качества. Испытания не были завершены из-за смерти конструк-
тора.
БОК-5 (рис. 41) 1 2 — экспериментальный бесхвостый низкоплан
с двигателем М-11. В его схеме был учтен опыт испытаний и эксплуатации
бесхвостых самолетов,, но было много и совершенно оригинальных
решений. Автор самолета Владимир Антонович Чижевский — начальник
и главный конструктор БОК- Самолет был выпущен в 1937 г. и испытан
в сентябре того же года.
Крыло — трапециевидное с почти прямой 'задней кромкой, по всему
размаху разрезное. Задняя часть его могла менять угол установки
в полете, заменяя собой стабилизатор, легко снимающий аэродинами-
ческие нагрузки с ручки управления. Отклонение от -(-3 до —5°. К задней
кромке поворотной части крепились рули высоты и элероны. Крыло —
двухлонжеронное, полки — трубы, стенка — два листа, нервюры —
ферменные, обшивка — полотно. Подвижная часть крыла состояла из
трех отсеков с каждой стороны, ее обшивка — дуралюмин 0,5 мм для
жесткости. Рули высоты и элероны — с трубчатыми лонжеронами,
листовыми нервюрами и полотном. Фюзеляж — цельнодуралюминовый
полумонокок с закрытыми профилями, переходящий в вертикальное
оперение. Шасси — типа шасси У-2, костыль, управляемый вместе с рулем
направления. Профили крыла — ЦАГИ-890/15, рули и элероны — с осе-
вой компенсацией на 21 % их хорды, угол установки элеронов — 5°.
Коэффициент разрушающей перегрузки Ак = 8.
Скорость достигала 174 км/ч, потолок 4850 м, разбег 120 м (9 с),
пробег 200 м (19 с). В заключении НИИ ВВС отмечалось, что управляе-
мость отличная, самолет хорошо слушается рулей, особенно элеронов,
и хуже руля направления. Маневренность хорошая, весьма устойчив,
прост в пилотировании, доступен летчикам средней и даже ниже средней
квалификации.
БОК-1 (стратосферный самолет, СС, первый советский стратоплан)
(рис. 42). Схема, размеры и внешний вид его почти повторяли РД
1 «Самолет», 1934, № 8—9, с. 17; 1936, № 9, с. 21. Техника, 1934, 18 августа.
2 Отчет о госиспытаниях БОК-5 НИИ ВВС, 1937.
78
Рис. 42. Самолет БОК-1
(АНТ-25), но крыло было чуть меньше, а шасси — неубираемое.
Конструкция цельнометаллическая, кроме обшивки рулей. Крыло ана-
логично крылу РД, но объем баков значительно меньше. Фюзеляж —
оригинальной конструкции со вставной герметической кабиной (ГК) для
полетов на высоту 12 000 м и более.
Идея такого самолета и экспериментальные работы в этой области
были в те годы популярны. Рекорды стратостатов должны быть достиг-
нуты и стратопланом — таково было общее убеждение и желание.
В Академии наук СССР в 1934 г. была проведена конференция по изуче-
нию стратосферы, и там были сделаны доклады о высотных самолетах —
стратопланах. Реализация этих идей была поручена БОК- За основу
была принята схема и конструкция самолета РД — это сберегало время.
Герметическая кабина регенерационного типа — одна из первых в СССР
была выполнена в виде цилиндра с выпуклыми днищами и фонарем.
Корпус ее клепаный из Д1 (1,8—2 мм), объемом около 2 м3. Фонарь у лет-
чика с пятью небольшими круглыми иллюминаторами, у летчика-наблюда-
теля — с двумя. Сверху был люк входной, сзади — выходной в фюзеляж.
ГК была снабжена обогревом от радиатора на полу, чем обеспечивалась
80
ймпература от +15 до +18 °C. Шасси неубираемое, колеса в обтека-
иелях.
Самолет был построен и испытывался осенью 1936 г. 1 Время набора
Ирсоты 5000 м составляло 15 мин, 9000 м — 38 мин, потолок — 10 700 м.
Hja облегченном варианте был достигнут потолок 14 100 м.
В пилотировании самолет был устойчив. Вибраций не было. ГК
Испытания тоже выдержала и была рекомендована при полетах на
ИЬсотах более 8000 м.
№ Были отмечены и недостатки ГК: обзор всего 5,5 % передней и 2 %
Индией полусфер, запотевали иллюминаторы (хотя имели электро-
Ийогрев), поглотители водяных паров работали хорошо только до темпе-
ИЬтуры 8—10 °C. Первоначально было очень жарко в кабине.
К- Самолет был признан экспериментальным, и требовалась его доводка:
Необходимо было установить новый высотный двигатель, улучшить обзор,
Устранить запотевание, установить вооружение и пр. Потолок требовалось
Июднять до 13 000—14 000 м. Кое-что было сделано еще в ходе испытаний:
Навойные стекла с осушительными патронами между ними кроме имев-
Ий£Йся в стекле проволоки для электрообогрева. Запотевание прекра-
Кгилось. Весной 1937 г. на БОК-1 был испытан двигатель М-34РНБ
двумя турбокомпрессорами (ТК) конструкции В. И. Дмитриевского,
Еаботавшими от выхлопных газов. Дополнительная масса при установке
фк была 70 кг. Была достигнута высота 12 000 м. При попытке взять
НЙйнтрольный груз в 500 и 1000 кг и с ним установить рекорд подъема
Ния высоту произошла поломка лопасти в ТК.
Ж БО|<-72 — повторение БОК-1, но герметическая кабина — встроен-
К|ад, т. е. неотделимая от фюзеляжа, ее стенки были стенками фюзеляжа.
МуД ГК были два выпуклых купола над сиденьями летчика и летчика-
Вмблюдателя, с несколькими иллюминаторами каждый. Двигатель
Ж-34ФРН с двумя ТК- Самолет испытывался в 1938 г. и показал данные
иИорнхем, как и БОК-1. Испытывали его (как и БОК-1) летчики И. Ф. Пет-
и П. М. Стефановский. Интересные опыты с этим самолетом и
Кмвдующим за ним БОК-И были проведены на земле. Несколько эки-
Р*И$£Й, готовившихся к дальним высотным перелетам (Громов, Юмашев,
ЙИанилин, Спирин, Байдуков, Беляков и др.), прожили по нескольку
Имргок в герметической кабине самолета, проверив на себе весь жизненный
НИЙКл. Эта была тренировка летчиков для будущих высотных продол-
ДМртГельных перелетов на самолете БОК-15.
Bl, Все системы работали хорошо. Герметичность кабины была такой,
нормальная подача кислорода в дыхательную аппаратуру компен-
МИрровала незначительную утечку воздуха через швы и выводы управления
ИОроводок. Однако предвиделось, что в летящем самолете утечка может
Вмазаться значительно большей, и ГК была дополнительно оборудована
1рХ.
у, Л* 1 Стефановский П. Триста неизвестных. М, Воени?дат, 1973, с. 48—49.
1 2 Материалы Научно-мемориального музея Н. Е. Жуковского, Альбом кон-
струкций БОК, 1935, ЦГАОР. Отчет о государственных испытаниях БОК-7 от
НХП.1936.
81
системой наддува путем установки приводного центробежного нагнета-
теля (ПЦН), работавшего от двигателя самолета. Это была первая
ГК смешанного типа. Герметические выводы тяг и тросов управления
были сделаны сальниковые.
БОК-8 — развитие самолета БОК-7. Для БОК-8, эскизный проект
которого разрабатывался в 1939 г., проектировалась стрелковая уста-
новка. Была разработана электроавтосинхронная установка для прицели-
вания (прицел Резунова) и для управления стрельбой из ГК. Установка
для наводки пулеметов, расположенных вне ГК, была дистанционной. Схе-
ма — синхронно-следящая, на тиратронах с сельсинами. Авторы этой уста-
новки — инженеры В. С. Костышкин и К- В. Жбанов. Это было сделано
задолго до реализации аналогичной установки в США на самолете В-29.
БОК-11 (рис. 43) по конструкции планера — как предыдущие, но
с дизельным авиадвигателем АЧ-40 А. Д. Чаромского для увеличения
дальности полета. ГК трехместная. Самолет был построен в двух
экземплярах в 1940 г. и успешно прошел испытания. Проводилась
подготовка к дальнему высотному перелету, но в предвоенной обстановке
подобные перелеты состояться уже не могли. БОК было включено в ОКБ
П. О. Сухого.
Конкурс на скоростные транспортные
самолеты
Конкурс был организован в мае 1934 г. обществом Авиавнито и
редакцией газеты «За рулем» «... с целью постепенного отбора из числа
представленных проектов самолетов тех из них, по которым могут быть
построены машины с достаточной гарантией их будущих летных
свойств» Были составлены и изданы подробные условия конкурса,
назначены премии и установлены сроки представления проектов (1 мая
1 Организационные и технические условия конкурса. Издание газеты «За ру-
лем». М.: 1934.
82
1935 г.)- Технические требования были составлены для одномоторного
Дд двухмоторного самолетов. Были приняты двигатели М-17 и М-34, и как
Идрисе желательные — Райт «Циклон» и Испано-Сюиза 12Ybrs.
К/ Требования были заданы следующие: скорость 400—450 км/ч, даль-
йность 1250—1500 км, потолок 7500 м, платный груз 5 и 12 пассажиров с их
Ииагажом. Были подробно перечислены требования к устойчивости,
Ийезопасности, удобству в эксплуатации и др. Были обусловлены габариты
Икабин, сидений, дверей, багажников, проходов, электро- и радиооборудо-
ДКания и многого другого. Такие условия и требования к гражданским
вамолетам составлялись у нас впервые. И все это было выполнено
/организованной общественностью в тесном контакте с руководством
учреждений. Так, начальник Аэрофлота И. С. Уншлихт был одновременно
ш председателем Авиавнито, начальник НТУ Аэрофлота И. Р. Гроза —
.«председателем Самолетного комитета Авиавнито, а председатель жюри
конкурса А. И. Некрасов — заместителем начальника ЦАГИ. Некоторые
([другие активные общественники тоже занимали определенные посты и
.помогали проведению конкурса.
L- Конкурс проходил в обстановке большого общественного подъема.
КНа обсуждениях проектов присутствовало иногда более 300 человек,
большой интерес всех авиаработников к конкурсу был вызван прежде
всего новизной этого дела. Тогда в эксплуатации состояли самолеты
КхК-5, ПС-9 и «Сталь-2», а идея скоростного самолета еще только начинала
проникать в сознание масс и была еще несколько непривычной. Все
.ан ал и только расчалочные бипланы и большие самолеты с гофрирован-
Жной обшивкой, а мысль о гладком скоростном моноплане была реализо-
Цмана лишь в самолетах ХАИ-1 и И-16, производивших по этой причине
Огромное впечатление.
Ь Конкурс принес большую пользу всем и как нельзя лучше способ-
ЖТвовал тому, что идея скоростного моноплана стала гораздо более
Идизкой, понятной, привычной. Для многих понадобились бы годы
ЯПбычной работы на заводе или в КБ для достижения такого же сдвига
мышлении. Информация о ходе конкурса с описаниями проектов
Мипмедленно публиковалась в газете «За рулем» и других '.
На конкурс было представлено несколько десятков проектов преиму-
ргественно двухмоторных самолетов, в общем очень похожих на появив-
Ияриеся позднее самолеты Дуглас DC-2 и АНТ-35. Видно было, что требо-
Ю||ания конкурса были действительно передовыми и прогрессивными, но это
Мй'ало ясно позже. Они двигали вперед творческую мысль, были реаль-
вЛЫми и выполнимыми по своему времени.
Самолеты по конкурсным проектам построены не были, но цифровые
Ироказатели проектов повлияли на создание самолета «Сталь-7». А задача
Ирассажирского самолета была решена немного позже путем освоения
ВЫПУСКЭ самолета Дуглас DC-3 в типе Ли-2.
й-1 ^НТ-35 (ПС-35) (рис. 44) — пассажирский вариант скоростного бом-
мЭДврдировщика СБ, от которого были взяты без изменения крыло, оперение,
* у—~—______
М i.
«Техника воздушного флота», 1935, № 8. с. 97—100. Результаты конкурса.
Рис. 44. Самолет АНТ-35
шасси и ряд деталей. Были установлены двигатели М-85 звездообразные,
фюзеляж — новый, пассажирский, в котором установили два места лет-
чиков и десять кресел. Кабина имела хорошую звукотеплоизоляцию,
была снабжена общей и индивидуальной вентиляцией, освещением и
отоплением, был там буфет, туалет, багажник. Имелось богатое пилотаж-
ное оборудование, автопилот и др. Платная нагрузка — 840 кг.
Самолет строился бюро скоростных самолетов А. А. Архангельского
под руководством А. Н. Туполева, когда СБ уже внедрялся в серию.
Осложнений.с.ним не было. Клепка носков крыла и оперения — потайная,
по остальным поверхностям — заклепками с чечевичной головкой. Управ-
ление двойное. Винты — трехлопастные ВИШ, капоты двигателей —
с регулируемой задней щелью.
Первый полет М. М. Громова был 20 августа 1936 г. Самолет показал
отличные летные качества: скорость на высоте 4000 м составила 400 км/ч,
потолок 8500 м, дальность 1200—2000 км. Самолет мог продолжать
полет на одном двигателе, сохраняя потолок до 3000 м. Он был проверен
в перелетах Москва — Ленинград — Москва (15 сентября) и Москва —
Париж — Москва (ноябрь — декабрь 1936 г.). В Париже он экспониро-
вался на Международной авиационной выставке.
Недостатком самолета АНТ-35 была малая высота пассажирской
кабины — ниже роста человека. Для запуска в серию было предложено
переделать фюзеляж, увеличив его высоту на 0,15 м. Это было выполнено
во втором экземпляре — АНТ-35 бис. В серии самолет под маркой ПС-35
строился в 1937—1939 гг. с двигателями М-62ИР. Было выпущено 11
серийных самолетов. В эти годы уже внедрялся самолет Ли-2, пере-
возивший при тех же двигателях, хоть с меньшей скоростью, вдвое
большую платную нагрузку. Самолеты ПС-35 применялись на аэролиниях
Москва — Львов и Москва — Одесса до июня 1941 г.
«Сталь-7» Р. Л. Бартини. Это был двухмоторный низкоплан (рис. 45,
см. табл. 7) с крылом резко выраженного типа обратной «чайки»; сечение
фюзеляжа — расширенный книзу овал, переходящий в крыло, имевшее
очень большое сужение к концам (более 4). Двигатели М-100 — в сгибах
крыла, шасси — предельно низкое. Фонарь двухместной кабины лет-
84
Ййиков — с наклоненным вперед лобовым стеклом (по моде того времени).
^Пассажирских мест — 12.
Самолет проектировал Р. Л. Бартини в НИИ ГВФ с конца 1933 г.
ЙЦель проекта — создать пассажирский самолет со скоростью 400 км/ч.
ВПроект утвержден в июле 1934 г. Самолет «Сталь-7» строился в ЗОК
|НИИ ГВФ и был выпущен осенью 1936 г.
и. Р. Л. Бартини, верный своему принципу — создавать конструкции
^наименьшей массы из любого материала, сделал первоначально фюзеляж
га виде сварной из труб фермы с легким каркасом, прикрепленным к ней,
Ьс полотняной обшивкой. Такой же была и конструкция крыла. Фюзеляж
^действительно получился легкий, но нежесткий из-за бомболюка в его
молу, й был заменен цельнодуралюминовым полумонококом, а крыло
мосталось ферменным. Оно было двухлонжеронное, профиля, разработан-
ного Бартини. Лонжероны — ферменные, связанные между собой
раскосами в плоскостях полок, также образующими ферму из треуголь-
ников. В общем каждая консоль крыла представляла собой простран-
ственную ферму из 200 стержней — различного сечения труб, сваренных
Йстык. В пролетах были трубы из стали ХМА, а в узлах были короткие
иставные точеные втулки переменного сечения, сделанные из более
мягкой стали вдвое большей толщины. Получились равнопрочные по всей
иййне полки, хотя и трудоемкие, но очень легкие.
Е Требования к стыковой электросварке в таких ферменных лонжеронах
рыли исключительные — от разрыва любого стыка мог погибнуть самолет.
|рДнако в ЗОК НИИ ГВФ сварка была освоена и для такой конструкции.
Юна себя оправдала, и с лонжеронами крыла «Сталь-7» никаких недора-
зумений не было. Нервюры крыла и оперения были, как в «Сталь-2»,
ЙЬбшивка — полотно.
r 45. Самолет
«Сталь-7»
як
Самолет показал прекрасные летные качества. Потолок на одном
работающем двигателе — 4500 м, при перегрузочной массе 11 000 кг
весовая отдача самолета составляла 56 %. Испытания самолета прошли
успешно, и весной 1937 г. решено было пустить его в кругосветный перелет
под управлением заслуженного летчика Н. П. Шебанова. В самолете было
установлено 27 бензобаков общим объемом 7400 л и дополнительное
оборудование. Для пробы решено было выполнить круговой перелет
внутри страны. Такой перелет был выполнен лишь 28 августа 1939 г. по
замкнутому треугольнику Москва — Свердловск — Севастополь — Мос-
ква протяженностью 5068 км со средней скоростью 405 км/ч за 12 ч 30 мин
56 с. Экипаж самолета — летчики Н. П. Шебанов и А. А. Матвеев и борт-
радист Н. А. Байкузов. Это был международный рекорд скорости
полета на такой дистанции. Перелет вокруг света не состоялся из-за
начавшейся войны.
На основе самолета «Сталь-7» были созданы бомбардировщики
ДБ-240, Ер-2 (см. гл. 2).
СПС-89 (скоростной пассажирский самолет). В 1937—1939 гг. на
ремонтном заводе Аэрофлота энергично разрабатывался проект пасса-
жирского самолета СПС — на 17 мест при трех членах экипажа, с двумя
двигателями М-100 или М-103. Схема самолета обычная, с хвостовым
колесом, разнесенным вертикальным оперением, с шасси, как потом
в Ли-2.
Фюзеляж имел обтекаемую веретенообразную форму, без выделяю-
щегося фонаря. Конструкция металлическая, хорошо продуманная по
типу Ли-2.
Авторы проекта — инженеры Дмитрий Сергеевич Максимов и Иван
Иванович Дракин (аэродинамик) — до этого принимали участие в проек-
тировании и постройке самолета «Сталь-7». После окончания работ
по «Сталь-7» весь коллектив был переключен на СПС. Разработка
проекта и чертежей шла с конца 1937 г. до весны 1940 г., но до постройки
дело не дошло. В апреле 1940 г. весь состав КБ (около 70 человек), кроме
самого Д. С. Максимова, был передан в новое ОКБ В. Г. Ермолаева.
Следует думать, что освоение и внедрение в это же время лицензион-
ного самолета DC-3 (Ли-2) с теми же параметрами остановило работу
по СПС.
Самолеты А. С. Яковлева
В 1934 г. Александр Сергеевич Яковлев получил производственную
базу, постепенно превращенную в опытный завод (ранее это была кроват-
ная мастерская, почти пустое место). В ГУАП был образован отдел
легких самолетов под его руководством. А. С. Яковлев настойчиво про-
водил мысль, что обучение летчиков должно вестись на скоростных
монопланах, первоначально в форме тренировки после прохождения
курса на самолете У-2, а потом и полностью на них. Эта мысль не сразу
получила признание и практическое воплощение. У-2 еще долго оставался
86
новным самолетом первоначального обучения, поскольку и боевые
молеты тех лет Р-5, И-5 и И-15 были бипланами. Но мысль об учебном
юноплане была всем понятна, ей отдавали должное, и А. С. Яковлев, уже
Ж заданиям, занялся отработкой самолета учебного и тренировочного
ina, а попутно и спортивного, по схеме низкоплана в ряде образцов, очень
1изких по схеме, размерам и внешнему виду, испытанных Ю. И. Пионт-
ским.
, ДИР-9 и АИР-9 бис 1 — двухместные низкопланы с двигателем М-11,
ркас фюзеляжа сварной из мягких стальных труб, оперение — дура-
миновое, крыло — деревянное, обшитое фанерой по носку сверху до
него, снизу — до переднего лонжеронов, с посадочными щитками,
ивка везде полотняная. Кабины открытые. Проект самолета был
дставлен на конкурс безопасных самолетов, почему на крыле были еще
Стоматические предкрылки. Этот проект 1933 г. не был осуществлен,
{затем его переделали в АИР-9 (1934 г.) и АИР-9 бис (1935 г.),
торых кабины были закрыты общим прозрачным фонарем. АИР-9
отличался треугольной формой козырька и кольцом Тауненда на
гателе (потом кольцо сняли).
На АИР-9 бис (см. табл. 8) 4 июля 1937 г. летчицы Ирина Вишневская
Катерина Медникова установили женский международный рекорд для
Йих самолетов 1-й категории2. Они достигли высоты 6518 м.
фАИР-9 демонстрировался на Парижской авиационной выставке
г., а АИР-9 бис — на Миланской авиационной выставке 1935 г.
АИР-10 (рис. 46, см. табл. 8)3 —подобен предыдущему, но кольцо
йенда снято и кабины открытые. Первый полет— 11 июля 1935 г.
уценке НИИ ВВС было сказано, что это хороший тренировочный
лет для ВВС, что он может быть применен и для первоначального
учения взамен У-2, пригоден и как переходной от У-2 к военным, а также
С самолет связи. Указывалось также, что необходимо повысить запас
•чности с 8 до 10, снизить посадочную скорость до 55 км/ч, установить
рылки и триммеры, предохранить переднего летчика при капотирова-
после чего можно пускать самолет в серийное производство. Но в се-
он был запущен лишь после переделки в цельнодеревянный
Имолет № 20) для облегчения освоения.
^Качества самолета АИР-10 (летные и эксплуатационные) были
дерены в состязаниях легких самолетов 1935 и 1936 гг., где он занял
•вое место. В 1937 г. самолет АИР-10 был установлен на поплавки
ИР-6 и испытан с ними.
АИР-11 — самолет, по конструкции подобный предыдущему, но трех-
)(ный, туристский, с закрытой кабиной и с двигателем «Джипси-
джор» в 120 л. с. Выпущен в конце 1936 г., успешно прошел гос-
[Спытания, но в серии не мог строиться из-за отсутствия подходящего
«Самолет», 1935, № 9, с. 11.
«Самолет», 1937, № 7, с. 25; «Техника воздушного флота», 1937, № 9, с. 103.
«Самолет», 1935, № 9, с. 12; 1937, № 7, с. 25; «Техника воздушного флота»
№ 5, с. 89; Отчет о госиспытаниях. НИИ ВВС, 1936.
87
Рис. 46. Самолеты АИР-10 (вверху) и АИР-12
отечественного двигателя. На этом самолете С. В. Ильюшин при
перелете Москва — Воронеж потерпел аварию по вине механика, не
заправившего самолет маслом ’.
АИР-12 (рис. 40, см. табл. 8) — гоночный самолет 1 2, предназначенный
для полетов на дальность, двухместный. Головки цилиндров двигателя
М-11 без обтекателей, шасси убираемое в центроплан, колеса баллонные.
Кабина летчика (задняя) расположена за крылом и закрыта узким
фонарем, кабина пассажира — над крылом, верх ее прозрачный, запод-
лицо с фюзеляжем, на месте пассажира мог быть установлен дополни-
тельный бензобак. Крыло стреловидное по передней кромке, с прямой
задней кромкой.
Самолет был выпущен в июле 1936 г. и принимал участие в состяза-
ниях того же года. 21 сентября летчик Ю. И. Пионтковский в ходе
заводских испытаний выполнил на нем беспосадочный перелет Москва —
1 Яковлев А. С. Цель жизни. М., Политиздат, 1972, с. 608.
2 «За индустриализацию», 1936, 20 сентября, с. 2. «Самолет», 1937, № 6, с. 10.
88
С. 47. Схема самолета УТ-1
ьков — Севастополь — Харьков дальностью около 2000 км за 10 ч
(мин летного времени. 24 октября 1937 г. на этом же самолете с двигате-
М-11Е в 150 л. с. летчица В. С. Гризодубова и штурман М. М. Раскова
(полнили перелет Москва — Актюбинск (1444 км по прямой). Оба
>елета были рекордами для этого класса самолетов.
-1 (АИР-14) (рис. 47 и 48, см. табл. 8) — небольшой по размерам
кицадь крыла всего 8,3 м2) учебно-тренировочный одноместный пило-
тный низкоплан 1 с открытой кабиной. Двигатель первоначально М-11.
Йиолет создавался как переходный с двухместного учебного скоростного
оплана и как тренировочный для летчиков-истребителей.
^Конструкция УТ-1 повторяла предыдущие в основных чертах. Каркас
®еляжа в виде фермы, сварной из мягких стальных труб с рас-
рками из проволоки ОВС (рояльной); обшивка — полотно на легком
ерном и реечном каркасе, придававшем выпуклость граням. Крыло
азъемное, цельное, двухлонжеронное, деревянное, причем лонжероны
гжались к его концам. Этот тип крыла перешел потом в истребитель
R. Каркас оперения и элеронов дуралюминовый, компенсации не было.
Щивка — везде полотно. Нормальная центровка самолета — 27 %
Ж; Шасси пирамидальной схемы с резиновой пластинчатой амортиза-
Й, очень прочное. Для проверки Ю. И. Пионтковский выполнил за один
300 посадок, а потом — тысячу посадок за несколько дней.
• 'Самолет проходил госиспытания в 1936 г., с двигателем М-11
М‘Ю0 л. с. Летные показатели были хорошие, но самолет был строг
₽*Илотировании, так как предназначался для подготовки летчиков для
более строгого истребителя И-162. В 1937 г. самолет был предъяв-
1 Техническое описание и инструкция по эксплуатации самолета УТ-1, М.,
ронгиз, 1939.
«Техника воздушного флота», 1938, № I, с. 83.
Отчет о госиспытаниях'самолета АИР-14, НИИ ВВС, 1936.
Рис. 48. Самолет УТ-1 с двигателем М-11 (вверху) и самолет Я-21 с двигателем МВ-6
лен повторно с двигателем 4-11Г в 115 л. с. и доработками по замеча-
ниям ВВС. Результаты пол; чились положительные, и с этим двигателем
самолет был запущен в серию. Позднее с двигателем М-11Е в 150 л. с.
было достигнуто еще лучшее соответствие между размерами, массой
и мощностью.
В отчете НИИ ВВС была отмечена отличная маневренность самолета,
хорошее выполнение фигур и легкость обслуживания *. Самолет оста-
вался строгим в пилотировании, что приближало его по характеристи-
кам к И-16.
Отчет о госиспытаниях самолета АИР-14. НИИ ВВС, 1936.
90
к Серийная постройка началась осенью 1936 г. на двух заводах, из
Еаторых один до того самолетов не выпускал. Поэтому вначале были
Ьиределенные трудности, а главное — не сразу удалось наладить сварку
ИЕрзеляжей и моторам, мешали деформации при сварке. Понемногу
|Кбочие и ИТР нашли свои приемы сварки (иногда без помощи опытного
Ии вода), и все стало получаться. За 1937—1940 гг. было выпущено боль-
Н&де количество самолетов.
НЕТ Самолет показывал рекордные достижения в руках летчиков высшей
^Кодификации, но требовал самого внимательного к себе отношения,
Щм'ветствующей подготовки летчиков. Но он и не предназначался для
Ииссового обучения летного состава. УТ-1 успешно использовался как
Ний€!ходный к И-16, как тренировочный для командиров, инструкторов
МЕцетчиков-истребителей и как спортивный.
И&'лНа самолетах УТ-1 было установлено восемь международных рекордов
КСмюсти, дальности и высоты. В 1939 г. на УТ-1 была удлинена на 260 мм
НК^ррама, центровка самолета стала более передней, благодаря чему
Щичительно улучшилась продольная устойчивость и упростилась техника
Квотирования. Одновременно винтомоторная группа была приспособлена
перевернутого полета. Исключительно высокие пилотажно-акробати-
Ивд^ие качества УТ-1 оставались непревзойденными до 50-х годов и высоко
Уценивались летчиками — мастерами высшего пилотажа. На одном серий-
Вюм экземпляре Л. И. Сутугин установил пулемет, двигатель М-12 и
НБрдяно-воздушную амортизацию взамен резиновой. Была небольшая
Нш1Я их, но с М-11. Во время войны, в 1941 г., А. И. Волков — мастер по
ЦИ^ружению— установил на УТ-1 два пулемета ШКАС (по 200
Н||ронов) под крылом у стоек шасси. Инженер К. А. Москатов вооружил
КК>1 двумя пулеметами ШКАС и снарядами PC. Были и еще неучтенные
^Кучаи аналогичного вооружения.
1937 г. самолет был поставлен на поплавковое шасси. 21 октября
И^7 г. летчик Д. Н. Федосеев выполнил на нем дальний рекордный
И||$лет Москва — Уфа (1174 км по прямой) — международный рекорд
Нщрьности. А еще раньше — 2 октября Ю. И. Пионтковский пролетел
Ки£$анцию в 100 км со скоростью 218 км/ч — тоже рекорд поплавкового
Ннщрлета этого класса.
ОКБ было еще десять экземпляров разных модификаций УТ-1, в том
ЕВ|Де с крылом профиля ВВС (неудачным, так как возросла посадочная
ИАрость), с плавающими элеронами (1938 г.), с измененным шасси,
ИМызличными винтами и др.
МВАИР-15 (УТ-15) — гоночный самолет с крылом профиля Ф. Г. Гласса
^И^моментным). Был испытан в начале 1938 г. и передан в ЦАГИ для
^Мвдедований.
КрАИР-16— по схеме и внешнему виду повторял АИР-11, но четырех-
^ИгНый с закрытой кабиной, с двигателем Рено в 220 л. с. Построен
мЯт веден на аэродром в 1937 г., но в полет не выпускался из-за отсутствия
Дугателя.
— серийный УТ-1, но с рядным двигателем Рено «Бенгали» 4
йу*0 л- с- и закрытой кабиной. Летал в общем, как серийный УТ-1. Один
И^Земпляр его был установлен на поплавковое шасси.
Я1'' .’*!*» «
Я-21 (УТ-21, самолет № 21) (рис. 48, см. табл. 8) —тот же, но
двигатель Рено «Бенгали»6 (МВ-6) в 220 л. с. Скорость превышала
300 км/ч. Самолет был особенно труден в пилотировании. Проходил
испытания в начале 1938 г., переделывался в 1939 г. под обозначением
№ 25, но работы не были завершены из-за переключения ОКБ на боевые
самолеты.
УТ-2 (№ 20, Я-20)1 (рис. 49) —учебно-тренировочный двухместный
низкоплан, развитие АИР-10, но фюзеляж и центроплан — деревянные.
Коэффициент разрушающей перегрузки на случай Ак равнялся 10. Само-
лет был выпущен в 1937 г. в двух вариантах: с двигателем М-11Е в 150 л. с.
и с двигателем Рено «Бенгали»4 в 140 л. с. Масса обоих самолетов была
минимальной, довольно близкой, запас топлива — на 2 ч. Летные данные
получились высокие. Однако при госиспытаниях было выдвинуто требова-
ние увеличить запас топлива до 7 ч и переделать сиденья для воз-
можности применения парашютов, которых первоначально не было.
Полетная масса возросла на 112 кг, летные качества несколько снизились,
но все-таки оставались достаточно высокими. В заключении НИИ ВВС
было сказано, что с двигателем М-11Е самолет очень хорош и может
быть рекомендован для первоначального обучения. Вариант с Рено отпал,
так как этот двигатель у нас строить не стали. Самолет с ним занял
первое место на состязаниях 1937 г.
В том же 1937 г. самолет УТ-2 с двигателем М-11Е был поставлен на
поплавки (как для АИР-6) и на нем были установлены три международ-
ных рекорда. Вскоре самолет УТ-2 был принят к серийному производству,
но со стандартным двигателем М-11М для целей первоначального
обучения. Внедрение в серию было начато в сентябре 1937 г. на двух
заводах. Благодаря простой и дешевой конструкции трудностей при
внедрении не было. Впоследствии выпускался на пяти заводах.
Однако с выходом на аэродромы первых серийных самолетов выяви-
лось, что УТ-2 входит в плоский штопор и выходит из него со значительным
запаздыванием. В результате больших работ по исследованию плоского
штопора, ^проведенных в ОКБ А. С. Яковлева, были найдены простейшие
способы конструктивных доработок самолета — изменены регулировки
рулей и элеронов и угла установки стабилизатора. Тем самым был устра-
нен самопроизвольный вход в плоский штопор и обеспечен простой и
надежный выход из него. В разработку методики вывода из штопора боль-
шой вклад внес выдающийся летчик-испытатель ОКБ В. Л. Расторгуев.
Одновременно были получены необходимые материалы для дальней-
шей модификации самолета. В 1941 г. на основе этих материалов был
создан и запущен в серию модифицированный самолет УТ-2М, отличав-
шийся увеличением стреловидности и поперечного V крыла, измененным
хвостовым оперением, уменьшением площади элеронов и др. УТ-2М был
очень прост в управлении, прощал грубые ученические ошибки, не входил
в плоский штопор, а в крутой штопор входил очень неохотно и выходил из
него даже при нейтральных рулях без малейшего запаздывания. Самолет
1 «Самолет», 1938, № 1, с. 26.
92
получил широкое признание и высокую оценку. Применение УТ-2
постоянно расширялось, и к началу войны он полностью заменил У-2
в качестве учебного самолета. Во время войны увеличилось и производ-
ство У-2, но уже как ночного бомбардировщика.
УТ-2 эталон 1944 г. (см. рис. 49) был выпущен в 1943 г. Еще в 1942 г.
кабины были закрыты общим прозрачным фонарем, потом добавлены
обтекатели головок цилиндров двигателя, изменено шасси, введено
хвостовое колесо, посадочные щитки, отклоняемые на 50°, и др. Это стал
по существу уже другой самолет, переходный к будущему Як-18. Но и
обычный УТ-2 с двигателем М-11 строился до 1944 г. Соответственно
нуждам военного времени их выпускали до четырех экземпляров в день,
а всего выпущено несколько тысяч. Данные самолетов УТ-2 в серии имели
некоторые колебания. Так, с двигателем М-11Д в 115 л. с. скороподъем-
ность и потолок были выше, чем с двигателем М-11 в 100 л. с. (4700 м
вместо 3500).
Во время войны были единичные попытки применить УТ-2 в качестве
легкого бомбардировщика, наподобие У-2, с 200 кг бомб и более. Таким
был, например, УТ-2МВ с двигателем М-11Д: полетная масса 1150 кг,
скорость у земли 177 км/ч, время подъема на 1000 м составило 8 мин, пото-
лок 3350 м. Проходил госиспытания, но в серию не был запущен.
Инженер К. А. Москатов переделал на фронте в 1942 г. УТ-2, поставив
на кабины фонарь с противокапотажным выступом среднего шпангоута,
предохранявшим летчиков, и триммеры на рули и элероны. Иногда
самолет вооружали одним или двумя пулеметами ШКАС и подвешивали
снаряды PC. В ОКБ производились переделки и улучшения УТ-2
(самолеты № 23 и № 24 с МВ-6), не отразившиеся в серии.
С 1938 до 1948 гг. УТ-2 являлся основным самолетом школ перво-
начального обучения ВВС. На нем прошли подготовку сотни тысяч
военных летчиков. Много самолетов УТ-2 использовалось в аэроклубах
вплоть до 50-х годов.
Всего самолетов УТ-2 было выпущено за 10 лет очень много. Он сме-
нился типом Як-18, но еще до прекращения серийного выпуска был
построен и прошел заводские испытания уже упомянутый эталон 1944 г.
Масса пустого самолета была 633 кг, полетная 905 кг (тренировочный)
и 991 кг (связной).
УТ-3 (АИР-17, самолет № 17, Я-17) (рис. 50, см. табл. 8) —двух-
моторный низкоплан для тренировки летчиков больших самолетов (воен-
ных и гражданских). Двигатели Рено «Бенгали-6» (МВ-6) в 220 л. с.,
винты «Ратье» (французские) с электроуправлением (ВИШ). На четырех
экземплярах УТ-3 стояли двигатели «Джипси-VI» в 220 л. с.
Фюзеляж сварной из мягких труб- с полотняной обшивкой, крыло
неразъемное деревянное по типу УТ-1 и Як-1 со сходящимися к концам
лонжеронами; профиль «Кларк YHC». Колеса — убираемые назад в мото-
гондолы. Самолет трехместный: летчик, за ним стрелок, смотрящий назад,
и в носу фюзеляжа — штурман-стрелок с вращающейся стрелковой
установкой (два пулемета ШКАС).
УТ-3 был выпущен 31 декабря 1937 г. и долго проходил испытания,
в том числе и с бомбовой нагрузкой 200 кг на наружной подвеске.
94
ЛО. Самолет УТ-3 в трехместном и двухместном вариантах
, Этом полетная масса достигала 3108 кг вместо 2742 кг в перво-
Мьном виде и без бомб, скорость — 273 км/ч, потолок — 4000 м.
ные были признаны неплохими, и самолет стали внедрять в серию
1вух заводах.
Практика показала, что летные качества, полученные с импортными
*ами «Ратье», значительно снижаются при отечественных винтах АВ-3,
того чтобы сохранить их, была снята задняя стрелковая установка
|молет оставлен как двухместный (эталон 1941 г.); были вновь
Дедены госиспытания, в конце мая 1941 г. получена положительная
1ка, но дальнейшему производству помешала начавшаяся война.
Производство было прекращено и дело ограничилось двумя десятками
|ных экземпляров (и еще десять не было сдано). На этом серийная
‘Р°йка закончилась, и самолет УТ-3 разделил участь близких к нему
1ии Ицковича, Грибовского и Рафаэлянца. Двухмоторный тренировоч-
самолет с относительно малыми двигателями не нашел себе приме-
,я в системе ВВС.
Во время войны с использованием опыта УТ-3 был создан связной
и штабной самолет Як-6 с двумя двигателями М-11Ф.
Я-19 (самолет № 19; АИР-19) 1 — гражданский вариант УТ-3,
пассажирский для местных линий и санитарный. Двигатели МВ-6
в 220 л. с. при 2100 об/мин. Пассажирских мест 5. Фюзеляж в виде
ферм, сварной из труб стали ЗОХГСА, с лентами-расчалками, носовая
часть дуралюминовая, обшивка кабины фанерная, хвостовой части____
полотняная. Крыло — как в УТ-3, щитки Шренка, управляемые от
гидросистемы. Элероны и оперение — дуралюмин и полотно. Шасси т-
по типу самолета СБ, колеса 650X250 мм. Самолет был выпущен в конце
1938 г. (ведущий инженер О. К. Антонов, работавший в то время в ОКБ
А. С. Яковлева). Я-19 успешно прошел госиспытания в НИИ ГВФ 18—26
октября 1939 г. (летчик — Э. И. Шварц, ведущий — Г. А. Муратов).
Была признана целесообразной его серийная постройка. В отчете по
госиспытаниям отмечалось, что самолет прост в технике пилотирования,
прост в техническом обслуживании и ремонте; по своим летным данным
и эксплуатационным качествам удовлетворяет потребностям республикан-
ских линий ГВФ, а также может быть использован на отдельных участках
магистралей для замены самолетов «Сталь-3» и К-5, и, кроме того,
в качестве санитарного. Особо отмечалось, что Я-19 обеспечен базой
для серийной постройки, и его серийное производство фактически освоено
выпуском самолета Я-17 (УТ-3). Начальник ГУ ГВФ В. С. Молоков
планировал использовать Я-19 для регулярных рейсов на коротких линиях.
Но в предвоенной обстановке, когда было прекращено производство
УТ-3, выпуск Я-19 не мог быть осуществлен. Признание такого типа
самолета пришло позже в Як-6.
ББ-22 (№ 22) (рис. 51, см. табл. 8) —ближний бомбардировщик,
двухмоторный, двух-, трехместный низкоплан с разнесенным вертикаль-
ным оперением. Двигатели М-103 по 960 л. с., потом М-105 по 1050 л. с. Это
первый боевой самолет А. С. Яковлева, выпущен в 1939 г. В то время везде
происходила погоня за скоростями самолетов, уже приближалась вторая
мировая война, появились истребители-монопланы и двухмоторные бом-
бардировщики со скоростями до 550 км/ч. А у нас наиболее скоростным
ближним бомбардировщиком был СБ (выпуска 1934 г., скорость 455 км/ч)
и дальним Ил-4 (460 км/ч). Требовался самолет этого же класса, но
гораздо более скоростной и соответствующий требованиям времени.
И вот в этих условиях на первомайском параде, а затем в Тушино
(1939 г.) был продемонстрирован двухмоторный опытный самолет пре-
красных форм, ярко-красного цвета с серебристыми крыльями, показав-
ший скорость до 567 км/ч на высоте 4900 м — большую, чем все
другие самолеты. И. В. Сталин, который всегда обращал особое внимание
прежде всего на скорость, одобрил этот самолет, и ББ-22 сразу же начали
внедрять в серийное производство как ближний бомбардировщик на двух
заводах. Впрочем Яковлев это предвидел и еще до показа самолета на
парадах начал передавать фотокопии его чертежей в марте — апреле
1 Последний, имевший обозначение «АИР».
96
14 000
51. Самолет ББ-22 и его схема. Схема самолета Як-2.
Самолет №22
ггв
ЯК-2
№» г. на завод, где было организовано специальное КБ-70 по внедрению,
ровной самолет был выпущен 31 декабря 1939 г., а летать он начал
Гфевраля 1940 г. Благодаря этой, заранее проведенной подготовке
^рение пошло быстро, чему благоприятствовала и конструкция
ВОлета ББ-22. Она была смешанная.
Укрыло — неразъемное, деревянное, двухлонжеронное с фанерной
КИвкой. Центральная часть фюзеляжа деревянная, составляла одно
ре с крылом. Носовая часть фюзеляжа дуралюминовая, хвостовая —
Имная ферменная, сварная из хромансилевых труб, с полотняной
обшивкой. Элероны и хвостовое оперение — дуралюминовые с полотном,
щитки — дуралюминовые. Шасси — по типу СБ, с вилками колес. Словом,
никаких усложняющих дело особенностей в конструкции не было, она
повторяла то, что было уже освоено и проверено в других самолетах.
Для столь скоростного и относительно крупного самолета ферменная
конструкция фюзеляжа была все-таки не совсем обычной.
Первый экземпляр’ самолета проходил государственные испытания
в варианте ближнего разведчика без вооружения, но с бомбоотсеком.
Были отмечены высокие летно-технические данные, хорошее производ-
ственное выполнение, простая для освоения технология деревянного
самолета. Поэтому и было принято решение о серийной постройке ББ-22
на двух заводах. Но ВВС, соблазненные высокой скоростью, заказали
его не только в качестве разведчика, но и ближнего бомбардировщика
с внутренней подвеской бомб 400 кг. В связи с этим ВВС потребовали
перекомпоновать самолет: кабину штурмана расположить непосредст-
венно за кабиной летчика, изъять фюзеляжные бензобаки и перенести
бомболюк назад, увеличив его размеры, а емкость крыльевых баков
увеличить. Было предложено также установить стрелковое вооружение,
а затем доработать его, поместив пулемет ШКАС для обстрела задней
полусферы на тяжелой стандартной турели с экраном. Эти изменения
привели к ухудшению устойчивости и к значительному увеличению
массы. Самолет утратил и свое аэродинамическое совершенство. Скорость
существенно снизилась, в то время как в первоначальном варианте
разведчика, да и в варианте бомбардировщика, превосходившего по
скорости истребители, ББ-22 мог уйти от преследования, используя
свое преимущество в скорости.
Были построены серии этих машин под обозначением Як-2 с двигате-
лями М-103 и Як-4 с М-105. Но самолет не получил широкого применения
и не имел продолжения, поскольку, как указано выше, под грузом
не свойственных замыслу ББ-22 переделок, вносимых к тому же в процессе
производства без должной отработки, была нарушена логика развития
конструкции, которая так и осталась недоведенной. Значение ББ-22 в том,
что он явился предвестником нового поколения скоростных монопланов,
показал возможности дальнейшего повышения скорости, дал толчок
ускорению аналогичных работ в других ОКБ.
В ходе освоения и внедрения ББ-22 были еще две его модификации:
Р-12 (разведчик), проходивший только заводские испытания, и И-29
(ББ-22 ИС) — видоизменение Р-12, истребитель сопровождения, воору-
женный двумя неподвижными пушками ШВАК, размещенными под фюзе-
ляжем. Был построен в 1941 г. (летал П. М. Стефановский), доводился
в 1942 г., но дальше опытного образца дело не пошло.
Самолеты В. В. Никитина
Василий Васильевич Никитин (1901 —1955) —конструктор-самоучка.
Не имея специального образования (учился в Архитектурном инсти-
туте), он самостоятельно построил 15 самолетов (см. табл. 9), доста-
точно оригинальных и удачных. При этом он почти самостоятельно
98
Василий Васильевич Никитин
Ьцился летать и обычно свои самолеты
Бытывал в воздухе сам. В авиации
гр. Никитин начал работать в 1922 г.
Григоровича по компоновке общих видов,
Lm в 1925—1929 гг. занимался тем же у
[дикарпова, а в 1930—1936 гг. — в ЦКБ.
В&ЗЗ—1939 гг. он строил свои самолеты и
Ь)ДИЛ изделия других конструкторов.
|Й)38—1940 гг. у Никитина было свое
М№>30. С 1941 г. он занимал ряд руководя-
ЙгДолжностей в ремонтных предприятиях,
НАГИ (по постройке аэродинамических
в и в БНТ), а впоследствии был за-
Бтителем главного конструктора Н. И. Ка-
Ца (вертолеты).
ЦнВ-1 (рис. 52) — небольшой спортивный
Ькоплан 1 с двигателем М-11. Крыло
Йкосное деревянное, каркас фюзеляжа
|лной из мягких (сталь марки М) труб,
юкас оперения — дуралюминовый, обшив-
Виезде полотняная. Шасси без амортизации, колеса баллонные. Управле-
№ жесткое. По схеме самолет 2 был похож на американские гоночные
Цюлеты «Джи-би» и имел очень малые размеры, площадь крыла
Цавляла всего 6,85 м2. Первый полет был в сентябре 1933 г. Испытывал
1ft, Чкалов. Всего состоялось девять полетов, самолет был исключитель-
НЙ*рог в пилотировании и летать на нем было трудно. Был сделан вывод,
№рта схема самолета при столь малых размерах является лишь экспери-
Ншлыюй и не допускает практического использования.
НИВ-2 (рис. 53) — одноместный тренировочный низкоплан с двига-
Нвм М-11 в капоте NACA. Фюзеляж — монокок, выклеенный из шпона
кЙм с толщиной стенки 2 мм, оклеенный полотном. Крыло неразъемное,
Ипянное, до заднего лонжерона зашитое фанерой (2 мм) и поверх нее
Дййутое полотном. Шасси — убираемое назад в обтекатели под кры-
ВСамолет был построен в 1935 г. в Московском авиатехникуме
Кв-зо) на средства Осоавиахима и с успехом прошел испытания.
Кием было выполнено свыше 150 вылетов. Самолет был очень чисто
ЦоЛнен и обладал отличными летными качествами.
RB-2 бис (см. рис. 53) —тот же НВ-2, но с двигателем МГ-11 в
КД- с. Выпущен был ОКБ-ЗО в 1938 г. и успешно прошел испытания.
К заказали серию в 10 экземпляров, но она была прекращена с началом
дарения на этом заводе самолета УТ-2.
рПИ-5 (НВ-2 бис — МГ-31) (рис. 54) — тот же НВ-2, но соответствен-
Нрсиленный под двигатель МГ-31. Выполнен был самолет очень чисто
чем серийный И-16, на который он очень походил по внешнему
МВыпущен был по заказу УВВС и испытан Летчиками НИИ ВВС,
U . ‘ «Техника воздушного флота», 1934, № 3, с. 81; 1935, № 1, с. 112.
№.. «Самолет», 1937, № 7, с. 25.
оо
, 54. Схема самолета УТИ-5 (НВ-2бис — МГ-31)
Ф и Осоавиахима (расширенные заводские испытания). Всего на нем
до 40 летчиков. Было признано, что самолет хорош и соот-
Ц^рует своему назначению как учебно-тренировочный истребитель,
йболее, что на нем был синхронный пулемет ШКАС с 250 патронами,
заказали серию в 20 самолетов, которая не была закончена.
УТИ-6 (НВ-6) (рис. 55) —тренировочный «акробатический» самолет
ЙВысшего пилотажа, своеобразный биплан, в котором элероны были
ИЬ на нижнем крыле, а верхнее было стреловидным (8° по кромке)
«(Много превосходило по размаху нижнее. Двигатель МГ-11Ф имел
((Йальный карбюратор М. А. Коссова для перевернутого полета. Кон-
Г '
101
Рис. 56. Самолет НВ-5
струкцйя смешанная. Фюзеляж с каркасом из труб ХМА, крылья —
дерево с полотном, оперение — дуралюмин с полотном. Шасси —
свободнонесущие стойки с баллонными колесами в обтекателях. Самолет
построен с использованием центральной части фюзеляжа и крыла от
НВ-1, которое вошло как нижнее крыло в бипланную коробку НВ-6.
Разрушающая перегрузка 13 на случай Ак.
Самолет был построен в ОКБ-ЗО по заказу Осоавиахима в 1939 г.,
но для него не было двигателя, который поставили лишь в декабре 1940 г.
Зимой был выполнен ряд полетов В. В. Никитиным и В. В. Шевченко.
Самолет вел себя хорошо, однако из-за отсутствия статических испытаний
ЦАГИ не давал разрешения на официальные полеты, и дело затянулось
до самой войны, когда уже не стало возможным заниматься этим весьма
интересным самолетом.
НВ-5 (У-5, НВ-5 бис, У-5 бис, У-5ЛШ) (рис. 56) —один самолет
в нескольких вариантах. Основные размеры и конструкция их в общем
одинаковы. Назначение — двухместный самолет первоначального обу-
чения. Схема и конструкция в общем повторяла У-2, но все размеры
меньше при том же двигателе. Стойки коробки крыльев 1-образные,
колеса шасси полубаллонные диаметром 500 мм, но с возможностью
установки колес от У-2, моторама на резиновых буферах.
Первый образец — самолет НВ-5 — был выпущен в 1937 г. с двигате-
лем МГ-40 М. А. Коссова. Был установлен винт Кузнецова (очень удач-
ный). Самолет возник в ходе подготовки к конкурсу на безопасный
самолет, объявленному Осоавиахимом и Авиавнито в 1934 г. Проект
самолета НВ-5 получил первую премию *.
1 «Красная звезда», 1936, 27 апреля, с. 2.
102
ра первом экземпляре НВ-5 элероны были сделаны по образцу У-2,
дайее — щелевые. Шасси было с костылем (потом — хвостовое коле-
Самолет успешно прошел испытания. На нем летали 15 летчиков,
№ выполнено до 250 полетов на колесах и лыжах. Было признано,
^ самолет отвечает требованиям безопасного полета при простоте
|етрукции.
’Поскольку двигатель МГ-40 оставался лишь опытным, решено было
•ановить двигатель МГ-11Ф, с которым самолет вел себя еще лучше.
!амолет с обозначением НВ-5 бис (1938 г.) был сразу же разобран
нему изготовлены рабочие чертежи для головных экземпляров
го самолета У-5, который решено было строить серийно по заказу
<ахима, а потом и УВВС.
(см. рис. 56) — опытные экземпляры и четыре головных с двигате-
М-11 и МГ-11Г были построены в 1938—1939 гг. Конструкция
рработана для серии. Фюзеляж был несколько упрощен, в крыльях
инят профиль ЦАГИ-876 (плоский снизу), вместо «Геттинген-436»,
элеронов и рулей дуралюминовый, управление элеронами и руля-
юты жесткое, винт металлический.
да же были проведены заводские и государственные испытания,
дих участвовало до 60 летчиков. Все были довольны самолетом.
Ьдполагалась его массовая постройка. На одном из этих самолетов
iустановлено вооружение, чтобы получить настоящий учебно-трени-
ный самолет: пулемет ШКАС на правом нижнем крыле вне диска
и четыре снаряда PC под нижним крылом.
5 бис — тот же самолет У-5, но с двигателем МГ-11Ф, соответствен-
иленный. По заказу УВВС были выпущены в 1939 г. опытный
пляр и четыре головных, также успешно испытанные.
:его самолетов У-5 с различными двигателями было построено
>емпляров, опытных и головных. Дальше дело не пошло из-за нали-
амолетов У-2 и УТ-2.
5 — МГ-31Ф (ЛШ) (рис. 57) —вариант У-5, построенный по за-
юмандования обороной Москвы в 1942 г. во фронтовых ремонтных
рских МВО, где В. В. Никитин был главным конструктором
вным технологом.
1 самолете был установлен двигатель МГ-31Ф в 330 л. с., конструкция
втственно изменена и усилена. Верхнее крыло — от истребителя
i, обе половины его немного укорочены в основании, так что размах
i остался прежний, как в других вариантах У-5. Фюзеляж —
1нный, сварной из труб (сталь ЗОХГСА) с фанерной обшивкой. Это
рехместный лимузин с прозрачным фонарем. Сиденье для двух пасса-
9 — продольная доска, на которой сидели верхом. Масса пустого
«ета 880 кг, полетная масса 1400 кг, скорость достигала 272 км/ч
рейсерской — около 240 км/ч. Дальность полета при запасе топлива
> ч составляла 1000 км, разбег 40 м (6 с).
1молет в полной мере соответствовал своему назначению легкого
ioro (ЛШ) и был успешно использован в 1942—1944 гг. Было выпол-
ем свыше 600 полетов на фронтах от Ленинграда до Сталинграда,
исто в боевых условиях, много бывало пулевых пробоин, был ряд ремон-
103
Рис. 57. Самолет У-5 (ЛШ) и его схема
тов. Но двигатель в общем не подводил. Самолет прошел славный
путь.
Другими работами В. В. Никитина были самолеты Р-5Т 1933 г.,
Р-5 с двигателем Юмо 1935 г., P-Z улучшенный рекордный 1937 г.
(рис. 58) и МП 1937 г. Кроме того, в 1937 г. были построены планеры
ПСН (планер специального назначения) Н. Г. Михельсона (10 экз.) и
ПСН-2 М. М. Ефимова, уже летавший на буксире. Их было поручено
доводить В. В. Никитину, но эти работы были прекращены.
104
88. Самолет P-Z
Самолет НВ-4
BAW-
1 ЛЕ
ф|1В-4 (рис. 59) —амфибия, двухместный биплан с двигателем М-11,
>дном главном поплавке, вплотную примыкавшем к фюзеляжу, и двух
ых подкрыльных с шасси типа Груммана. Конструкция деревянная,
веляж — фанерный монокок круглого сечения, в задней своей части
иеенный из шпона, поплавок — одно целое с фюзеляжем. Крылья
[лонжеронные, на верхнем — элероны, на нижнем — посадочные
Рис. 60. Самолет МУ-4
щитки. Уборка и выпуск шасси производились ручным приводом. Име-
лось оборудование для ночных полетов.
Самолет был построен в 1936 г. в Москве, летал, но дальнейшего
хода не имел, так как Никитин, командированный по другим зада-
ниям, не мог им заниматься.
МУ-4 (рис. 60) — двухместная морская учебная (МУ) летающая
лодка-амфибия, биплан с тянущим винтом и двигателем МГ-11Ф в 165 л. с.
на верхнем крыле. Колеса шасси поднимались вдоль бортов назад,
стойки их были свободнонесущие, с масляно-воздушной амортизацией.
Конструкция самолета деревянная, кабина летчиков закрытая. Автор —
Н. Г. Михельсон.
Первый экземпляр самолета, выпущенный в 1936 г., испытывался
всесторонне, летал хорошо, выполнял все фигуры высшего пилотажа,
но потерпел аварию из-за нелепого конструктивного дефекта. Управле-
ние двигателем было смонтировано на деревянной бобышке, приклеен-
ной к борту лодки. Склейка оказалась некачественной, и бобышка
отвалилась.
Второй экземпляр был переделан и доведен В. В. Никитиным. Испы-
тания были удачны, и предполагалась серийная постройка, которая,
однако, не состоялась, поскольку серийная амфибия Ш-2 выполняла те
же задачи.
Проектировалась и была начата постройка аналогичной лодки МУ-5
с двигателем МВ-6 в 220 л. с., но из-за изменения тактико-технических
требований работы были прекращены.
ИС (истребитель складной) (рис. 61 и 62, см. табл. 9) В. В. Ники-
тина — одноместный экспериментальный истребитель оригинальной
схемы, нигде не встречавшейся. Это был полутораплан со складным
нижним крылом, убираемым в верхнее крыло и в борта фюзеляжа.
106
дои также убиралось в борта фюзеляжа вместе с нижним крылом.
Цдо уборки шасси и нижнего крыла схема самолета — высокоплан-
Ака» свободнонесущая. Нижнее крыло служило главным образом
^снижения посадочной скорости.
«были два последовательных экземпляра ИС-1 и ИС-2, различавшихся
^ным образом двигателями.
Еамолет был выпущен в порядке опытного строительства истребите-
|в 1939—1941 гг. Идея самолета возникла еще в 1938 г., и В. В. Никитин
Ьтал над ней. Работа ускорилась после предложения летчика Влади-
и Васильевича Шевченко. В 1939 г. В. В. Шевченко построил макет
юлета в Московском авиатехникуме (МАТ). Было организовано офи-
Ььно ОКБ-ЗО, штат 60 человек. Шевченко был назначен главным
Ьруктором и начальником ОКБ, Никитин был переведен из Ленин-
Первый экземпляр ИС-1 был выпущен к зиме 1940 г.
конструкция ИС — металлическая с полотном в обшивке хвостового
каркас фюзеляжа, лонжероны крыльев и механизм уборки шасси
1жнего крыла — сварные из труб (сталь ЗОХГСА), набор и обшивка
|ьев и каркас оперения — из Д16, нервюры листовые. Клепка
(Йная. Управление самолетом жесткое.
[аждое нижнее полукрыло состояло из двух соединенных шарнирно
н — внутренней, убираемой в борт фюзеляжа, и наружной консоль-
«убираемой в верхнее крыло. Для них были соответствующие углуб-
жВ бортах и в верхнем крыле, не слишком искажавшие их профиль
|ртания.
,81. Схемы самолетов ИС-1 и ИС-2
Рис. 62. Самолеты ИС-1 (вверху) и ИС-2
Стойки шасси крепились у наружных нервюр внутренних частей
нижнего крыла; при уборке колес они входили в нижнее крыло на поло-
вину своего диаметра, а потом вместе с ним — в борта фюзеляжа.
Наружные части нижнего крыла в процессе подъема и выпуска остава-
лись параллельными верхнему крылу. Уборка и выпуск пневматические.
Крылья трапециевидные с эллиптическими законцовками. Кабина откры-
тая, бронестекла не было.
Площади верхнего крыла 13,0 м2, нижнего крыла 7,83 м2, общая
20,83 м2, удлинение 5,7, размах крыльев 8,6 м и 6,72 м. Размеры самолета
в общем соответствовали И-153 и были небольшими, самолет — ком-
пактным.
108
й На ИС-1 стоял двигатель М-63 в 900 л. с. на высоте 4500 м. Масса
Естого самолета около 1400 кг, полетная масса 2300 кг. Винт «Гамиль-
|н> изменяемого шага, Z) = 2,8 м.
Г Площади горизонтального оперения: стабилизатора 1,95 м2, рулей вы-
|гы 1,21 м2; площади вертикального оперения: киль 0,97 м2 и руль на-
селения 1,09 м2. Колея шасси 2,74 м, колеса 700X150 мм. Вооруже-
четыре пулемета ШКАС (1000 патронов).
|’ИС-1 проходил испытания заводские и в ЛИИ (летчик Г. М. Шиянов),
я механизм уборки крыла и шасси работал безотказно и вся схема
ета была сама по себе вполне пригодной, госиспытания были
аны нецелесообразными, поскольку максимальная скорость полу-
э 453 км/ч на высоте 4900 м, а время набора высоты 5000 м
шло 8,2 мин, т. е. самолет уступал истребителям-монопланам
МиГ и Як.
[пущенный вслед за ним дублер ИС-2 с двигателем М-88 (1941 г.)
аний не проходил. Было признано, что площадь крыльев надо умень-
по крайней мере до 17 м2, а то и до 14 м2. Но тогда уже терялся
всей схемы и на такие переделки не пошли, тем более, что уже
кались ЛаГГ-3, МиГ-3 и Як-1. ОКБ-ЗО было закрыто. Были еще два
'а ИС-3 и ИС-4.
боты В. В. Никитина не исчерпываются описанными самолетами.
2 г. он переделал трофейный самолет Юнкере Ю-52 в «Летаю-
[абораторию» по заданию ЦАГИ, где он кроме того проектировал
)ил аэродинамические трубы. В 1945 г. он переоборудовал аме-
ский самолет Дуглас «Бостон» под связной и штабной с нескольки-
рсажирскими местами.
Работы А. С. Москалева
М-6 (рис. 63) — опытный, в сущности экспериментальный одно-
лй легкий самолет, построенный для проверки работы одноколес-
иасси. Двигатель М-23 в 65 л. с. Схема самолета — свободно-
ий низкоплан с трапециевидным крылом, на концах которого
>влены вертикальные поверхности — «шайбы» без рулей направле-
ишь несущие подкрыльные костыли. Хвостовой костыль на обычном
горизонтальное и вертикальное оперение тоже обычное. Кон-
(ия деревянная с полотном, простейшая.
»молет был выпущен в 1934 г. и испытывался на одноколесном
1 и на лыже. Всех интересовали главным образом руление, взлет
адка, летные качества не были целью. Опыт самолета Р. Л. Бар-
«Сталь-6» А. С. Москалеву не был известен, и он провел самостоя-
о исследование этой схемы шасси для уверенности в возможности
именения в других самолетах. Он предполагал представить проект
бителя с двигателем Испано-Сюиза 12Y на одноколесном шасси
гел проверить эту схему на малом экспериментальном самолете
6. Испытания показали, что схема вполне рациональна и осуществи-
< такому же выводу пришел и Бартини чуть раньше Москалева
1ал строить истребитель «Сталь-8» на одноколесном шасси.
Рис. 63. Самолеты САМ-6
«Сигма» А. С. Москалева (САМ-7) (рис. 64) —экспериментальный
двухместный истребитель, принадлежащий к числу наиболее необычных в
мировой и отечественной практике. Схема его — бесхвостый низкоплан
с нестреловидным трапециевидным крылом, на концах которого установ-
лено вертикальное оперение — «шайбы». Рулями высоты служили щеле-
вые закрылки, расположенные по всей задней кромке крыла. Элероны
составляли их внешнюю часть. Схема управления обеспечивала работу
элеронов и в качестве закрылков, отклоняемых лишь на несколько
меньший угол вниз. Профиль крыла Р-П 12 %-ной относительной
толщины по всему размаху без аэродинамической закрутки. Удлинение
крыла А, = 4,6.
Был принят новый тогда двигатель М-34 в 750 л. с. Винт деревянный,
четырехлопастный, так как М-34 не имел редуктора. Охлаждение паро-
вое по типу самолета «Сталь-6». При этом для малых скоростей,
особенно на рулении и на взлете, был установлен и обычный сотовый
радиатор, выдвигаемый вниз за кабиной летчика. Задняя часть фюзеляжа
была занята кабиной стрелка, закрытой прозрачным, сужающимся
назад обтекателем с проходившим через него спаренным пулеметом
ШКАС на шкворневой установке. Два синхронных пулемета ШКАС были
установлены на двигателе.
Шасси — убираемое в носок крыла и в фюзеляж путем поворота
к оси самолета его свободнонесущих стоек, крепившихся к переднему
лонжерону крыла (схема впоследствии общепринятая). Костыль неори-
ентирующийся, почти скрытый в хвостовой части фюзеляжа.
Центровка самолета — на 13—15 % САХ. При такой центровке,
проверенной опытом на взлете, самолет был устойчив.
Конструкция цельнометаллическая. Набор фюзеляжа — открытые и
закрытые профили. Лонжероны крыла — двутаврового сечения, обшивка
гладкая, толщиной местами 2—2,5 мм, например в носке крыла.
Самолет был построен в 1934—1935 гг. и проходил заводские испы-
тания, которые свелись только к рулению, пробежкам и небольшим
ПО
1йетам по прямой. На «Сигме» была точно замерена только посадоч-
^СКорость — 138 км/ч.
Полеты не были разрешены из-за недостаточной прочности ряда
OB' и нерешенности некоторых вопросов аэродинамики.
^♦Стрела» (рис. 65) — экспериментальный самолет, для своего вре-
Иад совершенно оригинальный и необычный по схеме. Треугольное
Р*ло с эллиптическими очертаниями в плане, необычно малого удли-
Имя (к = о,975), сравнительно толстого профиля (РАФ-38 измененный),
Рф как бы обтекателем двигателя Рено в 140 л. с. и закрытой кабины
Пчика. Вертикальное оперение обычное. Горизонтального оперения не
Р™» рули высоты значительных размеров занимали заднюю часть крыла
и, отклоняясь на неодинаковые углы, выполняли также функции элеро.
нов (элевонов). Шасси — со свободнонесущими стойками и колесами
в обтекателях, костыль обычный. Конструкция деревянная с полотняной
обшивкой рулей. Крыло трехлонжеронное с коробчатыми нервюрами
и фанерной обшивкой. Управление тросовое.
Рис. 65. Самолет «Стрелам (модель) и его схема
112
История этого самолета очень любопытна. Еще в 1934 г. А. С. Моска-
лев подал эскизный проект истребителя-перехватчика со скоростью
Ьорядка 1000 км/ч. Самолет в проекте имел схему чистого летающего
Крыла с удлинением 0,975, с соосными винтами на удлиненном валу,
|с полулежачим положением летчика рядом с двумя двигателями Испано-
Ёsюизa 12Y в 760 л. с., полностью скрытыми в крыле, и с убираемым
асси. Столь необычный проект экспериментального самолета со многими
Цементами новизны встретил в ГУАП сдержанное отношение. А. С. Мос-
Ещев ^гем временем строил другие свои самолеты и в том числе бесхвостый
Истребитель «Сигма» (такое же обозначение имел и обсуждавшийся
Проект).
Ц/ Между тем в ЦАГИ в 1936 г. появились сообщения об американ-
>аботах по крыльям малого удлинения; исследовалась задача лежа-
юложения летчика (испытания на стенде, а потом и на самолете),
ь исследования по удлиненным валам. И тогда ГУАП предложил
Москалеву для проверки идеи скоростного истребителя с крылом
о удлинения построить легкий экспериментальный самолет — ана-
:амолета истребителя «Сигма»; это предложение было принято,
шый проект такого самолета под названием «Стрела» был сделан
« дня (а продумывался он годами), и самолет построен за 70 дней.
ГИ В. П. Горским были выполнены продувки его модели, и с ранней
! 1937 г. были начаты совместные с ЦАГИ испытания самолета на
ом и на колесном шасси.
ервые шесть полетов (вернее — подлетов) были проведены летчика-
L С. Рыбко и А. Н. Гусаровым. Потом самолет был перевезен
скву, где на различных базах были выполнены подлеты летчиками
Рыбко и А. П. Чернавским.
з-за необычной схемы и своеобразного поведения самолета первые
!ы на нем были очень трудны. Крыло столь малого удлинения
вало большого (22°) угла атаки на взлете и посадке. Первоначаль-
молет, еще не освоенный летчиками, не брал высоты, потом была
гнута вовсе не предельная высота 1500 м (Н. С. Рыбко).
грвый полет был проведен только по прямой (с аэродрома). Испы-
I самолета «Стрела» с его крылом сравнительно толстого профиля
али, что полет возможен.
зеле испытания «Стрелы» НКАП предложил А. С. Москалеву раз-
ать проект боевого самолета по ее схеме с крылом малого удлине-
,975. Такой проект РМ-1 Москалев и разработал позже в 1944 г.,
[аходясь в эвакуации.
1нако он пришел к совершенно правильному заключению, что та-
амолет надо делать уже не с поршневым, а с реактивным двига-
, Но «го в то время у нас еще не было, и такая возможность
лась лишь к концу войны.
конце 1944 г. проект РМ-1 был закончен, а в августе 1945 г.
т был доработан под двигатель Л. С. Душкина РД-2М-ЗВ с двумя
'ами (одной оказалось мало) и представлен во вновь организован-
ней главк опытных реактивных самолетов (начальник П. В. Дементьев,
РЕВеститель начальника Н. А. Жемчужин).
113
В конце 1946 г. появилось сообщение о немецком проекте Егера
Р-13 — истребителя с крылом малого удлинения, почти точной копией
крыла «Стрелы», с турбореактивным двигателем. Английская печать
расценила этот проект как крупное мировое достижение немцев, так как
о «Стреле» они ничего не знали.
САМ-11 (рис. 66) —амфибия с рядным двигателем воздушного ох-
лаждения ММ-1 в 220 л. с. Были использованы крыло, оперение
и ряд частей от САМ-10. Схема самолета — летающая лодка-высоко-
план с двигателем над крылом на одной толстой стойке и с подкрыльными
неубираемыми поплавками.
Рис. 66. Самолет САМ-11 и схема самолета САМ-13
114
ь Корпус лодки деревянный с продольным и поперечным набором
Стремя переборками. Хвостовая часть лодки имела очертания двойной
шризны, овальное поперечное сечение корпуса, переходившего в воз-
Ьный киль. Лодка двухреданная, задний редан заостренный. По
Ьсним скулам лодки до первого редана были поставлены накладные
кдовые брусья. Вся поверхность корпуса лодки была оклеена полотном
Королаке. Вход в кабину летчиков — через фонарь и вырез в левом
Ерту, а вход в трехместную кабину пассажиров — через люк в палубе
Ьфйлом.
ГКрыло, взятое от самолетов САМ-5-2 бис и САМ-10, имело лишь
шачительные изменения — гнезда для поднятых колес шасси. Опере-
Ь и управление — от тех же самолетов с несущественными отклоне-
|ши. Шасси — от САМ-5-2 бис, но свободнонесущие стойки его были
Евеплены в бортах лодки шарнирно, поднимались движением вбок
ршевмосистемы и в убранном положении колеса прятались в крыло,
Ьтрйки оставались в потоке. Костыльное колесо (за вторым реданом)
Гм0иралось.
Емасса пустого самолета 1094 кг, т. е. примерно на 200 кг больше, чем
Еппутного САМ-10, что получилось главным образом из-за большей
киш лодки по сравнению с фюзеляжем и некоторого перетяжеления
Корпуса. Нагрузка (правда, вовсе не предельная) составила 306 кг,
Мая от дач,а — 22 %, но это никого не смущало, поскольку самолет
Ьшазначался как связной трехместный для ВМФ.
|Ш.ри испытаниях получилось, что самолет никак не брал высоты более
и плохо слушался летчика. Причина была выяснена быстро.
Надувки модели показали, что двигатель на толстой стойке очень силь-
Елрртит аэродинамику самолета и вызывает срыв потока. В ходе
Б$аний имела место небольшая авария. В конце концов, путем неко-
вко подъема моторамы и изменения формы стойки удалось преодолеть
Препятствие, и летные качества получились хорошие: скорость у воды
IaIW/ч, посадочная 85 км/ч, скорость отрыва 95—100 км/ч, потолок
|ж'.м. Однако для возможности суждения о практическом применении
ррьнейшей постройке самолета пришлось, как и в САМ-10, сменить
ЮДТель ММ-1 на серийный МВ-6 и все испытания повторить.
&АМ-11 бис с двигателем МВ-6 в 220 л. с. проходил объединенные
Итация. в сентябре — октябре 1940 г. (летчики П. В. Яковлев и
рЖ- Гусаров). В самолете были сделаны возможные облегчения
ОД^еделано шасси. Масса пустого самолета стала 1030 кг, полетная
ОД была принята 1350 кг, т. е. меньше, чем в САМ-11. Это до извест-
В(№.пени скомпенсировало многооборотность двигателя МВ-6, и летные
Д&тва получились близкими к предыдущим: скорость у воды 217 км/ч,
мйОДоте 2400 м скорость составила 240 км/ч, время набора высоты
BW) м) 17,2 мин, потолок 5600 м (за 1 ч 3 мин), разбег на воде в среднем
IM* (16 с), по суше НОм (9 с), пробег 10—11 с (120—170 м по суше
Мводе).
^Данные эти были хорошие, но полезная нагрузка была мала и о приме-
шу самолета в ГВФ вопрос не возникал, а ВВС и ВМФ не стали его
Р^иально заказывать. Все осталось лишь как интересный опыт.
115
CAM-16 — корабельный разведчик, летающая лодка с двумя двигате-
лями МГ-31Ф по 330 л. с., с крылом типа «чайка» и с подкрыльными
неубираемыми поплавками. Профиль крыла NACA-230 с относительной
толщиной в корне 16 % и на концах 12 %, удлинение 7,5, щелевые элеро-
ны, посадочные щитки. Конструкция самолета деревянная. Лодка двухре-
данная (задний редан заостренный), с двумя экранированными стрелко-
выми точками — в носу и за крылом. Фактическая масса корпуса лодки
составила 310 кг. Расчетная скорость 365 км/ч.
Постройка этого самолета, начатая в 1941 г., была прекращена в свя-
зи с войной и эвакуацией.
В 11939—1941 гг. были выпущены еще следующие модификации
САМ-5-2 бис.
САМ-5-2 бис со щитками Кальмана. Двигатель М-11 в 100 л. с.
Удалось сильно сократить разбег (при нагрузке в 3 человека), а также
и пробег.
На 21 июня 1941 г. был подготовлен перелет по маршруту Москва —
Владивосток для установления женского рекорда дальности. Война по-
мешала выполнить этот перелет, но самолет с большой пользой приме-
нялся на фронтах. На нем был выполнен ряд полетов в партизанские
районы. При эвакуации жителей Сталинграда на нем вывозили по
6—7 человек.
САМ-14 — существенная модификация САМ-5-2 бис по заказу Аэро-
флота в 1939 г. Двигатель МВ-4 в 140 л. с. четырехцилиндровый
рядный перевернутого типа. Схема прежняя, фюзеляж сохранен тот же
ферменный с фанерной обшивкой передней части и полотняной — задней.
В кабине — вентиляция. Крыло профиля Р-П 14 % относительной тол-
щины с полотняной обшивкой, щитки Кальмана, элероны и рули высоты
с триммерами, костыль управляемый вместе с рулем направления.
Шасси пирамидальное, безосное, колеса 470X120 мм. Масса пустого
самолета 765 кг, полетная масса 1280 кг. Нагрузка: бензин — 95 кг,
масло — 10 кг, летчик — 85 кг, весовая отдача — 40 %.
Самолет успешно прошел испытания в НИИ ГВФ в ноябре 1939 —
июле 1940 г.
САМ-25 — слегка измененная в размерах модификация самолета
САМ-5-2 бис с двигателем М-11Ф, с предкрылками и закрылками.
Коэффициент разрушающей перегрузки был доведен до 8, однако весовая
отдача стала 44 %. Самолет был хорошо доработан и в пределах приня-
той схемы доведен до возможного совершенства. Выпущен в 1943 г.,
однако в условиях послевоенных лет продвинуть его в серию, несмотря
на отсутствие подобных экономичных самолетов, практически было не-
возможно.
К предвоенным годам относится нереализованный эскизный проект
тренировочного истребителя САМ-12 с двигателем МВ-6.
САМ-13 — экспериментальный истребитель с двумя французскими
двигателями Рено по 220 л. с., выполненный по двухбалочной схеме
с двигателями в тандем и кабиной летчика между ними. Задний винт
имел стопорное устройство для обеспечения возможности летчику поки-
нуть самолет. Шасси с носовым колесом, с уборкой всех колес (переднее
116
Ik гондолу, главное — в крыло). На переднем — резиновый демпфер
Киыми. Горизонтальное оперение — между балками, вертикальное —
Едеокилевое на стабилизаторе.
Г Конструкция самолета деревянная, обшивка фанерная.
Е Размеры самолета были очень малы: площадь крыла всего 9,0 м2
Ерячмях 7,3 м, все было предельно обжато. Самолет был выполнен очень
If1'0'
К Расчетная максимальная скорость получалась 680 км/ч на высоте
ЕЬо м, рекордная при данной схеме и мощности. Ее не удалось пол-
К*тью достичь из-за того, что не удалось во время испытаний отладить
Ньрку передней ноги шасси. Интересно, что за границей А. Фоккер
Иймерно в это же время выпустил почти копию САМ-13 с двигателями
Ильтер «Сагитта» под названием D-23, показавшую скорость 560 км/ч.
ИгСамо собой разумеется, такой экспериментальный самолет не мог сра-
Е же занять место среди военных машин и назначение его оставалось
Евколько неясным. Были в нем и свои отрицательные стороны, органи-
вки вытекающие из его схемы и размеров. Трудны были его взлет и по-
Кцса, велики разбег и пробег, неважны скороподъемность и потолок.
Кии два полета летчика Н. Фиксона. Потом самолет был передан
ДИИ. Там на нем рулил М. Л. Галлай, но все прервалось из-за войны.
К^/Аатериалы и отчеты по этому самолету не удалось обнаружить.
Ш 1936 г. масштабы работ А. С. Москалева возросли, и ГУАП орга-
|првало его ОКБ, в 1939 г. был построен сборочный цех этого ОКБ,
Иь 1940 г. и отдельный корпус на аэродроме. Шла кипучая опытная
Нгарта, самолеты Москалева хорошо показали себя в дальних перелетах,
Мачные образцы санитарных вариантов его самолетов Аэрофлот строил
исятках экземпляров. Однако производственной базы для их серийной
НЙройки все-таки не было, а постройка на других заводах встречала
Едкости.
^Последней крупной работой этого ОКБ летом 1941 г. были 10- и
Кй^стные десантные кабины (ДК-10 и ДК-16) к самолету ДБ-3, строив-
Кся серийно в тех же мастерских.
Е»Война прервала все работы и в конце 1941 г. ОКБ-31 А. С. Москалева
Вмр эвакуировано. В эвакуации тематикой его стали главным образом
ИИЦ>шие десантные планеры, вплоть до 80—100-местных. Один из них —
EOI-23 имел двухбалочную схему и емкий грузовой корпус с въездом
Kjftero сзади под крылом.
№* (В 1945 г. все было перебазировано, а в январе 1946 г. все опытные
|$юты А. С. Москалева были закрыты. Он перешел в ОКБ И. В. Чет-
Ей>икова, а с закрытием его в 1948 г. оба они перешли на преподава-
Ввльскую работу в Ленинградскую военно-воздушную академию.
Вт Работы В. К. Грабовского
К К последним годам работы В. К- Грибовского относятся три самолета,
ircb Г-27 (рис. 67) — двухмоторный тренировочный самолет 1 для перехода
!«’>.1 «Самолет», 1939, № 5, с. 28.
117
Рис. 67. Самолет Г-27
на бомбардировщики, трехместный, нормальной низкопланной схемы
с убираемыми колесами шасси. Двигатели М-11 в 100 л. с., кабины закры-
тые, фюзеляж — фанерный монокок овального сечения, крыло двухлон-
жеронное деревянное, с посадочными закрылками, элероны и рули —
с триммерами.
Самолет был выпущен в 1939 г. Были пробные полеты Н. Д. Федосеева.
Скорость — около 240 км/ч, причем шасси еще не было доведено и колеса
были закрыты обтекателями — «штанами», посадочная скорость — около
80 км/ч. Самолет имел довольно малые размеры и площадь крыла
была всего 17,0 м2 при полетной массе около 1300 кг, поэтому он был
строг в пилотировании. После нескольких полетов самолет законсервиро-
вали, а Грибовскому дали новые задания на постройку десантных пла-
неров.
Г-28 «Кречет» — тренировочный одноместный самолет, переходный
к истребителю. Двигатель МВ-6 в 240 л. с. Схема и конструкция типичные
для самолетов Грибовского. Построен был в 1941 г. и начал проходить
испытания в НИИ ВВС. Летали М. М. Громов и А. Б. Юмашев, П. М. Сте-
фановский. Вместе с НИИ самолет был эвакуирован, и в эвакуации
испытания закончились. В условиях войны работы по самолету прекра-
тились.
Г-30 (Г-11М) (рис. 68) —серийный десантный планер Г-29, переде-
ланный в мотопланер путем установки на него (над крылом) двигателя
М-11 с тянущим винтом. Выпущен в 1942 г., но по разным причинам его
не испытывали.
В. К. Грибовский создал отличную галерею самолетов и планеров.
Можно пожалеть, что в этой творческой работе его усилия не были сосре-
доточены на детальной отработке стандартных типов учебно-трениро-
вочных монопланов, одноместного и особенно — двухместного.
В своих изделиях Грибовский выражал идею массовой спортивной
авиации («летающий народ», несколько наивную). Эта идея, понятно,
разделялась далеко не всеми.
118
4700
Последние работы Б. И. Черановского
БИЧ-21 (СГ-1) (рис. 69) —развитие БИЧ-20 с крылом тех же раз-
меров и очертаний, но с двигателем МВ-6 в 220 л. с. Назначение —.
спортивно-гоночный самолет бесхвостой схемы. Шасси убиралось пневмо-
системой. Фюзеляж — соответственно двигателю немного выше, чем в
БИЧ-20, так же замыкался вертикальным оперением, образуя прекрас-
ную форму минимального миделя с зализами к центроплану. Крыло —
типа обратной «чайки» с перегибами в стыках консолей. Подвесные
закрылки перевернутого профиля выполняли функции рулей высоты
и элеронов одновременно. Конструкция деревянная.
Продувки моделей БИЧ-21, проведенные в ЦАГИ, показали, что про-
дольная устойчивость и управляемость нормальные, требовалось лишь
увеличить вертикальное оперение. Это оправдалось при испытаниях.
Самолет был спроектирован в 1938 г., закончен в 1940 г. и испытывался в
1941 г., но война прервала эти работы, и полные показатели не были
зафиксированы. В воздухе самолет вел себя хорошо; была достигнута
рекордная при этом двигателе скорость 417 км/ч.
После самолета БИЧ-21 за последующие 20 лет у Б. И. Черанов-
ского не было построенных самолетов, были только два планера со
стреловидным крылом. Сам он переживал творческий процесс поисков
лучших решений, постепенно приходя к форме крыла переменной стрело-
видности, большей в средней’части и меньшей на концах крыла. Таковы
были проекты БИЧ-24 и БИЧ-25. У него было свое ОКБ с производствен-
Рис. 70. Схема самолета БИЧ-26
120
[базой, с ноября 1947 г. по июнь 1948 г. проектировался самолет
4-26.
БИЧ -26 (рис. 70) — экспериментальный истребитель — летающее
1ЛО малого удлинения, переменной стреловидности, с ТРД АМ-5
00 кгс, потом 2000 кгс тяги).
Предполагалось получить скорость до 1,7 М на высоте 7000 м и пото-
l до 22 км. Полетная масса (расчетная) около 4500 кг, поверхность
йла 27,0 м2, из которых 11 % приходилось на органы управления. Были
ланы чертежи, расчеты, модели, строился макет и некоторые детали,
ер Борис Иванович 17 декабря 1960 г.
Работы Г. И. Бакшаева
Георгий Иванович Бакшаев после окончания факультета воздушных
Мщений Ленинградского института инженеров путей сообщения
^ИПС) начал работу по опытным самолетам. Первой его работой
участие в проектировании и постройке амфибии АСК, а со следую-
Э, 1936 г., он уже выпускал свои оригинальные самолеты.
(Ленинградский комсомолец» (ЛК) (рис. 71) —низкоплан с трех-
!^ой закрытой прозрачным фонарем кабиной. На концах свободно-
Щего крыла, имевшего значительное сужение (около 3), были уста-
|ены профилированные шайбы-элероны, вращавшиеся вокруг осей
рскостях хорд профилей концов крыла и действовавшие наподобие
щепторов. По всему размаху крыла шли предкрылки и щитки типа
L Назначение самолета — пассажирский, связной и санитарный,
ат ель — М-11.
^инструкция смешанная. Каркас фюзеляжа сварной из стальных
/крыло двухлонжеронное деревянное (кроме дуралюминовых пред-
ков и щитков), оперение деревянное, обшивка везде полотно,
(«линдрах двигателя индивидуальные обтекатели. Шасси пирами-
юе с обтекателями — «штанами».
71- Схема самолета ЛК
Самолет строился в апреле — июле 1936 г., в августе успешно прошел
испытания, но потерпел аварию накануне предполагавшегося перелета
' Москву.
ЛИГ-8 — той же схемы и конструкции, но с двигателем МГ-31, пяти-
местный. Самолет был выпущен в 1937 г. и успешно прошел испытания.
Предполагалась серия:
РК (РК— М-11, «Раздвижное крыло», ЛИГ-7) (рис. 72, 73) —
экспериментальный самолет с раздвижным в полете крылом переменной
площади (цель — получить крыло меньшей площади и меньшего лобового
сопротивления для горизонтального полета с максимальной скоростью
и крыло увеличенной площади при посадке). Схема — расчалочный
низкоплан с основным крылом размаха 11,3 м, постоянного профиля
и хорды 1,5 м, площадью 16,56 м2. Профиль крыла М-6 (безмоментный),
конструкция — двухлонжеронная деревянная с полотняной обшивкой.
Крыло крепилось проволочными расчалками к гаргроту фюзеляжа и к спе-
циальному кабану под фюзеляжем за шасси. Расстояние от оси само-
лета до узлов крепления расчалок на крыле 4 м.
На основное крыло в направлении от фюзеляжа надвигались теле-
скопически с каждой стороны шесть подвижных концентрических отсе-
ков увеличенного профиля, дающих при полном раздвижении общую
площадь крыла 23,85 м2.
Каждый отсек (профиль ЦАГИ-846) состоял из коробчатой нервюры
и соснового ободка-планки, расположенной на расстоянии 500 мм от нер-
вюры, обшивка — фанера (2 мм). Снаружи над ободком была наклеена
рейка высотой 20 мм, фанера была подперта несколькими рейками-
стрингерами. Нервюра каждого отсека имела прорезь по профилю основ-
ного крыла, внутренняя планка скользила по поверхности последующего
отсека. Отсеки раздвигались при помощи тросовых ручных приводов
из кабины. Каждый отсек выдвигался на 460 мм, а 40 мм шло на перекры-
тие. Разъем основного крыла был на оси самолета. Размах выдвинутых
отсеков 6,27 м. Элероны были на незакрытых отсеками концах основного
крыла.
Самолет был выпущен и прошел испытания в 1937 г. В оценке было
указано, что механизм управления отсеками крыла себя оправдал,
в полете они двигались легче, чем на земле; выдвигание происходило
за 30—40 с, сдвигание — за 20—30 с; разницы в управлении не было.
Самолет устойчив при центровке на 26 % САХ. Диапазон скоростей
особенно не возрос, так как сопротивление крыла составляло около 20 %
сопротивления всего самолета. Конструкция признана перспективной.
Эффект от раздвижного крыла был доказан, но для легких гражданских
самолетов в нем особой нужды не было. Его можно было использовать
для повышения скорости военных самолетов, и такая попытка была пред-
принята Г. И. Бакшаевым в 1940 г. в его истребителе с раздвижным
крылом РК-И.
Г. И. Бакшаевым был выполнен и ряд других работ, уже во время
войны, когда он работал в системе НКАП. Это прежде всего — новые
варианты самолета У-2 и его переконструирование, унификация его учеб-
ного варианта с АП, СП,,СС — аэропылом, санитарным, трехместным
122
1 300
7340
123
лимузином, а главное — применение У-2 в новом для него качестве лег-
кого ночного бомбардировщика (ЛНБ, ВС) путем установки на нем бом-
бодержателей и пулемета. Эта идея принадлежит Г. И. Бакшаеву, как
и ее оформление. И кроме всего Бакшаев — автор ряда кассет, допол-
нительных кабин и разного рода подвесок на У-2. Эти работы выполнены
им на заводе, где он был главным конструктором и руководил серийным
выпуском У-2 и подом По-2.
124
Ljjce работы по У-2 Г. И. Бакшаев проводил с полного согласия
К Н. Поликарпова, который высоко его ценил.
Ljpce санитарно-грузовые кабины и другие устройства на самолете
Lg описываются в гл. 2.
Е рк-И (РК-800, раздвижное крыло — истребитель) (рис. 74). Схема
Кыолета необычна и нигде, кроме как в самолете РК Г. И. Бакшаева,
К> встречалась. Это был среднеплан-тандем с хвостовым оперением
раздвижным крылом, отсеки которого телескопически надвигались
К тандемные крылья и образовывали единую поверхность крыла увели-
мшой в 2,5 раза площади. Схема с раздвинутым крылом — свободно-
шущий среднеплан. Целью этой конструкции было достижение больших
Кристей полета на тандемных крыльях и обеспечение небольших ско-
1|тей отрыва и посадки при увеличенном крыле. Был использован опыт
Билета РК — М-11 1937 г.
МЕй 1938 г. Г. И. Бакшаев разработал проект самолета РК с двига-
Крм М-105 для установления мирового рекорда скорости порядка
ИЙкм/ч (на высоте 2000 м). Проект рассматривался комиссией ЦАГИ
НКВС, потом — военным советом ВВС и был одобрен. Максимальная
ИЬость по расчетам получалась 780 км/ч.
конце 1938 г. правительством было дано задание выпустить
юЛет в варианте одноместного истребителя с двигателем М-106, со
Июостью 800 км/ч и в 1940 г. сдать его на госиспытания.
Дре сразу нашлась производственная база. Был построен макет
голета и продут в натурной трубе ЦАГИ в 1940 г. Заключение
№И было в общем положительным, но отмечалось, что стыки раздвиж-
Вкотсеков крыла были недостаточно герметичны и потому сУтах был по-
125
лучен при продувке меньший принятого по расчету и продувкам модели
в масштабе 1:5.
Конструкция самолета была смешанная. Фюзеляж — дуралюминовый
полумонокок с открытыми профилями каркаса. Крылья — из листовой
стали ЗОХГСА, состоявшие из верхней и нижней панелей, соединенных
роликовой электросваркой. Отсеки раздвижного крыла (по 15 с каждой
стороны) состояли из дуралюминового носка и каркаса — нервюр,
по которым шла полотняная обшивка. Масса отсеков была около 330 кг
(12 кг/м2).
Отсеки крыла раздвигались и сдвигались, убирались полностью в
борта фюзеляжа тросовым приводом от электродвигателя. При этом
крайние нервюры, закрывавшие борта, служили концевыми шайбами
раздвинутого крыла. Элероны и закрылки на заднем тандемном крыле
и хвостовое оперение — дуралюминовые. Управление — жесткое; шасси
одностоечное, убираемое в фюзеляж назад, с поворотом; хвостовое коле-
со также убираемое. Запас топлива на 2,45 ч полета. Вооружение:
две пушки ШВАК и два пулемета ШКАС. Основные размеры самолета:
длина 8,8 м, размах тандемных крыльев 8,2 м, площадь их 11,9 м2, пло-
щадь раздвинутого крыла 28,0 м2 при удлинении 2,4, расчетная полетная
масса 3100 кг, удельная нагрузка на крыло 260 и 108 кг/м2.
Однако двигатель М-106 выпущен к сроку не был, окончание сборки
самолета затянулось, и он так и не был передан на испытания. Г. И. Бак-
шаев еще до начала войны был переведен на серийное производство
самолета У-2, как дело более важное.
Проектировался, но не строился вариант РК-И с двумя двигателями
и двумя винтами — передним и задним за хвостовым оперением.
Другие легкие самолеты
ХАИ-4 («Искра», «Осоавиахимовец Украины») (рис. 75) — ориги-
нальный экспериментальный бесхвостый низкоплан с двигателем М-11
и толкающим винтом. Конструкция — деревянная. Кабина — закрытая,
двухместная, сильно выступающая вперед. Крыло трапециевидное с пря-
мой задней кромкой, элероны — нормальные, на 65 % размаха, между
ними — элевоны. Вертикальное оперение — кили и рули направления —
на концах -крыла. Обшивка — везде полотно. Шасси с носовым колесом
(впервые в СССР) — низкое на баллонных колесах. Переднее колесо —-
ориентирующееся, основные колеса объединены гидравлической
связью — если одно получало удар, оно осаживалось, а стойка другого
колеса соответственно удлинялась, потом они выравнивались. В схеме и
конструкции ХАИ-4 были испробованы многие элементы, примененные
позже в планерлете ХАИ-3.
Авторы самолета — П. Г. Бенинг, А. А. Лазарев и А. А. Кроль —
намеренно пошли на большие трудности в освоении этой новой и неиспы-
тайной схемы. Самолет был выпущен летом 1934 г. Испытывал его
Б. Н. Кудрин. Взлет долго не удавался, так как на разбеге переднее коле-
со из-за момента винта несколько осаживалось, угол атаки уменьшался,
126
I
12000
76. Схема самолета ХАИ-4
г'
йЬфективность рулей высоты из-за их малого плеча была недостаточна,
Мы поднять самолет. Только при подскоке из-за неровности почвы
влет отделился от земли на скорости около 180 км/ч. В полете
явилась плохая динамическая продольная управляемость, самолет
|Шядывал в реагировании на движения ручки из-за значительного мо-
|№а инерции относительно поперечной оси, причиной чего была длинная
|вна с двигателем. Траектория полета получалась волнообразной,
ила место и путевая неустойчивость из-за вертикального оперения,
Влившегося вне потока от винта. Была достигнута высота около
В и. Набору высоты мешал пикирующий момент от винта, а отклонен-
НШевоны снижали су крыла, и самолет проваливался. Высоту прихо-
ВЬ набирать при нейтральном положении ручки. Посадка удалась
мКо на большой скорости при малом угле атаки. Парашютирование
ГОоты 1 м шасси с успехом выдержало.
ЙЙрлеты на ХАИ-4 были признаны опасными; после третьего полета
Вьше не повторялись. Это была одна из ранних попыток решить задачу
шестого самолета. При этом было доказано, что самолет такой может
НЙЬ, хотя и требуется еще большая работа по доводке этой трудной
КЫ'
№1*13 (рис. 76) — оригинальный одноместный низкоплан с крылом не-
ЖННО большого удлинения — 16 и двигателем Сальмсон в 45 л. с.
Иструктор его — Борис Николаевич Шереметев, старейший работник
яй авиации, начавший свой трудовой путь еще в 1911 г., автор
рх планеров. Назначение самолета Ш-13 — полеты на большие,
ИРДные для такого класса самолетов дальности, а также тренировка
Вйков, готовившихся выполнять такие полеты на больших самолетах.
Ирсть баков Ш-13 была рассчитана на суточную непрерывную работу
Мотеля. Конструкция самолета цельнодеревянная.
амолет был выпущен в 1939 г. Испытывал еро известный поляр-
И-летчик П. Г. Головин. Самолет вел себя отлично и был во всех
Решениях удачен, но мощность в 45 л. с., хотя и была достаточна
К^олета и с ней была достигнута скорость 180 км/ч, была совершенно
Р*сТаточна, чтобы обеспечить взлет самолета с суточным запасом
Рис. 76. Схема самолета Ш-13
топлива. В предвоенной обстановке достать более мощный двигатель
не удалось и полеты для установления рекордов дальности и продолжи-
тельности не состоялись.
ОКБ по легким самолетам в КАИ (Казанский авиационный институт)
стал возглавлять Г. Н. Воробьев (с 1940 г. после 3. И. Ицковича, пере-
шедшего на технологическую тематику). В 1940 г. велась постройка двух
легких двухместных самолетов: УК-1А с крылом типа «бабочка» по
проекту В. Н. Беляева и УК-1Б с обычным низкорасположенным
крылом. Оба с двигателем Рено 430 л. с.
Первый был экспериментальный, с упругим крылом, проектировался
и строился по заданию ЦАГИ ив 1941 г. был передан туда на испытания,
которые из-за войны не проводились. Второй не был закончен постройкой.
ОКА-38 О. К. Антонова (рис. 77). За прототип был принят немец-
кий самолет Физелер Fi-156 «Шторх» («Аист»). Работа была поручена
О. К. Антонову. На самолете был установлен двигатель МВ-6 в 220 л. с.
в высотном варианте (сохранял мощность до высоты 2000 м). Было изго-
товлено два экземпляра самолета — в связном (СС) и санитарном (№ 2)
вариантах.
Конструкция смешанная: каркас фюзеляжа ферменный, сварной, из
стальных (ЗОХГСА) труб, каркас двухлонжеронного крыла постоянного
профиля — деревянный, как и хвостового оперения. Обшивка везде по-
лотняная, предкрылки дуралюминовые. Закрылки опускались на 40°, эле-
роны при этом — на 15°.
В левом борту фюзеляжа санитарного варианта — большая санитар-
ная дверь 2,3 X 1,1 м. Кабина — на двое стандартных армейских носилок
и сопровождающего медработника.
При освоении самолета обнаружилась любопытная подробность. Про-
филь крыла и его щелевых элеронов, закрылков и предкрылков оказался
тождествен профилю Р-П, разработанному П. П. Красильщиковым-
Опытный образец самолета строился в 1940 г., потом был перелет на
базу, где были проведены его испытания. Конструкция получилась на
47 кг тяжелее исходной, нагрузка была принята на 42 кг большей, но
128
ОКА-38
‘Зак. 182
нисколько не отразилось на общей оценке взлетно-посадочных
еств самолета. Он был передан для внедрения в серийное производ-
работа была прервана войной, завод эвакуировался.
«Кодрон» (рис. 78). В 1935 г. во Франции пользовались успехом го-
ц)ые самолеты фирмы Кодрон деревянной конструкции, среди которых
И самолеты очень небольших размеров (порядка 7 м в размахе крыла)
двигателями Рено 4-, 6- и 12-цилиндровыми,* перевернутого типа,
кого охлаждения. Двигатели эти удачно гармонировали с хоро-
ф дэродинамическими формами самолетов «Кодрон», и скорости дохо-
ндо 500 км/ч при двигателе в 350 л. с.
возникла мысль на базе этих самолетов создать учебно-трениро-
’ й истребитель. В 1936 г. у французских фирм были приобретены
*8. Самолет «Кодро!
Сергей Павлович Королев
чертежи двух типов самолетов и трех
типов двигателей. Двигатели были за.
пущены в производство и довольно быстро
выпущены малыми сериями под марками
МВ-4 (четырехцилиндровый) в 140 л. с. и
МВ-6 (шестицилиндровый) в 220 л. с. Тре-
тий тип (двенадцатицилиндровый, 350 л. с.)
не осваивался. Двигатели МВ ставились
у нас на легкие самолеты, но были трудности
с охлаждением и запуском двигателей в
зимних условиях, в силу чего распростра-
нения они у нас не получили.
Освоением самолетов «Кодрон» в период
1936—1939 гг. занимались А. А. Дубровин
(главный конструктор), А. Г. Брунов (за-
меститель главного конструктора),
3. И. Ицкович, Е. Г. Адлер и др. Самолет
«Кодрон I» по типу «Кодрон 690» с
двигателем МВ-6, с французским винтом
«Ратье» и жестким шасси Мессье был выпущен в 1938 г. и летал. Второй
самолет «Кодрон II» по типу «Кодрон 713» с двигателем в 350 л. с. и убира-
емым шасси закончен не был. В 1938—1939 гг. было сделано пять проек-
тов учебно-тренировочного истребителя под двигатель МВ-6, был макет,
ряд его вариантов, но ни один из них утвержден не был, поскольку
была признана нецелесообразность такой работы. С середины 1939 г. ра-
боты по «Кодронам» были прекращены.
Ракетоплан РП-318-1 (рис. 79). Это был двухместный планер Сергея
Павловича Королева — СК-9 постройки 1935 г. с ракетным двигателем
РДА-1-150 № 1 Л. С. Душкина и В. П. Глушко. Двигатель был установ-
лен на планере СК-9 в крайней задней части фюзеляжа под хвостовым
оперением и снабжен небольшим обтекателем, в связи с чем был немного
изменен контур руля направления. Других изменений в планере не было.
Баки для горючего были установлены на месте второго сиденья, за
летчиком. Была добавочная лыжа.
Первоначально предполагался аналогичный двигатель В. П. Глушко
ОРМ-65, с ним были опыты на земле еще 16 декабря 1937 г., но полеты
не производились. Масса всей ракетной установки — около 100 кг, в том
числе масса керосина — 10 кг и азотной кислоты — 40 кг. Тяга двигате-
ля РДА-1-150 была 70—140 кгс (максимальная), давление подачи топли-
ва 35 кгс/см2.
Здесь были налицо все элементы самолета с ракетным двигателем.
Предварительно планер, имевший уже пятилетнюю давность, был тща-
тельно обследован и проверен в четырех контрольных буксировочных
полетах в октябре 1939 г.; работа РД была неоднократно проверена
на планере СК-9 на земле.
С. П. Королев, еще с начала 30-х годов разрабатывавший проект
ракетоплана, не мог участвовать в работах по СК-9 с РД, бывших продол-
жением и развитием его идей, заложенных им еще в 1933 г. в планере
130
Ракетоплан Р П-318-1 и его модель
БИ. Руководили этими работами А. Я. Щербаков от РНИИ и ведущий
|>екту А. В. Палло.
Цфевраля 1940 г. состоялся первый полет ракетоплана (летчик-испы-
№ Владимир Павлович Федоров1). РП-318-1 был забуксирован само-
s'' Р-5 (летчик Фиксон, пассажиры Щербаков и Палло) на высоту
за 31 мин, затем отцеплен и планировал до высоты 2600 м со ско-
НО 80 км/ч, где летчик перевел аппарат в горизонтальное положение и
ЙИЛ двигатель.
®Рез 5—6 с скорость возросла примерно до 140 км/ч в горизонталь-
Полете, летчик перешел на набор высоты со скоростью 120 км/ч
?жал ее 110 с до конца работы РД; за это время он набрал 300 м
ы (до 2900 м), после чего перешел на планирование, за время
В 1943 г. он погиб при испытании серийного самолета.
которого выполнил ряд глубоких спиралей и разворотов на скоростях
100—165 км/ч и произвел посадку в намеченной точке. Полет был сфото-
графирован Щербаковым. Потом полет был повторен. Полет ракетоплана
РП-318-1 имел немалое значение для развития наших ракетных двига-
телей.
Данные РП-318-1: размах крыла — 17,0 м, длина — 7,44 м, площадь
крыла — 22,0 м2, массй пустого самолета — 570 кг, взлетная масса —
700 кг, удельная нагрузка на крыло — 32 кг/м2, скорость снижения —
3 м/с. Мидель фюзеляжа — 0,75 м2, запас топлива — 75 кг.
Мотопланер Г-5 С. В. Гризодубова (рис. 80, см. табл. 11). Экспери-
ментальный одноместный планер с двигателем конструкции и изготовле-
ния самого Степана Васильевича Гризодубова — АДГ-4 в 35 л. с. при
2400 об/мин, двухцилиндровым оппозитного типа. Планер — подкосный
парасоль с крылом на пилоне. Фюзеляж — фанерный монокок с немного
изогнутым кверху хвостом. Подкосы крыла деревянные, склеенные из
двух досок с прутком (4 мм) между ними. Размах крыла 12,15 м,
площадь— 17,65 м2, длина планера 6,0 м. Двигатель — над крылом на
стойках (стальных трубах), с толкающим винтом. Масса пустого аппара-
та 178 кг, полетная масса около 300 кг. Обшивка крыла и оперения —
фанера (0,8 мм) и по ней полотно. Качество изготовления — среднее.
Мотопланер был построен С. В. Гризодубовым в его мастерской
в Харькове, закончен в июле 1940 г. Он испытывался как планер, но
до полетов с работающим двигателем дело не дошло из-за войны и эва-
куации.
Рис. 80. Мотопланер Г-5 С. В. Гризодубова
132
упо-22 — легкий самолет с переделанным автомобильным двига-
1€М МВ-4 мощностью около 80 л. с., двухместный низкоплан. Конструк-
j А. А. Смолин. Самолет был выпущен в 1941 г., летчик М. Л. Галлай
полнил на нем первый полет и начал испытательные полеты по програм-
но в начале войны работы были прекращены. Никаких документов
эыскать не удалось. Можно предположить, что обозначение УПО-22
ел третий экземпляр самолета КСМ-1 А. А. Смолина, построенного
испытанного в двух экземплярах в 1936—1939 гг.
Лицензионные самолеты
3 условиях обострившейся международной обстановки, особенно
дее прихода Гитлера к власти в Германии в 1933 г., правительство
цСР приняло ряд мер по усилению обороны страны, в том числе и меры
поднятию производства самолетов и двигателей к ним на новую, более
<юкую ступень. В числе этих мер было приобретение самолетов для
данзионной постройки (Валти V-11, Дуглас DC-3, Консолидейтед PBY-1
£ленн-Мартин 156), покупка оборудования, документации, техноло-
ги пр.
/<Валти V-11 (БШ-1) (рис. 81). В 1936—1938 гг. бригада С. А. Ко-
дагина кроме работ по отечественным самолетам-разведчикам занима-
ть освоением и внедрением в серийное производство американского
дарнзионного самолета Валти V-11. Это был двухместный разведчик
легкий бомбардировщик; побочное его назначение — штурмовик. Са-
цет был приобретен в 1936 г. Цельнометаллическая конструкция
^йбыла проста, своеобразна (для нас) и имела ряд особенностей.
|&еляж в хвостовой части был построен по типу чистого монокока,
^ивка — толщиной 2,5—1,5 мм, шаг шпангоутов — более 0,5 м, стрин-
№в не было. В средней части фюзеляжа шли четыре сильных Лон-
дона от узлов крепления моторамы — два поверху, служивших окан-
fcpft кабин, и два понизу — для связи с центропланом.
Центроплан моноблочной конструкции с работающей обшивкой
подкрепленной изнутри гофром. Сварных узлов и выколоченных деталей
не было. Силовые узлы — из алюминиевого литья или штампованные
Вся конструкция открытого типа, удобная для машинной клепки, простая
в производстве. Консоли крыла состыкованы с центропланом по контуру
и по двум лонжеронам, между которыми несущая обшивка усилена
продольным гофром.
Элероны дифференциальные, угол отклонения их вверх 20°, вниз
3°. Посадочные щитки — на шомполах. Шасси убиралось в направле-
нии оси самолета посредством червячного сектора на верхнем конце
свободнонесущей стойки, привод — от электродвигателя. Баки — свар-
ные, из листов легкого алюминиевого сплава, с проваркой всех заклепок
и с синусоидальным швом обечайки.
Самолет осваивался в производстве в 1937 г., и за 1938 г. было выпу-
щено 36 экземпляров (из них первые пять из американских деталей).
Летные качества V-11 оказались значительно ниже, чем у наших
самолетов Р-9 и Р-10. Проведенные перед запуском в серию статические
испытания показали недостаточную прочность самолета по нашим нор-
мам. Больше их не строили, и все наличные самолеты вместе с заделом
были переданы в 1939 г. в Аэрофлот, где под маркой ПС-43 с двига-
телем М-62ИР самолет применялся как почтовый на аэролиниях
Москва — Киев и Москва — Ташкент. Значение для нас самолета V-11
заключалось в ознакомлении с новым типом конструкции и новой техноло-
гией. Был получен опыт плазово-шаблонного метода производства,
начатого у нас в первой половине 1937 г.
В единичных экземлярах были приобретены тогда же еще два
самолета фирмы Валти: пассажирский V-1A и его поплавковый вариант,
применявшийся потом в Главсевморпути. На первом самолете С. А. Ле-
ваневский со штурманом В. И. Левченко выполнил большой перелет из
Лос-Анджелеса (США) в Москву через Уэлен, Якутск, Свердловск
в августе 1936 г.
В 1935 г. в Москве испытывался американский двухместный раз-
ведчик-бомбардировщик Нортроп 2-Е.
Самолет Ли-2 (ПС-84) (рис. 82). Двухмоторный пассажирский
самолет (14—21 пассажир) при четырех членах экипажа (летчийи, ра-
дист, стюардесса) — воспроизведение американского самолета Дуглас
DC-3, но с переводом в метрические меры всех его размеров и толщин
материала и с тщательным пересчетом всех элементов конструкции по
нашим нормам прочности (которые и сами были при этом уточнены
в части гражданских самолетов). От этого масса немного возросла, но
безопасность повысилась. Переработкой чертежей применительно к оте-
чественной технологии и переводом размеров с дюймов на миллиметры
руководил В. М. Мясищев; подобную работу не смогли провести фирмы
Фоккер и Мицубиси, также закупившие лицензии на производство само-
лета DC-3 и вынужденные проводить лишь сборку самолетов из агрегатов,
привезенных из США.
С середины 1938 г. на наших заводах было начато внедрение
и серийное производство этого самолета по лицензии с обозначением
134
82. Самолет Ли-2
МИ, а с сентября 1942 г.— Ли-2 (по имени главного инженера завода
тиса Павловича Лисунова, руководившего внедрением). Впервые
КСССР был применен плазово-шаблонный метод производства для
|упной серии. Самолет хорошо зарекомендовал себя как пассажирский
танспортный, имел широкое распространение, отличался надежностью,
Вйомичностью и простотой в эксплуатации. Он применялся в Великой
тчественной войне для самых разнообразных перевозок на фронте
«тылу. Отдельные Ли-2 применяются в настоящее время. Вообще его
втотип DC-3 — один из наиболее долговечных самолетов мира. Само-
ртЬв Ли-2 за два десятка лет выпущено у нас несколько тысяч. В пилоти-
мании самолет, хотя и не идеален, но прост и приятен. Летчики
ИЖмолете Ли-2 говорили: «...не надо только мешать ему лететь». Кон-
ИЙкция Ли-2 — цельнометаллическая из Д16 с полотняной обшивкой
Йей и элеронов. В первом варианте в самолете было 14 пассажирских
W. Потом, во втором варианте, число пассажирских мест было увели-
itoo ДО 21.
Б Фюзеляж— полумонокок стрингерного типа с относительно тонкой
Миивкой, усиленной многочисленными легкими стрингерами-уголь-
MUimh. Их 42 по периметру миделя фюзеляжа, частично прерванных
Пйми, входной дверью и грузовым люком. Шпангоутов в фюзеляже
W’: в основном легких рамных, листовых; узловые — коробчатые.
Рицина обшивки фюзеляжа в основном 0,6 и 0,8 мм, в немногих
Д$Тах 1,0; 1,2 и 1,8 мм. Стрингеры — углобульбовые, пропущенные
Др3 прорези в шпангоутах и приклепанные здесь одной заклепкой к от-
листов шпангоутов. Такая конструкция обеспечивала наименьшую
рСу на 1 м3 объема фюзеляжа.
^Крыло профиля NACA-2215 — трехлонжеронное. Лонжероны двутав-
PJbie, с листовой стенкой и с полками, образованными парой фасонных
|иобульбовых профилей. Обшивка центроплана — в среднем 1,0 мм, по
Врхней стороне между лонжеронами — усиленная продольным гофром,
1?ьиижней стороне — съемная на болтах для возможности установки
135
топливных баков (сварных) из листов АМц толщиной 0,8 мм. Обшивка
консолей — 0,8 и 0,6 мм, усиленная многочисленными углобульбовыми
стрингерами. Соединение консолей с центропланом — фланцевое, наруж-
ными фасонными угольниками и болтами (8 мм) из стали ЗОХГСА
(94 болта поверху и 132 понизу). Конструкция мотогондол — по типу
фюзеляжной. Моторамы и элементы шасси из труб (сталь ЗОХГСА).
Колеса 1200X450 мм. Уборка и выпуск шасси от гидросистемы, хвосто-
вое колесо размерами 600X250 мм не убирается. Ширина колеи шас-
си 5,63 м.
Двигатели АШ-62ИР с винтами АВ-7Н-161 или АВ-7НЕ-161. Мощ-
ность взлетная 1000 л. с., номинальная на земле 820 л. с., номинальная
на высоте 1500 м 840 л. с., эксплуатационная 738 л. с. Запас топлива
максимальный 2320 кг (тогда дальность 2500 км), нормальная дальность
1100 км при платной нагрузке 1200 кг. Центровка 17,7—23,3 % САХ.
Рейсовая скорость 220 км/ч. Взлетная дистанция до набора высоты 25 м
составляла 1300 м.
Самолет Ли-2 имел несколько модификаций-вариантов, в которых
контуры, размеры и конструкция оставались без изменений (кроме дета-
лей оборудования и вооружения), а менялась лишь нагрузка. Отделки
кабины и пассажирских сидений не было, самолеты были транспорт-
ные.
Ли-2 (военный вариант) — ночной бомбардировщик с оборонитель-
ным стрелковым вооружением. Двигатели АШ-62ИР. Внешне отличался
экранированной турелью типа МВ на фюзеляже (для защиты задней
полусферы) с пулеметом ШКАС, замененным потом пулеметом УБТ.
Два других пулемета ШКАС — в бортах фюзеляжа. Под центропланом —
подвеска для двух тонн бомб различного калибра и типа (зажигательных,
термитных и др.) вплоть до четырех ФАБ-250. Под консолями крыла
иногда подвешивалось несколько снарядов PC. Экипаж — два летчика,
штурман-радист и стрелок. Нагрузка самая разнообразная — 20 человек,
груз. В этом варианте Ли-2 выпускался серийно до конца войны и ши-
роко применялся для полетов на фронте, к партизанам и т. п. Летные
качества из-за турели и наружных подвесок несколько снизились —
скорость почти на 25 км/ч меньше, чем у транспортного Ли-2.
Ли-2 с двумя двигателями М-88 по 1100 л. с.— транспортный, но
вооруженный одним пулеметом ШКАС (потом пулеметом УБТ) на
экранированной турели. Нагрузка до 25 солдат с оружием. Скорость —
до 350 км/ч на высоте 2000 м.
Ли-2 с двумя двигателями АШ-62ИР с четырьмя дополнительными
бензобаками по 350 л, т. е. около 1200 кг.
Ли-2В — высотный вариант 1956 г. с теми же двигателями АШ-62ИР,
снабженными нагнетателями Трескина ТК-19. Потолок 8000 м. Вариант
предназначался для горных аэролиний, для высотных полетов в Арктике,
метеорологических исследований и др. В серии не строился.
Ли-2 на гусеничном шасси С. А. Мостового (тип гусениц — по Н. А. Че-
чубалину). Испытывался в 1943 г., но без успеха из-за ненадежной работы
гусениц, которые ломались при испытаниях. Гусеницы подтягивались
в полете подобно колесам. Летные качества не были зафиксированы.
136
’рместе с Ли-2 нашей постройки эксплуатировались самолеты С-47
(ериканской поставки тех же геометрии, размеров и массы, грузовые,
з пассажирских сидений, лишь со скамьями вдоль бортов на 28 солдат,
(йгатели Пратт-Уитни «Туин Уосп» в 1200 л. с. Масса пустого самоле-
7465 кг, взлетная масса 11500 кг. Летные качества были несколько
ще, чем у серийного Ли-2: скорость 330 км/ч у земли и 350 км/ч на
:оте 2000 м, потолок 6500 м, дальность 2100 км на скорости 300 км/ч.
На одном С-47 были установлены двигатели АШ-62ИР, потом еще на
кольких. Летные качества получились чуть
-2, возможно, благодаря лучшей наружной
были у нас установлены двигатели АШ-82
тва также получились немного лучшими.
выше, чем у серийного
поверхности. На одном
в 1350 л. с. Летные ка-
Морские самолеты
Из-за неудачной работы ОМОС и ЦКБ в 1925—1931 гг. мы запоздали
йПуском опытных гидросамолетов, пригодных для серийной постройки,
этому были приобретены гидросамолеты в сериях и в лицензионной
(Стройке у фирм Юнкере, Савойя, Дорнье и Хейнкель в 1924—1933 гг.
|И составляли тогда значительную часть парка нашей морской авиации,
[.отечественных военных самолетов до 1933 г. эксплуатировались только
танковые варианты серийных сухопутных самолетов ТБ-1, Р-5, Р-6,
'Считая более ранних Р-1 и У-1.
Гидросамолеты лодочные и поплавковые по их значимости и масшта-
применения в военной авиации шли примерно наравне до 1933 г.,
да лодочные получили преобладание, но в то же время и те и другие
али вытесняться сухопутными самолетами. Поплавковые военные ма-
Иы окончательно исчезают в 1938 г. Лодочные гидросамолеты остались
[ Морские разведчики и бомбардировщики, преимущественно дальние,
«чина ясна. Летные качества гидросамолетов были неизбежно и значи-
Ьно ниже, чем сухопутных с того времени, как было освоено убира-
>е в полете шасси и повысилась надежность двигателей. До этого раз-
(а не чувствовалась и гидросамолеты были более или менее равноправ-
ие сухопытными. Недостатком было то, что летающие лодки зимой не
Пользовались.
,У нас велось опытное строительство лодочных гидросамолетов боль-
но тоннажа и в достаточно широких масштабах. За 1931 —1938 гг.
ДО выпущено несколько крупных морских дальних разведчиков и бом-
рдировщиков, не считая поплавковых вариантов’. Типаж всех их соот-
гствовал разрабатывавшимся тогда ТТТ на морские самолеты. Были
рпущены двухмоторйый МДР-2, трехмоторный МДР-4, четырехмотор-
йй МТБ-2 и шестимоторный МК-1- Скорость МТБ-2 достигала 350 км/ч,
Ючих — 230 км/ч. Поэтому, несмотря на попытки серийной постройки
ДР-4, все эти большие самолеты как военные были уже мало пригодны
вполне закономерно сменились сухопутными со скоростью 400 км/ч и
Мее. Были удачные гидросамолеты и амфибии, опытные и серийные
Д-2), зачастую невоенного назначения, но они не могли изменить об-
7*о картину.
1 О'
В общем к концу 1936 г. морская авиация ВМФ не имела в своем
составе ни одного типа гидросамолета, удовлетворяющего всем такти-
ческим требованиям момента; почти все виды морской авиации обслу-
живались, за отсутствием других, самолетом МБР-2, уеже устаревшим.
С 1939 г. в авиации ВМФ применялись главным образом сухопут-
ные самолеты; на них морская авиация с честью выполнила свои задачи.
Об американских лицензионных морских самолетах будет рассказано
дальше.
МТБ-2 (АНТ-44, АНТ-44 бис, АНТ-44Д) (рис. 83) — морской тяжелый
бомбардировщик, четырехмоторная цельнометаллическая летающая лод-
ка, высокоплан с небольшим изгибом крыла по типу «чайки». Корпус
лодки был с широким днищем, с проверенными путем протасок в гидро-
канале ЦАГИ обводами. Самолет, спроектированный в 1935—1937 гг.,
отличался хорошей летучестью и управляемостью. Лобовое сопротивле-
ние двигателей, установленных в крыле, было в несколько раз меньше,
чем сопротивление мотоустановок на стойках.
Самолет был выпущен в 1937 и 1938 гг. в двух экземплярах. На первом
стояли двигатели Гном-Рон «Мистраль Мажор» 14Krsd в 810 л. с.,
Рис. 83. Самолет МТБ-2 и его схема •
138
Ейененные в 1938 г. на М-87, на втором — М-87А в 840/950 л. с. (он назы-
вался АНТ-44 бис или АНТ-44Д). Первый полет был совершен 19 апреля
Кд&7 г. (летчики Т. В. Рябенко и Д. Н. Ильинский). Оба самолета отлично
Кдошли испытания и были вполне удачными. На самолетах АНТ-44 бис
Самого начала было сделано подъемное шасси, и самолет стал амфибией;
Кервый полет его (летчик Т. В. Рябенко) был с сухопутного аэродрома.
Кегчик И. М. Сухомлин выполнил на нем четыре полета, установив четыре ре-
корда' по классу амфибий. 17 июня 1940 г. им была достигнута высота
Mg95 м без контрольной нагрузки; во втором полете в тот же день —
Ийсота 7134 м с контрольным грузом в 1 т. 19 июня на этом же самолете
Кдеи выполнены два полета: с контрольным грузом 2 т на высоту 6284 м
Кс грузом 5 т на высоту 5219 м (что одновременно было рекордом по подъ-
наибольшего груза 5 т на 2 км). 28 сентября и 7 октября 1940 г. на
Кеи-были установлены рекорды скорости на дистанции 1000 км —
Н77.4 км/ч с грузом 1000 кг и 241,9 км/ч с грузом 2000 кг.
Kv Во время войны самолет МТБ-2 (АНТ-44Д) использовался на
Карном море. Особенно много полетов боевых, транспортных и связных
Выполнил на нем в 1941 —1943 гг. И. М. Сухомлин.
К Работы ОКБ Г. М. Бериева
ИкЖОР-1 (Бе-2) (рис. 84) — корабельный разведчик, двухместный одно-
Кшлавковый биплан с двигателем М-25А. Коробка крыльев без выноса,
Киадывается назад для удобства хранения на корабле. Конструкция
Игецллическая с полотняной обшивкой. Каркас фюзеляжа — ферма свар-
НЬ; из стальных труб, каркас крыльев дуралюминовый, лонжероны их
Мюбчатые, нервюры ферменные. Элероны только на верхнем крыле, на
Макнем — посадочные закрылки. Управление двойное. Винт металли-
Мшнй с поворотными на земле лопастями. Вооружение — два пулеме-
ИкШКАС на центроплане и один пулемет ШКАС у стрелка на шкворне-
Ии установке, бомбы — две ФАБ-100 в перегрузку. Перегрузочная
Mfcca 2686 кг при нормальной 2486 кг.
^МСамолет был выпущен в 1937 г. на смену лицензионному КР-1.
^Мютных качествах он имел преимущества, но мореходность однопоплав-
Мрого самолета оказалась хуже, чем лодочного, неудовлетворительно
Мир и охлаждение двигателя на рулении. КОР-1 не прошел госиспыта-
ИВн, но ввиду отсутствия другого типа решено было его на вооружение
Ин-таки принять как переходный, устранить дефекты, испытать в сухо-
Мргном варианте и на катапульте. Была выпущена малая серия машин,
Иктоявших на вооружении морской авиации в 1939—1940 гг.
И МД Р-5 (МС-5) (рис. 85) — морской дальний разведчик — летающая
Ммка, по схеме — моноплан-парасоль с центропланом на широком пилоне
подкосов. На консолях крыла — подкрыльные поплавки на длинных
Дуйках с лентами-расчалками. Двигатели М-87А в 950 л. с. взлетной
РЩности и 840 л. с. номинальной на высоте 4700 м. Винты ВИШ-3,
ИДи^оты с управляемыми створками — «юбками». Конструкция дуралю-
Миновая с полотняной обшивкой рулей и элеронов. Крыло профиля
WIOC-2718 9 %-ной относительной толщины, моноблочное, с четырьмя
139
t«r
Рис. 84. Схема самолета КОР-1
Рис. 85. Самолет МДР-5
тонкостенными лонжеронами и подкрепленной работающей обшивкой,
удлинение 7,96. Элероны — у концов крыла, оставлявшие много места
для посадочных щитков. Вооружение — три пулемета ШКАС и 1000 кг
бомб (в перегрузку), экипаж — 5 человек.
Самолет был выпущен в 1938 г. в двух экземплярах, причем
второй — в варианте амфибии. В ходе испытаний пришлось удлинить
нос лодки на 0,3 м по условиям мореходности на волне, а шасси было
упразднено, и ниши под колеса заделаны.
140
Летные качества получились неплохими: скорость 345 км/ч на высо-
де 5250 м и потолок 8150 м. Однако продолжительность и дальность
полета были совершенно недостаточны, примерно вдвое меньше, чем у
шериканских лодок. Получилось это из-за перетяжеления конструкции.
Иасса пустого самолета была около 6 т, а полетная — около 8 т,
L перегрузкой— до 10 т, весовая отдача порядка 24—34 %, что было
Недопустимо. Самолет в серии не строился.
h МБР-7 (МС-8) (рис. 86) —морской ближний разведчик — развитие
ИБР-2, двухместный, с двигателем М-103 номинальной мощности
к земли 850 л. с. и 960 л. с. на высоте 4000 м. Схема — летающая лодка-
рноплан, с подкрыльными поплавками, двигатель установлен на стойках
центропланом, с металлическим винтом ВИШ-2ПТ (правый толкаю-
ИЙ) - Корпус лодки двухреданный, главный редан треугольный в плане,
шдний — заостренный. Верх корпуса — округленный, впереди — кабина
Ертчика, закрытая фонарем, сдвигаемым назад, за крылом — экраниро-
мнная стрелковая установка с одним пулеметом ШКАС; другой пулемет
ИКАС, неподвижный, в носу лодки перед кабиной летчика. Под крылом
югли подвешиваться бомбы: четыре ФАБ-100 и две ФАБ-50, все —
Еперегрузку.
В Конструкция самолета деревянная. Корпус лодки оклеен полотном
« аэролаке, крыло двухлонжеронное кессонного типа с несущей обшив-
|№ между лонжеронами, каркас носовой и хвостовой частей, горизон-
Нпьное оперение и руль направления дуралюминовые, обшивка —
Кдотно. Управление самолетом смешанное — тросами и тягами.
И Размеры МБР-7 были значительно меньше, чем МБР-2, а площадь
Цы л я была меньше ровно вдвое. Но высота мотоустановки была даже
Ицюго больше, как и диаметр винта. Полетная масса была лишь немного
Йьше. Самолет МБР-7 имел высокие летно-технические данные: макси-
к!
!*• 86. Самолет МБР-7
141
мальная скорость 376 км/ч на высоте 4300 м, практический потолок
8850 м, дальность полета 1215 км. Однако его пилотирование на взлете
и посадке было весьма сложно, поэтому в серию он запущен не был.
КОР-2 (Бе-4) (рис. 87) — катапультный корабельный и базовый
ближний морской разведчик, выполненный по схеме летающей лодки
с крылом типа парасоль на пилоне и коротких подкосах. Двигатель
М-62 взлетной мощностью 1000 л. с. и номинальной 850 л. с. на первой
границе высотности был установлен перед носком центроплана; поток
от его тянущего винта разрезался крылом, не давая опрокидывающего
момента.
Подкрыльные поплавки на двух стойках с расчалками. Корпус
лодки двухреданный, главный редан угловой, задний — заостренный,
днище лодки сильно килеватое. Конструкция самолета дуралюминовая
Рис. 87. Самолет КОР-2 и его схема
142
кВ полотном в обшивке элеронов и рулей. Винт — трехлопастный
|нЙШ‘ 105-62 или АВ-24.
О’. Стрелковое вооружение — один неподвижный пулемет ШКАС в носу
Вюдки и один подвижный в экранированной палубной стрелковой уста-
новке. Бомбовое вооружение — лишь в перегрузочном варианте — четыре
Баб-юо или другие бомбы той же общей массы.
И? Самолет был выпущен в 1941 г. и успел до эвакуации пройти испыта-
ния в,Севастополе. Летные качества были получены хорошие: скорость
/'ВОДЫ 310 км/ч, на высоте 4700 м скорость была 356 км/ч, потолок
100 м, дальность нормальная 550 км и максимальная 1150 км. Затем
Блли построены два первых серийных экземпляра, прошедшие испыта-
Цйя в 1942 г. (летчик Мальков из ГУСМП). В последующие 1943—
945 гг. КОР-2 выпускались в небольших количествах. Они применялись
на флотах.
;1 ОКБ Г. М. Бериева до конца войны было занято проектированием
постройкой крупного объекта ЛЛ-143, который описывается ниже,
№ гл. 3, вместе с его дублером Бе-6.
Ц; Самолет П. Д. Самсонова
| МДР-7 П. Д. Самсонова (см. табл. 12) —летающая лодка с двумя
швигателями М-88 по 1100 л. с., высокоплан со свободнонесущим крылом,
№3 подкосов, с однобокими подкрыльными поплавками, убираемыми
гондолы. Вертикальное оперение разнесенное, горизонтальное —
В'йебольшим поперечным V. Конструкция цельнометаллическая.
Ю Преследовалась цель достижения возможно большей скорости летаю-
Бей лодки хотя бы ценой уменьшения размеров и площади крыла.
Ко расчетам была принята удельная нагрузка 160 кг/м2, что для усло-
вий 1938 г. было значительной величиной, а площадь крыла принята
Йм2. Практически из-за неизбежных перетяжелений удельная нагруз-
ив получилась 188 кг/м2, что было чрезмерным.
В' Конструкция самолета была очень продуманной и заключала много
Оригинальных решений. Лодка длиной 14 м была двухреданная, перед-
ай редан клиновидный, задний — заостренный, «утюг». На втором эк-
НрИпляре самолета передний редан был сделан обычным поперечным,
№з клиновидности. Конструкция корпуса лодки — полумонокок С боль-
шим количеством стрингеров при сравнительно тонкой обшивке. Угол
Дртеречной килеватости — около 30°, без крутой вогнутости (как в
В1БР-2). Шпангоуты рамные с флорами, кроме двух узловых, имевших
ильные раскосы.
' Экипаж — 3—4 человека.
е Крыло пятилонжеронное (5 стенок), причем между второй и третьей
ренками обшивка крыла на верхней стороне усилена изнутри трапецие-
видным гофром так, что получался кессон. Соединение консолей с центро-
планом фланцевое, фланцы внутренние, невыступающие. Толщина об-
бивки крыла 1,2—0,6 мм. Против элеронов — автоматические предкрыл-
ки. Кабина летчиков закрытая. Управление самолетом тросовое.
Винты трехлопастные ВИШ на два положения. Была применена
опытная, очень удачная конструкция клепаных баков — на бакелитовом
лаке по перкалевой ленте, им пропитанной, клепка — в сыром виде.
Оборудование самолета как морского разведчика: радио, фото и др
Вооружение: два пулемета ШКАС и два пулемета БС (в задней турели),
десять бомб по 100 кг (’длиной 2,4 м) под крылом.
Эскизный проект был представлен 14 октября 1938 г. Самолет был
выпущен в 1940 г., второй и третий экземпляры — в начале 1941 г.
Качество изготовления самолета было не выше среднего, а крыло было
сделано с морщинами, неровностями и даже хлопунами. К тому же оно
было сильно аэродинамически испорчено мотогондолами звездообраз-
ных двигателей.
Первый же полет 25 июля 1940 г. с водохранилища закончился
катастрофой. Летчик Т. В. Рябенко произвел взлет с малой нагрузкой,
но на высоте около 100 м при повороте с набором высоты самолет скольз-
нул на крыло в сторону поворота и разбился.
Второй экземпляр самолета испытывался уже позже, весной 1941 г.
Было всего два полета (летчик И. М. Шевнин). И хотя крыло на этот
раз было выполнено гораздо лучше и многие неровности на нем были
зашпатлеваны, видно было, что оно мало по размерам и испорчено
мотоустановками. Велик был разбег, самолет не брал высоты даже с не-
полной нагрузкой. Испытания были прекращены. Самолет был испытан
в натурной аэродинамической трубе ЦАГИ; продувка подтвердила его
плохую аэродинамику — чрезмерно малое и испорченное крыло.
Третий экземпляр самолета с несколько увеличенным крылом
и неубираемыми поплавками был закончен постройкой, но не испыты-
вался.
Самолеты В. Б. Шаврова
МДР-7 В. Б. Шаврова (рис. 88) — морской дальний разведчик,
летающая лодка-парасоль, в которой использовались крыло с силовыми
установками, оперение, управление, оборудование и вооружение от серий-
ного самолета ДБ-Зб, всего до 60 % конструкции. Это был лодочный
вариант сухопутного дальнего бомбардировщика, выпускавшегося серий-
но на том же заводе. Тем самым на несколько лет решалась задача
морского разведчика с минимальными затратами труда и времени,
с минимальными расходами.
Проект возник по инициативе командования Дальневосточного окру-
га (В. К. Блюхер и Ф. А. Ингаунис) и директора завода К. Д. Кузнецова.
Они одобрили идею использования ДБ-Зб, предложенную В. Б. Шавро-
вым, тогда работавшим на этом заводе, идею действительно ясную и по-
нятную. Тогда же летом 1937 г. В. Б. Шавровым были сделаны предва-
рительные разработки, были выполнены протаски моделей в гидроканале
ЦАГИ, в том числе динамически подобной модели (ДПМ), предвари-
тельные расчеты и общие чертежи. Летно-тактические данные получа-
лись вполне созвучными ДБ-Зб с учетом больших массы и лба лодки
по сравнению с фюзеляжем. Постройка была начата, но прекращена
в конце 1937 г.
144
Ш-7 (рис. 89) — амфибия для Арктики, местных аэролиний и кораб-
й, шестиместная летающая лодка ’, высокоплан с подкрыльными
«плавками и убираемым в борта лодки шасси. Двигатель МГ-31Ф в
|Q л. с. с тянущим винтом над лодкой на стойках; конструкция
фаллическая с полотняной обшивкой крыла и оперения, отличавшаяся
Г пой общей и местной прочностью, проверенной при полетах и посад-
(более 120 % от расчетных нагрузок). Корпус лодки образован
листов без выколотки, грани днища и бортов плоские или слабо
утые. Клепка — чечевичными заклепками на сурике. Вход в кабину
Тчиков — через двери в бортах лодки, сбрасываемые при аварии, вход
«>етырехместную пассажирскую кабину — через круглый люк в палубе
j Крылом, служившим также и для стрелковой установки.
‘ Набор лодки — из оригинальных угловых профилей, согнутых из
юта (1,5 мм) с загнутым краем высокой полки (подобие углобульбо-
М) Профиля). Угол поперечной килеватости лодки 20°, скулы до реда-
рг-* накладные. Толщина листов дуралюмина в обшивке лодки в основ-
it *1,0 мм, на редане 1,5 мм в хвостовой части и по палубе 0,8 мм.
^Крыло профиля NACA-23016-23012 (на концах), двухлонжеронное.
Йлки лонжеронов — трубы 50X46 мм, в центроплане — из стали
РЦ'СА, в консолях — из дуралюмина, с бужами в основании консолей,
фшки лонжеронов — из ДЛ-0,8 двойные. Нервюры консолей ферменные
^Швеллеров 10X10X0,5 мм с отбортованными внутрь полками. Элеро-
закрылки щелевые, опускавшиеся: закрылки на 50° и элероны на
| вместе с закрылками. Набор оперения — из открытых гнутых профи-
Ж оси элеронов, закрылков и рулей — трубы. Управление тросовое,
|0йное, штурвал перекидной в полете. Шасси — с ломающейся стойкой,
Цфрка и выпуск его ручные с цепной передачей. На полуоси шасси
рГли устанавливаться вместо колес лыжи от самолета И-15 бис, подни-
Ившиеся при посадке на воду. Амортизация масляно-воздушная,
<1
1
«Самолет», 1940, № 23—24, с. 22.
как и в неубираемом костыле с водяным рулем, управляемые вместе
с рулем направления.
Моторама сварная, на стойках, все из мягких стальных труб. Баки
сварные из АМц, с утеплением. Два топливных бака в центроплане,
один (расходный) наверху за двигателем вместе с масляным. Самолет
мог быть поднят на крюке. Было оборудование для ночных полетов,
приемо-передающая рация, морское оборудование, а в военном вариан-
те — стрелковая установка ТТ-1 на один пулемет ШКАС с 300 патрона-
ми для защиты сзади. Воздушный винт первоначально был взят дере-
вянный от двигателя самолета «Сталь-2», а потом сменен на металли-
ческий трехлопастный ВФШ от двигателя Райт в 300 л. с. Двигатель
146
ЩГ-31Ф работал хорошо, но к нему не было доверия, и позднее он был
:менен на Райт J-6.’
i , Самолет строился по проекту В. Б. Шаврова для Главсевморпути
l Аэрофлота. Первоначально предполагался двигатель МВ-6 в 220 л. с.,
вмененный уже в ходе постройки на МГ-31, а потом — на МГ-31 Ф. Поэто-
ву размеры самолета были несколько меньше, чем следовало бы при
|рпользовании МГ-31 Ф.
В Самолет был начат проектированием в конце 1938 г., выпущен весной
1940 г., его первый полет был 16 июня 1940 г. (летчик Е. О. Федоренко).
сентябрю были закончены его заводские и государственные испыта-
ня по расширенной программе в СНИИ ГВФ. Решено было построить
Й»рию самолетов Ш-7 на ремонтном заводе Главсевморпути, приняв дви-
Йтель МГ-31 Ф и немного увеличив площадь крыла за счет центроплана,
в :Этому помешала война, во время которой самолет использовался
колесном и лыжном шасси для транспортных перевозок на Волге
|раратов, Сталинград, Астрахань и др.).
К/ .
Самолет В. Ф. Рентеля и В. Я. Крылова
L МА-1 (местная амфибия) (рис. 90)—летающая лодка-высокоплан
Крылом «чайка», с подкрыльными поплавками и тянущей установкой
|М1гателя МГ-31Ф в 330 л. с. (первоначально — МГ-31 в 300—320 л. с.).
Ншт металлический — «Гамильтон», диаметром 2,74 м, ВФШ с изменяе-
|Йм на земле углом установки лопастей. Конструкция самолета деревян-
МЯ с полотняной обшивкой элеронов и рулей, очень легкая. Самолет
ЙКСтиместный.
-Лодка однореданная, обшивка в основном фанерой (3 мм), на редане
5 мм. Шпангоуты рамные, в бортах диагональные раскосы, борта
Вгоские. Корпус оклеен полотном на аэролаке. Переборки в лодке лишь
90. Самолет МА-1
147
немного выше ватерлинии. Центроплан — одно целое с лодкой, с углом
«чайки» в 30°.
Крыло двухлонжеронное (на 15 и 60 % хорды) с фанерной обшивкой
(2 мм) на половине размаха консолей и на концах (1,5 мм) консолей
(нервюры 9—20). Элероны — с коробчатым носком-лонжероном, без рас-
косных нервюр. Закрылки своеобразной конструкции — фанерные, на
довольно длинных кронштейнах, опускаемые на угол 60° с увеличением
при этом площади крыла, без щели, очень эффективные. Стабилизатор
двухлонжеронный с фанерной обшивкой.
Шасси было оригинальной схемы, небольших размеров, с малыми дли-
нами и плечами его стержней, очень компактное и легкое. Поднятые
колеса не входили в борта лодки, а только примыкали к ним, а за колеса-
ми были наружные обтекатели на бортах. Костыль — под ахтерштевнем
лодки, убираемый. Привод уборки шасси — пневматический, как и привод
опускания закрылков. Управление самолетом двойное, смешанное.
Конструкторы самолета — Владимир Федорович Рентель и Виктрр
Яковлевич Крылов. Самолет был построен в авиаремонтных мастерских
по планам опытного строительства ГВФ, выпущен был в декабре 1939 г.
и с большим успехом прошел испытания в СНИИ ГВФ в январе — фев-
рале 1940 г. на лыжном шасси, без подкрыльных поплавков. Потом
были испытания на воде, полеты в Петрозаводск и другие города и в
сентябре — перелет в Москву (летчик А. В. Кржижевский, ведущие
инженеры А. М. Тетерюков и В. В. Живоглядов). Летные данные
были очень хорошие.
Интересно, что МА-1 и Ш-7 строились совершенно независимо.
4 октября 1940 г. МА-1 и Ш-7 одновременно демонстрировались
руководству Аэрофлота в полетах и посадках у Химкинского речного
вокзала. МА-1 летала немного лучше, показав преимущества в посадочной
скорости и в скороподъемности, но при выходе из воды на спуск в ней
деформировалось и подогнулось шасси и проломилось днище лодки, что
показало недостаточную местную прочность.
Дальнейшей работе над самолетом помешала война.
Американские самолеты
ГСТ (Консолидейтед PBY-1, МП-7) (рис. 91)—летающая лодка,
парасоль, с крылом большого удлинения, установленным на пилоне
и подкосах, с подкрыльными поплавками, в поднятом виде замыкавшими
торцы крыла и тем самым увеличивавшими его размах. Самолет обла-
дал хорошими взлетно-посадочными свойствами и мореходностью, боль-
шой продолжительностью и дальностью полета. Назначение — дальний
разведчик и транспортный самолет. Конструкция — металлическая. Кор-
пус лодки сравнительно широкий (3,0 м по переднему редану), низкий,
округлый сверху, с небольшой килеватостью, с преобладанием продоль-
ного набора — частой системой кильсонов и стрингеров. Крыло — двух-
лонжеронное с работающей обшивкой, усиленной большим количеством
стрингеров Z-профиля. Средняя ч^гь его между лонжеронами центро-
148
Я. Самолеты ГСТ и ПС-30 (внизу)
была превращена в бензобак, склепанный на герметике тиоколе.
Лодке были только дополнительные баки.
Самолет был приобретен в 1937 г. и поставлен на серийное
под маркой ГСТ (гидросамолет транспортный) с двига-
М-87 и М-88 вместо американских Пратт-Уитни «Туин Уосп».
ие его в производстве сопровождалось трудностями, так как само-
лет был довольно трудоемким. Выпуск начался в 1939 г. и в следующем
году был оивлчательно прекращен. Все 27 построенных самолетов были
переданы <7 лавсевморпуть и Аэрофлот, где с успехом применялись под
маркой MIv-7 с двигателями М-62ИР в 850 л. с.
Во время войны из США получали летающие лодки того же типа под
названием «Каталина». .
Летом 1938 г. для розысков пропавшего самолета Леваневского
была куплена в США летающая лодка РВУ-1-3 «Куба». Потом она
эксплуатировалась в Арктике.
ПС-30 (Гленн Мартин 156) (см. рис. 91) — трансокеанская летающая
лодка с большой дальностью полета и хорошей мореходностью. Схема_
четырехмоторный подкосный парасоль, корпус лодки — с жабрами попе-
речной остойчивости, использованными как топливные баки. Удлинение
крыла 10,76. Схема и конструкция самолета были весьма рациональны,
чем обусловливалась высокая весовая отдача — 50 %, редкая для ле-
тающих лодок. Конструкция корпуса лодки была бесстрингерная с частич-
но гофрированной обшивкой по днищу и палубе, шпангоуты, кроме немно-
гих узловых, были рамные с флорами, без раскосов.
Самолет был построен в США по советскому заказу и доставлен
по воздуху. Предполагалось использовать его в качестве дальнего
морского разведчика и бомбардировщика с постройкой большой серии.
Для внутренней подвески больших бомб проектировался специальный
бомболюк-колодец в редане лодки длиной 5 м и шириной 1,2 м при
высоте стенок до 2 м. Поверхность редана у киля была выполнена
как две большие створки бомболюка. Это было ново и оригинально.
Проектировал бомболюк Петр Дмитриевич Самсонов. Летом 1937 г. был
построен макет самолета с бомболюком и с оригинальными устройствами
для загрузки и подвески больших бомб, с размещением вооружения
и оборудования. Однако самолет не строился: стало ясно, что гидро-
самолет-гигант, сравнительно тихоходный, должен уступить место сухо-
путному бомбардировщику и торпедоносцу со скоростями, по крайней
мере в полтора раза большими. Самолет под наименованием ПС-30 был
передан в Аэрофлот, где эксплуатировался до 1942 г., на аэролинии
Владивосток — Хабаровск — Петропавловск-на-Камчатке.
Дуглас ДФ (ДФ-2-195) — летающая лодка, высокоплан со свободно-
несущим крылом, с двумя двигателями Райт «Циклон» в 850 л. с., с шестью
комфортабельными четырехместными кабинами-купе для 24 пассажиров
при экипаже в четыре человека. Особенности схемы и конструкции са-
молета — очень высокий и объемный корпус лодки с тонкой (0,6—0,8 мм)
обшивкой, с многочисленными стрингерами, благодаря чему масса 1 м
объема корпуса достигала рекордно малой цифры — 16 кг. Самолет был
приобретен в двух экземплярах для Главсевморпути, где и применялся.
Амфибия Сикорского S-43 — летающая лодка-амфибия (см. табл. 12)
с двумя двигателями Пратт-Уитни «Хорнет» по 750 л. с. По схеме —
моноплан-парасоль с крылом на пилоне и подкосах, с шасси, убираемым
с борта лодки, и комфортабельным салоном на 15 пассажиров. Этот
известный в то время самолет был приобретен в 1938 г. в двух экземпля-
рах и применялся в Арктике.
150
Самолет на воздушной подушке
Другое название этого предложения — СЕН (самолет Ефремова и
адирадзе). Главное в нем — взлетно-посадочное.устройство, исключаю-
щее шасси с колесами и лыжами и обеспечивающее безаэродромный
)лет по наклонной глиссаде с любого грунта почти без разбега. Вместо
5асси под самолетом был установлен на стойках большой резиновый
{1ЛЛОН, по форме подобный надувной лодке, поставленной вверх дном,
Л уровне колес шасси. На баллоне — площадка с вентиляторной уста-
вкой, действующей от отдельного двигателя или же посредством
>ивода от основного двигателя самолета, и нагнетающей воздух под
йющадку в пространство внутри кольца баллона, выполненного из
*>орезиненной материи или из пористой резины.
В 1939—1941 гг. опыты взлета «на подушке» проводили в ЦАГИ
В ЛИИ инженеры Николай Иванович Ефремов и Александр Давидович
адирадзе (до того работавший в ОКБ В. И. Левкова по катерам на воз-
^шной подушке).
Для опытов был взят самолет УТ-2 — низкоплан, удобный по схеме
Кй установки баллона (рис. 92), которому были приданы размеры, обве-
шивающие устойчивость при сдвиге, на разбеге и взлете при одновре-
Йной работе двигателей самолета и вентилятора (его двигатель в 25 л. с.
1йт от мотоцикла). Самолет вел себя нормально, полет не отличался
^щественно от обычного. В 1940 г. испытания провел И. И. Шелест,
|Тали также М. М. Громов, А. Б. Юмашев и А. П. Чернавский. Все
|ло удачно, идея себя оправдала. НКАП поручил авторам разрабо-
Ьь аналогичную конструкцию для серийного самолета Пе-2. Это было
аполнено в 1941 г.
Г'В самолете Пе-2 баллонная конструкция была сделана двойной, под
иКДОй мотогондолой, с механическим приводом к вентилятору от
92. Самолет УТ-2 на воздушной подушке
соответствующего двигателя М-105 в виде длинного вала с угловой
передачей и эластичной муфтой сцепления («редуктор Надирадзе»
РЕН). По замыслу, после взлета воздух из баллонов выпускался и они
втягивались в задние отсеки мотогондол, где закрывались створками
Все устройство действовало исправно, самолет рулил, но до полетов дело
не успело дойти.
В это же время Н. И. Ефремов представил проект двухмоторного
бомбардировщика с двумя двигателями АМ-38, с использованием реак-
тивного эффекта выхлопных газов (что было им проверено на самолете
И-16) и со взлетным устройством на «подушке», уже проверенным
на Пе-2. 20 июня 1941 г. НКАП вынес решение проектировать и строить
самолет. Но в условиях войны это решение не было реализовано. Инте-
рес к безаэродромному взлету самолета, с сокращенным разбегом, как
и к машинам на «воздушной подушке», оживился в 60-х годах.
Ознакомление с иностранной техникой
В 1939—1940 гг.— в период действия пакта о ненападении с гитле-
ровской Германией — нам были переданы образцы немецких военных са-
молетов для ознакомления и испытаний, общим количеством 36 самоле-
тов, принадлежащих к 12 различным типам. Это были: Хейнкель 100 —
6 экз., Мессершмитт ВМ09Е — 5 экз., Bf-110С — 5 экз., Ме-209 — 1 экз.
и Bf-108 — 2 экз., Юнкере Ju-88 — 2 экз., Дорнье Do-215B — 2 экз.,
учебные—Бюккер Вй-131 и Вй-133 — по 3 экз., Фокке-Вульф Fw-58 —
3 экз., Фокке-Агхелис Fa-266—2 экз. и Физелер «Шторх» Fi-156—
2 экз.
Испытания и изучение военных самолетов принесли определенную
пользу летчикам (правда, ограниченному числу их — испытателям)
и конструкторам. Мы узнали летные и эксплуатационные качества
самолетов наших будущих противников.
При воссоединении прибалтийских республике СССР в 1940 г. в совет-
скую авиацию перешли и их самолеты, в основном иностранные.
Эстония: Армстронг-Уитворт «Сискин-Ш»; Авро 504Р и 626, «Авиан»,
«Префект» и «Энсон»; Бристоль «Бульдог-П»; Хоукер «Харт»; Потез 25.
Латвия: Бристоль «Бульдог-П», ДН-89, Фэйри IIIP, Хоукер «Хинд»,
Глостер «Гладиатор-П» (26 экз.).
Литва: Анбо-Ш, -IV, -V, -VI, -VIII, -51 литовской конструкции,
Глостер «Гладиатор-П» (14 экз.), Персиваль L-6.
Все они уже не имели военного значения.
Работы по системе инертного газа
в топливной системе самолета
Вопросами предотвращения пожара на самолете при простреле бен-
зиновых баков стали заниматься у нас уже в 1915—1916 гг. Были опыты
поручика Григорова на самолете «Илья Муромец» по бронированию
и протектированию бензобаков, не получившие, однако, развития из-за
большой массы этих конструкций. Были и другие предложения. Мысли
152
^щите баков появлялись в ЦКБ в 1931 г., но вплотную этим занялись
шь в 1936—1937 гг.
' Была организована специальная группа, потом бригада и КБ (с 1937 г.
чальником КБ был В. И. Абрамов). В 1936—1937 гг. проводилось
jro опытов по протектированию бензобаков кордом и резиной. Во всех
гчаях входное пулевое отверстие быстро и радикально затягивалось
иной, утечка прекращалась. Но выходное отверстие получало выворо-
тные наружу рваные края, препятствовавшие затягиванию отверстия
иной. В общем цель не достигалась. Кроме того, от гидравлического
фа происходили выпучивание стенок и деформация бака, приводившие
в негодность.
Были попытки ставить внутри бензобака различного рода стенки
текстолита с тем, чтобы пуля изменила направление своего движе-
Я в жидкости и потеряла кинетическую энергию. Опыты эти не дали
зультатов, так как текстолит разрушался на мелкие (часто — мель-
йщие) части, а пуля действительно меняла направление движения, но
обивала стенку бака в другом месте.
'Удовлетворительное решение было найдено в применении мягких ба-
В («бурдюков») из толстой многослойной резины с чередованием
Слоев, различных по сорту и структуре.
,Но это была только часть задачи. Гораздо опаснее было загорание
вина в баке в том случае, если пуля пробивала не только слой бензина,
и воздушное пространство над бензином, например, сверху вниз.
И простреле только слоя бензина загорания не получалось, но выте-
кший бензин воспламенялся от выхлопных газов или же попадая на го-
ие детали. Для борьбы с этим явлением стали применять заполне-
свободного объема в баках нейтральным газом — азотом или
екислотой. Загорания не получалось, но усложнялась эксплуатация,
как требовались баллоны с этими газами, не говоря уже о лишней
Се. Принципиальным шагом явилось использование охлажденных
лопных газов двигателей.
В выхлопной коллектор заводилась трубка отвода газов диаметром
-20 мм, торцом против потока, и газы под динамическим давлением
упали в пространство баков над бензином по системе трубопро-
>в, охлаждаясь в пути. Но успех дался не сразу, было много труд-
гей, пока установили диаметр трубки, форму ее ввода со срезом
ftocoM по потоку. Пробовали форму раструба, но в конце концов
1им вариантом оказалась постановка трубки прямо против хода газов
Косом около 20°, обеспечившая избыточное давление в баках поряд-
*,2 кгс/м2.
Эти опыты начались еще в 1937 г. Первая проверка (в малых масшта-
1) была во время войны с Финляндией 1939—1940 гг., но всех выводов
1ано еще не было. Были трудности из-за влажности выхлопных
®, что приводило к конденсации воды в изгибах трубопроводов,
вмерзанию, иногда к остановке двигателя из-за образования вакуума
1ках.
В ходе этих работ вошло в жизнь понятие о 1 и 2-й зонах системы
ртного газа. 1-я зона — это пространство внутри бака над бензином.
IRQ
2-я зона — пространство между баками и обшивкой самолета, а также
все смежные объемы в конструкции самолета вблизи бензобаков, куда
при простреле тоже могли попасть пары бензина и создать пожарную
опасность. Эти объемы 2-й зоны тоже продувались нейтральным газом.
Все эти работы велись с конца 1937 г. до 1943 г. в специальном КБ.
Начались они не позже, чем в других странах, но результаты их вначале
запаздывали.
Успех дался не сразу, но был полным. Трудности были преодолены.
К 1942 г. наши самолеты получили отработанную систему инертного
газа, спасавшую от пожара при простреле баков. Работы по этой теме
с 1Л13 г. были переданы в ЛИИ НКАП, а в 1945 г. тема была закрыта
кан^/ыполненная.
Первые герметические кабины
(ГК) в СССР
Идея создания такого помещения, в котором сохранялись бы нормаль-
ные условия для жизни человека при подъеме на высоту, принадлежит
Д. И. Менделееву, давшему в 1875 г. схему герметической гондолы для
воздушного шара. Но если проследить за возникновением и развитием
ГК, гондол и высотных скафандров, то оказывается, что до 1930 г. таких
конструкций не было нигде. Шла подготовительная исследовательская
работа. В 1931 г. появилась первая герметическая гондола стратостата
Пикара и ГК на самолете Юнкере Ю-49.
У нас в 1933 г. были построены первые герметические гондолы для
стратостатов: в БОК коллективом В. А. Чижевского (стратостат
СССР-1, полет 30 сентября 1933 г.) и коллективом А. Б. Васенко (стра-
тостат СОАХ-1, полет 30 января 1934 г.). ГК в самолетах появились
позже. Это было повсеместно связано с целями повышения потолка
рекордных высотных самолетов — «стратопланов». Поскольку заметные
успехи были гораздо раньше достигнуты в конструкции самих самолетов,
а не их кабин, то до 1936 г. ряд высотных рекордов (до 14 843 м) в раз-
ных странах был установлен на самолетах с обычной открытой кабиной.
В 1936—1937 гг. высотные рекорды ставились уже с применением
скафандров (до 16 440 м) и лишь с 1938 г.— на самолетах с ГК (17 083 м).
Начало работ по ГК на самолетах в СССР относится к 1934 г.
Конструктором Алексеем Яковлевичем Щербаковым в Москве была
спроектирована и построена ГК мягкого типа — «стратокамера», вмонти-
рованная в конструкцию планера Г-14 В. К- Грибовского. Первоначаль-
ной целью Щербакова было забуксировать планер на возможно большую
высоту, какой еще не могли достичь самолеты тех лет, и там опробовать
конструкцию и оборудование своей ГК. Планер Г-14 на буксире (прово-
лока ОВС 2 мм) у самолета Р-5, впоследствии — Р-6 поднимался
на высоту 12 100 м в паре с планером Г-9 (последний — на половину
этой высоты). Были проведены первые в СССР испытания ГК, причем
как конструкция кабины, так и ее высотное оборудование регенерацион-
ного типа дали благоприятные результаты.
154
fl
1*1
"wh ГК была мягкого типа — в форме изогнутого мешка (соответствен-
Вг'фигуре сидящего человека) с полушаровым куполом с тремя круглыми
рлюминаторами диаметром 150 мм. Купол открывался для входа в каби-
Сам мешок состоял из нескольких слоев резиновых и текстильных
Сериалов в таком порядке (в направлении снаружи внутрь): плетеная
йупртка из шелковых лент, прорезиненный перкаль, чехол из листовой
Всочиой резины, чехол из шелкового набора (для защиты резины),
верху мешок заканчивался круглым профилированным ободом с рези-
май полосой под колпак, выколоченный из листа АМцЛ 0,8 мм и кре-
пшийся к ободу мешка восемью замками патефонного типа. Герме-
вация достигалась прижимом острой кромки колпака к резиновой
кантовке обода. Управление ручное и ножное было выведено из ГК через
ИЙновые конусы. В кабине поддерживалось избыточное давление
Ю.кгс/см2. Высотное оборудование состояло из кислородного баллона
^«тронов — поглотителей углекислоты и влажности, действовавших
инжектор от баллона по нормальной регенерационной схеме. Эта
‘ была испытана до высоты 19 100 м в барокамере.
В том же 1936 г. А. Я. Щербаковым была построена и испытана
;Обного же типа ГК для пассажира на самолете P-Z (впервые в СССР).
гериалы мешка шли в таком порядке: плетение из киперных лент,
фетра, чехол из масочной резины, чехол из вателина и чехол
.Перкаля. Регенерационная схема та же. В 1937 г. А. Я. Щербаковым
а испытана ГК типа, подобного типу первой (с Г-14), на самолете
Эта была первая в мире ГК на самолете-истребителе. В 1938 г.
ИНК во втором варианте была полностью оборудована управлением
(Эльбой из пулеметов самолета (чего еще не было в 1938 г.). Подобного
Р^ипа мягкие ГК были сделаны и установлены Н. Н. Поликарповым
самолетах И-15 в 1937 г. и И-153 в 1939 г. Мягкие ГК, будучи
Ной ступенью в развитии вставной конструкции, были хороши только
лервом этапе опытов, когда в самолете было мало органов управле-
I и требовалось мало выводов их (планер, пассажирское место),
истребителе, где много выводов разных органов управления из ГК и
>го приборов, такая конструкция быстро должна была смениться
сткой.
^Первый образец жесткой ГК, выполненный А. Я- Щербаковым в 1939 г.
i ^самолете И-15 бис, имел еще смешанную конструкцию. Корпус ГК
клепаный, из листов дуралюмина с прокладкой в швах, но в нем внутри
хранился резиновый чехол-камера, а внутри камеры еще чехол из репса
Я защиты резины. Снаружи вся клепаная коробка была покрыта сте-
Ым из вателина чехлом, покрытым в свою очередь прорезиненным
Калем. Девять иллюминаторов в откидной крышке фонаря были не-
ьшими, круглыми. Остекление их было из трех листов плексигласа
воздушной прослойкой, продувавшейся из кислородного баллона.
( Последующая конструкция ГК А. Я. Щербакова, установленная на
молете И-153 в 1939 г., была уже свободна от всех мягких чехлов.
,орпус ее был сварной из листа АМц толщиной 0,8 мм. Фонарь сделан
Кидным назад и удобно прятался в обтекатель-заголовник. Кроме
среднего круглого стекла под прицел, все остальные остекления дела-
лись из больших панелей плексигласа, и кабина внутри стала светлой
(чего не было во всех предыдущих ГК, в том числе и в иностранных).
Перед приборной доской, которая находилась за пределами корпуса ГК
в стенке ГК была заделана прозрачная панель из плексигласа (6 мм).
Герметизация крышки фонаря достигалась тоже прижимом ее острой
кромки к резиновой окантовке корпуса ГК- Крышка стопорилась двумя
рычажными замками патефонного типа. Все оборудование кабины оста-
лось почти без изменений и на тех же местах, как в серийном самолете.
В устройстве выводов управления самолетом, двигателем, приборами,
оружием и т. д. было много оригинальных и удачных решений. Избы-
точное давление — 0,2 кгс/см2, система воздухопитания — регенераци-
онная. Испытания дали хорошие результаты.
Позднее, в 1943 г., А. Я- Щербаковым было выполнено еще несколько
ГК в самолетах Як-7Б, Ла-5 и Пе-2. Все они были жесткой конструкции,
регенерационные. С 1946 г. в самолетах с ТРД и ТВД ГК стали только
вентиляционного типа, поскольку подача воздуха там была очень вели-
ка и ее легко было использовать. Все описанные ГК были удачны.
Утечка из&^х была весьма малой и выражалась иногда литрами в минуту.
Непроницаемость сварных корпусов ГК была абсолютной, герметизация
крышек фонарей посредством прижима острого ребра к довольно твердой
резине была очень надежной, хотя многое достигалось здесь индивидуаль-
ной точной пригонкой острой кромки к поверхности резины. Было отдано
предпочтение резиновому шлангу под давлением. Общим недостатком
всех первых ГК было запотевание остеклений в большей или меньшей
степени. Этот вопрос в те годы еще не был разрешен. Кроме кабин
Щербакова и Поликарпова до 1939 г. были построены в самолетах БОК
и ДБ-Зб описанные выше ГК- В дальнейшем ГК, только встроенного
типа, стали непременной принадлежностью всех скоростных и высотных
самолетов.
156
Йава 2 САМОЛЕТЫ ПЕРИОДА ВЕЛИКОЙ
F ОТЕЧЕСТВЕННОЙ ВОЙНЫ
Г (1941 — 1945 гг.)
Г
F Коммунистическая партия и Советское правитель-
|то, предвидя возможность вооруженного столкновения с силами импе-
Игапиамя. в годы мирного социалистического строительства принимали
обходимые меры по укреплению обороноспособности страны. Успешное
Шолнение предвоенных пятилеток значительно усилило военно-эконо-
иртеский потенциал СССР.
г В канун второй мировой войны назрела необходимость обновить
итериальную часть нашей военной авиации, служившую с 1934 г.
ю опыту локальных войн 1939—1940 гг. стало очевидным, что скорости
(мгребителей и фронтовых бомбардировщиков пора увеличить по крайней
ре на 100 км/ч *, вооружение самолетов требовало значительно-
if усиления— установки пушек и крупнокалиберных пулеметов. Появи-
|сь необходимость в совершенно новых типах самолетов — брониро-
нных штурмовиках, скоростных разведчиках, фронтовых бомбардиров-
MtKax. Кроме того, требовалось модернизировать радио- и электрообору-
|пание. Энергичными мероприятиями наше самолетостроение к началу
Йикой Отечественной войны было выведено на уровень передовых
ран, и был начат массовый выпуск боевых самолетов, непрерывно
ЦЙршенствуемых. На протяжении всей войны шла работа по модерни-
|&НИ актуальных самолетов с тем, чтобы поддерживать их превосход-
К) над вражескими. Ставились все более мощные двигатели, вместо
Нсих — крупнокалиберные пулеметы и пушки, улучшалась аэродина-
Ьа и внутренняя герметизация, совершенствовалась конструкция,
ЙрОдаря чему масса самолета увеличивалась мало, а летные ка-
Кгва возрастали существенно. Улучшалось оборудование. Обеспечивал-
К^ассовый выпуск самолетов без ломки производства, без перебоев,
Ий Непрерывном повышении их летно-тактических качеств.
^Развитием истребителя Як-1 были Як-7, Як-9 и Як-3. Из ЛаГГ-3
Миикли Ла-5 и Ла-7. Скорость опытных истребителей превысила
Иккм/ч. Бомбардировщик Пе-2 применялся всю войну, в общем не уста-
М Как и штурмовик Ил-2. В ходе войны наращивался выпуск бомбар-
Ьовщика Ту-2, признанного лучшим самолетом в своем классе; при-
Мцлся на всех фронтах Великой Отечественной войны самолет ТБ-7,
^Прекратили выпуск одномоторных разведчиков, всех бипланов, кроме
бомбардировщиков СБ и истребителя И-16. В условиях военного
Рамени был налажен массовый выпуск некоторых типов самолетов
I* 1 хРст°₽ия великой Отечественной войны Советского Союза 1941 —1945 гг.
М., Воениздат, 1960, с. 453.
157
при установившейся их конструкции, приспособленной к трудным усло-
виям производства, особенно в первый период войны1.
За годы войны у нас было до сотни опытных образцов самолетов
превосходных по летным качествам, но в серию они не шли, чтобы не
срывать массовый выпуск уже налаженных в производстве истребителей,
штурмовиков, бомбардировщиков. Конструкции первоначально преобла-
дали смешанные и деревянные. А к концу войны, когда недостаток
алюминия начал изживаться, стал преобладать металл.
С 1941 г., не считая ранних опытов 1936—1938 гг., у нас начались
работы по реактивным самолетам с жидкостными реактивными двига-
телями (ЖРД), а потом — работы по применению ЖРД на поршневых
самолетах в качестве временных ускорителей в полете. Эти опыты даль-
нейшего развития не получили из-за органических свойств ЖРД и появ-
ления газотурбинных двигателей (ТРД и ТВД), единственно пригодных
для всех классов реактивных самолетов, проектирование которых нача-
лось еще до окончания войны, а выпуск — с 1946 г.
Работы В. М. Петлякова в ЦАГИ
и самолеты ОКБ В. М. Петлякова
Владимир Михайлович Петляков родился 27 июля 1891 г. в селе
Самбек близ Таганрога. В 1911 г. он поступил на механический факуль-
тет МВТУ; ученик Н. Е. Жуковского. В 1917 и 1918 гг.— техник-чертеж-
ник Авиационного расчетно-испытательного бюро при МВТУ. С 1921 г.—
лаборант в ЦАГИ. В 1922 г., закончив МВТУ, продолжал работать
в ЦАГИ инженером.
В. М. Петляков — один из активных членов основного коллектива
работников ЦАГИ, создавших опытное металлическое самолетострое-
ние. Деятельность В. М. Петлякова в ЦАГИ
Владимир Михайлович Петляков
многогранна: он руководил проектирова-
нием и постройкой крыльев самолетов, на-
чиная с АНТ-3, создал методы их расчета и
испытаний, участвовал в налаживании се-
рийного производства и в организации
перелетов. С октября 1931 г. В. М. Петля-
ков — начальник секции тяжелых самоле-
тов, затем начальник 2-й бригады и за-
меститель начальника конструкторского от-
дела сектора опытного строительства ЦАГИ
(1932—1934 гг.), начальник конструктор-
ской бригады по проектированию и построй-
ке самолета АНТ-42 (ТБ-7) и заместитель
А. Н. Туполева по сектору опытного
1 Яковлев А. С. 50 лет советски, само-
летостроения. М., Наука, 1968, с. 107—111.
158
Iстроительства ЦАГИ. В 1936 г. В. М. Петляков назначается началь-
ником конструкторского отдела, а 20 июля 1937 г.— главным конструкто-
ром завода.
АНТ-42 (ТБ-7, Пе-8)
Проектирование самолета АНТ-42 (рис. 93—95, см. табл. 13) было
начато в июле 1934 г. бригадой В. М. Петлякова под руководством
А. Н. Туполева. Большая роль в создании самолета принадлежала инже-
неру Иосифу Фомичу Незвалю. Схема — тяжелый четырехмоторный бом-
бардировщик, развитие конструкции ТБ-3 и в то же время — очень боль-
• цюй шаг вперед по сравнению с ним. Обшивка его стала полностью
' гладкой, схема — среднепланной, шасси — убираемым. Конструкция —
[' цельнометаллическая, в основном из дуралюмина Д16, по типу самолета
/СБ, но размеры вдвое больше. В нем были те же ферменные лонжероны
Скрыла с полками из труб стали ЗОХГСА (впервые в СССР), те же V-образ-
j^toe профили* в нервюрах, шпангоутах и стрингерах, заклепки — с чече-
вичной головкой. Фюзеляж — полумонокок овального сечения с большим
^'бомболюком под центропланом. Ввиду отсутствия в то время подходя-
I щих высотных двигателей было принято довольно оригинальное реше-
ние — к четырем двигателям самолета добавить еще один, исключитель-
/но для вращения центробежного нагнетателя, обеспечивающего наддув
высотность четырех двигателей. В июне 1935 г. были отработаны
[^хнические требования на агрегат центрального наддува (АЦН).
Первый экземпляр самолета был выпущен осенью 1936 г. Первый
Иолет (М. М. Громов и Н. С. Рыбко) состоялся 27 декабря, без включе-
ния АЦН, и только 11 августа 1937 г. был выполнен полет с четырьмя
двигателями АМ-34ФРН по 930/1200 л. с. и одним двигателем М-100
|Д 850 л. с. с включенным АЦН. На высоте 8000 м самолет показал
скорость 403 км/ч и достиг потолка 10 800 м. Отмечалось, что самолет
на большой высоте превосходит по скорости все известные тяжелые
бомбардировщики и сравнялся с лучшими истребителями. Проектирова-
!i*e самолета-дублера было начато в апреле 1936 г., а первый полет его
стоялся в июле 1938 г. В соответствии с замечаниями, выявленными
время испытания опытного самолета, конструкция дублера была
учшена. На самолете были установлены двигатели АМ-34ФРНБ
а первых серийных АМ-34ФРНВ) и АЦН с М-100А. Масса пустого
молета увеличилась на 635 кг, емкость топливных баков возросла
8250 до 8750 кг.
Летно-технические данные изменились мало, и дублер был принят в ка-
стве эталона для постройки опытной серии в 5 самолетов. Диапазон
летной массы в эксплуатации самолета был установлен от 24 000 до
000 кг.
Рекомендовано было центральный наддув заменить индивидуальной
тановкой турбокомпрессоров на каждом двигателе АМ-34ФРНВ.
вд 1 Шавров В. Б. История конструкций самолетов в СССР до 1938 г., М., Маши-
Ностроение. 1985, с. 387.
159
Рис. 93. Самолет ТБ-7 с двигателями АМ-34ФРН
Рис. 94. Самолет Пе-8 с двигателями АМ-35А
Рис. 95. Схема самолета Пе-8 с двигателями АМ-35А
160
ИЬ Всем было ясно, что самолет очень хорош, что создан первый высот-
Кый скоростной бомбардировщик, полностью отвечающий требованиям
taoero времени и предвосхитивший развитие этого класса самолетов
МЬа несколько лет вперед. Но этот бомбардировщик нуждался в надежных
^двигателях достаточной мощности и высотности. Таким двигателем для
^Кего оказался высотный АМ-35А в 1200 л. с. С этими двигателями
^ммолет ТБ-7 с 1940 г. начал строиться серийно. Ответственным за
^Верийное производство был назначен главный конструктор завода
ВК(. Ф. Незваль. После гибели В. М. Петлякова в 1942 г. за самолетом
^твердили название Пе-8.
НК) Размеры и конструкция самолета не менялись за время его существо-
Ккания. Размах крыла 39,01 м, площадь его 188,68 м2, длина самолета
ИкЗ,59 м, площадь горизонтального оперения 29,28 м2, вертикального
1,30 м2, ширина фюзеляжа 1,6 м, высота его 2,5 м. Шасси с двухстоеч-
|ой амортизацией, убираемое в мотогондолы движением назад, колеса
1600 X 500 мм, хвостовое — 700X300 мм, неубираемое. В носовой части
Ииюзеляжа вращаемая пулеметная башня с двумя пулеметами ШКАС,
Нн|ва тяжелых пулемета БТ в стрелковых установках за мотогондолами
две пушки ШВАК-20 в кормовой установке и в фюзеляжной за задним
Нионжероном крыла. В кабине летчиков их места расположены одно
Бв другим и закрыты продолговатым фонарем, немного сдвинутым к ле-
Врму борту. Вооружение было выбрано не сразу, первоначально преобла-
Нвали легкие пулеметы ШКАС, потом их постепенно заменяли тяжелыми
БТ и пушками ШВАК-
Серийный самолет выпуска 1941 г. с двигателями АМ-35А имел
Нмрссу пустого самолета 19 986 кг, полетную 27 000 кг в нормальном
ИЬаоианте и 35 000 кг в перегрузочном; его полная нагрузка составляла
№014 кг, весовая отдача 42,9 %, экипаж 8—11 человек. Полный запас
Топлива вначале 10 800 кг, позднее был доведен до 13 025 кг, масла —
Кдаэ 670 кг, бомбовая нагрузка нормальная 2000 кг, с [Перегрузкой
К 5|000 кг.
Ш Представляют интерес некоторые цифры из аэродинамического рас-
№№та этого выдающегося самолета. Так, его коэффициент лобового сопро-
МИЛления на итах у земли сх = 0,027 распределялся (в процентах от обще-
|Ж) следующим образом: трение — 37,6; форма — 16,5; индуктивное — 11;
ловки заклепок — 8,9; радиаторы и-мотогондолы — 16; хвостовое коле-
ЧВ-И пр.— 10. Максимальное качество самолета К=14,8. Средняя аэро-
ддинамическая хорда (САХ) — 5,350 м; центровка пустого самолета —
|м|Р’4 % САХ, в полете — до 34 % САХ. Крыло профиля ЦАГИ-40.
Для самолета Пе-8 (начиная с него) при взлете стала учитываться
юЖе длина разбега, а взлетная дистанция с преодолением препятствия
ЕШсотой 15 м. Длина ее была в зависимости от двигателей и полетной
КШАссы 1100—2300 м. Пробег был в среднем 580 м.
I Двигатели на Пе-8 ставились различные: на первых серийных само-
I-Шетах АМ-34ФРНВ с АЦН-2 (замененные позднее на АМ-35А), затем
№ ^М-35, на которых планировалось установить турбокомпрессоры (но еде-
s' Яано это не было), потом были АМ-35А, дизельные М-40 и М-30 (позже
Г замененные на большинстве самолетов на АМ-35А), М-82 и дизельные
6 Зак. 182
1В1
АЧ-ЗОБ. В единичных случаях были и другие моторы: М-105, АШ-82ФН
(1946 г.).
Топливные баки располагались в крыле — в центроплане пять баков
между лонжеронами крыла, в консолях — по пять баков между лонже-
ронами и по два бака в носках, а всего 19 баков.
Первоначально их было 16—18. Баки сварные из АМц и протестиро-
ванные сравнительно тонким слоем резины. Радиаторы устанавливались
в мотогондолах средних двигателей, по одному общему на два двигателя
с одной стороны.
С двумя тоннами бомб при полной заправке максимальная дальность
полета Пе-8 составляла: с моторами АМ-35А — 3600 км, с М-40 или
М-30 — 5460 км, с М-82—5800 км. В особых случаях дальность полета
могла быть и большей. Например, в перелете Э. К. Пусепа 24—30 мая —
2 июня 1942 г. в Англию и в США и обратно с дипломатической
миссией. Для этого перелета были установлены дополнительные баки
и кислородные баллоны.
Интересно объяснить, почему не нашли применения дизельные
авиадвигатели А. Д. Чаромского, которые тоже ставились на Пе-8
и испытывались. Первоначально это были М-40 в 1000 л. с. с винтами
ВИШ-24. Работа двигателей была неудовлетворительной. Они иногда
неожиданно останавливались на высоте из-за того, что регулировка
подачи топлива делалась летчиком вручную сообразно оборотам. Это
приводило к остановке турбокомпрессоров и двигателей, а запустить их
можно было только на малой высоте порядка 1500 м. Взамен М-40
были выпущены доработанные дизели АЧ-ЗОБ, в которых был поставлен
центробежный нагнетатель (ЦН) и получились две ступени наддува.
В самолете было бронирование: две бронеспинки сидений летчиков
и той же толщины (9 мм) небольшие плитки для защиты штурмана
и стрелков в мотогондолах.
Самолет ТБ-7 (Пе-8) создавался и входил в жизнь в трудных условиях
неполной ясности вопроса о том, в какой мере необходим нам тяжелый
стратегический бомбардировщик при условии, что на него идет много
дефицитного дуралюмина.
Тем не менее самолет ТБ-7 оставил заметный след в истории нашей
авиации. На нем летали бомбить Берлин в первые месяцы войны. Авиа-
ция дальнего действия (АДД) выполнила ряд операций на этих самоле-
тах. На ТБ-7 впервые, раньше чем в США и Англии, были подняты
5-тонные бомбы, хотя действия самолета в наших условиях часто бывали
скорее тактические, чем стратегические. В мае 1943 г. на нем бомбили
Кенигсберг, а на Курской дуге в июле 1943 г. 5-тонные бомбы сбрасы-
вались на немецкую ударную группировку.
После войны Пе-8 служили как транспортные для перевозки спец-
грузов и применялись в Арктике, причем взлетная масса их достигала
35 т и весовая отдача была более 50 %.
Конструкция Пе-8 была в своем роде последней с трубчатыми
лонжеронами, закрытыми профилями, внутренней клепкой, ручной выко-
лоткой, уже отжившими свое время. Внедрялся новый — плазово-шаб-
лонный способ производства самолетов, и цельнометаллические конструк-
162
| ции менялись в соответствии с ним, но это осуществлялось уже в других
самолетах.
ЕЦ В 1944 г. был построен пассажирский вариант Пе-8 для спецрейсов,
салоном на 12 человек и трехместной спальной кабиной. Двигатели
[ЛЧ-ЗОБ. Отличия от серийных Пе-8: снята верхняя пушечная установка,
Ева вертикальном оперении сделан форкиль. Испытывался в апреле
F|945 г., но по назначению так и не использовался.
м*
Ip Пе-2 («Петляков-2»)
I’ (i Этот самолет, один из наших основных в Великой Отечественной
к йойне, двухмоторный многоцелевой, большей частью трехместный пики-
11 рующий дневной фронтовой бомбардировщик — не сразу получил свое
К* 4лицо», неоднократно изменялся и имел ряд модификаций в зависимости
I От его назначения. Это видно из истории самолета Пе-2, который возник
в, * довольно необычных условиях. Для того чтобы их пояснить, придется
Дернуться на несколько лет назад, ко времени, предшествовавшему его
| выходу в свет.
I Jv В январе 1936 г. А. Н. Туполев был назначен первым заместителем
| Начальника и главным инженером ГУАП с сохранением за ним должности
| главного конструктора и непосредственного руководителя опытного
в самолетостроения ЦАГИ.
( ' В июле 1936 г. из ЦАГИ было выделено опытное самолетостроение
' (Завод опытных конструкций). В. М. Петляков был назначен началь-
I ииком конструкторского отдела и первым заместителем директора ЗОК,
' FI. О. Сухой — заместителем начальника КО, И. Ф. Незваль — замести-
телем начальника КБ сухопутных самолетов, Н. С. Некрасов и А. П. Го-
лубков — заместителями начальника КБ морских аппаратов, А. М. Изак-
сон — начальником КБ винтовых аппаратов.
। ; В августе 1938 г. были созданы конструкторские группы, в том числе
По самолетостроению, объединенные в Спецтехотдел (сокращенно СТО).
Среди них — группа В. М. Петлякова численностью около 50 человек,
потом расширенная до 80 человек, в составе нового подразделения 29,
потом — КБ-29.
Первоначально КБ В. М. Петлякова работало над проектом истре-
бителя-перехватчика, высотного, скоростного, трехместного, с двумя дви-
гателями М-105, с герметической кабиной, с новой конструкцией и новой
Токологией. Его сначала назвали «СТО», позже заменив буквы цифра-
’t1’- «100», поскольку сам отдел СТО был переименован в ОТБ (Особое
Йкническое бюро).
V В. М. Петляков был назначен главным конструктором своего КБ,
а' А. М. Изаксон — его заместителем.
Была начата разработка эскизного проекта самолета «100», и в сере-
дине 1939 г. состоялась его защита. Проект был одобрен, началось
Изготовление чертежей.
Самолет действительно (как показало будущее) получился в основном
Удачным по своим параметрам, за исключением принятого в нем набора
профилей BBS крыла (В — в корне, BS — на концах).
6*
1 со
Самолет строился во второй половине 1939 года. Уже на этом этапе
работ предусматривалось, что самолет «100» может быть использован не
только как высотный истребитель-перехватчик, но и в качестве пикирую-
щего бомбардировщика, несущего на внешних подвесках до тонны бомб.
В ходе подготовки к первому полету и после него требовалось еще
заключение по флаттеру, для чего был вызван М. В. Келдыш, который
был у нас признанным авторитетом по флаттеру.
Первый полет самолета «100» состоялся 22 декабря 1939 г. (летчик
П. М. Стефановский, ведущий инженер И. В. Марков). Все полеты
прошли благополучно.
На первомайском параде над Красной площадью была сделана горка
с выпущенным шасси.
После визита наших представителей в Германию и ознакомления
с гитлеровской техникой было признано, что такой истребитель не очень
нужен.
В мае 1940 г. было дано указание сделать из самолета «100»
за полтора месяца пикирующий бомбардировщик трехместный с бомбовой
нагрузкой и мощным вооружением. Быстро был сделан и утвержден
макет. Из ОКБ А. С. Яковлева, С. В. Ильюшина, А. А. Архангельского
и других были переданы В. М. Петлякову около 300 человек. Срочно
выпускались рабочие чертежи, которые тут же передавались на заводы
для серийной постройки, начатой 23 июня 1940 г. Опытного экземпляра
не строили, настолько хорошо зарекомендовал себя самолет «100».
Его планер внешне оставался в основном без изменений, менялось
оборудование и вооружение. Уже в начале июля все чертежи были пере-
даны этим заводам. Петлякову была присуждена (в начале 1941 г.)
Государственная премия.
ОКБ В. М. Петлякова с июля 1940 г. до начала войны находилось
в системе ОТБ, а с началом войны было передано в НКАП.
Первые полеты серийных самолетов Пе-2 (так его назвали) происхо-
дили поздней осенью 1940 г. Было учтено положительное мнение завод-
ских летчиков-испытателей и принято решение о максимальном ускоре-
нии серийного выпуска Пе-2 на заводе, куда перевели ОКБ Петлякова.
В октябре 1941 г. началась эвакуация. На новом месте было развер-
нуто массовое производство, выпускалось большое количество само-
летов Пе-2.
Ниже приводится описание самолета Пе-2 в его последовательном раз-
витии (см. табл. 14).
«100» — высотный истребитель и пикирующий бомбардировщик
(рис. 96). Проектировался как высотный истребитель с большой даль-
ностью полета, но в завершающей стадии работ военные специалисты
все большее внимание стали уделять возможности использования само-
лета и в качестве пикирующего бомбардировщика, нужда в которых в то
время ощущалась очень остро. Вскоре это назначение стало рассматри-
ваться как равноценное с изначально предусмотренным.
Самолет «100» имел два двигателя М-105 с турбокомпрессорами
ТК-2 (по два на каждый мотор). На самолете были устроены две
гермокабины (ГК) - В передней кабине располагался летчик, а в задней
164
Рис. 96. Схема самолета <100»
штурман-бомбардир и стрелок-радист. У штурмана имелось дублирован-
ное управление самолетом. У стрелка-радиста предусматривалось дистан-
ционное управление хвостовым пулеметом ШКАС (на летных испыта-
ниях эта огневая точка не была установлена). В носовой части фюзе-
ляжа, перед ГК летчика располагалась батарея, состоявшая из двух пу-
шек ШВАК и двух пулеметов ШКАС.
' Оригинальным было бомбардировочное вооружение. Оно предназна-
чалось для поражения не только наземных, но и воздушных целей
И состояло из двух кассет для трехдюймовых снарядов, высота подрыва
(Которых устанавливалась на земле до полета. В кассетах, размещаемых
В грузовом отсеке фюзеляжа, могло находиться по 24 снаряда. Кроме того,
НВ самолете имелась внешняя подвеска для двух бомб (2X100 или
ЙХ250, или 2X500 кг), которые самолет мог нести, когда применялся
В варианте пикирующего бомбардировщика.
4 Летные испытания самолета «100» в варианте истребителя начались
*2 декабря 1939 г. (летчик П. М. Стефановский). Весной 1940 г. начал
допытываться и дублер «100», имевший мало отличий от первого опытного
экземпляра.
Полностью летные испытания завершены не были, так как в мае 1940 г.
рышло решение о переделке «100» в пикирующий бомбардировщик без
гермокабин и ТК. По наружному виду «100» от последовавших за ним
самолетов Пе-2 отличался тем, что у него от фонаря кабины летчика
шел сплошной гаргрот к фонарю задней кабины, находившейся пример-
Рис. 97. Самолет Пе-2 серийный
но над задней кромкой центроплана. На Пе-2 кабина штурмана была при-
ближена вплотную к кабине летчика. Двигатели были приняты М-105Р
в 1100 л. с., а потом и более мощные ВК-105ПФ и ВК-107А (эти последние
не ставились на серийные Пе-2).
Самолеты Пе-2 начали выпускать сразу же в больших количествах,
в дальнейшем планер мало менялся, и потому техническое описание
Пе-2 относится в большой степени ко всем его дальнейшим модифика-
циям.
Пе-2 (рис. 97 и 98) — низкоплан с разнесенным вертикальным опе-
рением. В некоторых (несерийных) вариантах крыло иногда бывало под-
нято и схема становилась среднепланной (обычно при двигателях
ВК-107А). Крыло было установлено под углом 2° к оси фюзеляжа,
Рис. 98. Схема самолета Пе-2
166
Il стабилизатор — под углом 1° 15' с возможностью его поворота вниз на
1$О45'. Конструкция цельнометаллическая с полотном в обшивке рулей
h g элеронов. Фюзеляж в общем сигарообразной формы, круглого попе-
речного сечения, диаметром 1,3 м, причем от середины до хвостовой
^аконцовки — форма усеченного конуса (для простоты производства),
[|ТО на глаз не было заметно (см. рис. 97).
Г’; Конструкция фюзеляжа, разработанная А. И. Путиловым, по типу
11 приближалась к монококу. Толстая, в среднем 1,5—2 мм, обшивка и
I редкие — через 0,5 м — шпангоуты. Стрингеров для подкрепления об-
ft Шнвки не было. Были только лонжероны к четырем узлам разъема
| и окантовки люков, окон и нижней стрелковой установки. Конструкция
i' фюзеляжа была предельно проста и рациональна.
Крыло трапециевидное, двухлонжеронное, состоящее из центроплана
и консолей. Его конструкция была сравнительно трудоемкой, с густым
Набором стрингеров-угольников, подкрепляющих сравнительно тонкую
г обшивку (0,6—0,8 мм). Полки лонжеронов — стальные тавры, стенки —
Г Листы, нервюры — также из листов с отверстиями для облегчения кон-
| «Йгрукции. Все это — из дуралюмина Д-16. Угол поперечного V центро-
* Издана — 0°, консолей — 7° по задней кромке. Закрылки типа Шренка —
их четыре,— опускаемые на 45° (при слегка опущенных закрылках раз-
0(йг был всего 584 м). Элероны с внутренней компенсацией, на правом —
триммер, каждый разделен на две части. На нижней стороне консолей
тормозные щитки-решетки для ограничения скорости пикирования,
сваренные из стальных труб, выпускавшиеся по команде АП-1 (автомат
цикирования). Второй АП-1 выводил самолет из пикирования, а также
вводил его в пике по команде прицела (в некоторых модификациях
эти решетки отсутствовали). Угол поперечного V стабилизатора 8°,
углы отклонения рулей высоты вверх 31°, вниз 18°, рулей направле-
ния ±25°.
Шасси было с хвостовым колесом, убираемым в фюзеляж перед го-
ризонтальным оперением. Главные колеса 900X300 мм с двухстоечной
амортизацией, убираемые в мотогондолы движением назад. За ними —
Отсеки для одной ФАБ-100. Колея шасси — 4730 мм.
Длина фюзеляжа 12,6 м. В носовой его части — нижняя остеклен-
ная плоская поверхность для обеспечения обзора вниз летчику и штур-
ману, который сидел за летчиком, со сдвигом вправо. У штурмана —
шкворневая, иногда турельная пулеметная установка. За крылом —
Люковая (кинжальная) пулеметная установка стрелка-радиста вниз —
Йазад и переносной ШКАС для стрельбы в верхней полусфере, над ней
&юк для наблюдения за задней полусферой (если штурман убит или
ранен) и для покидания самолета. Места экипажа бронированы: на си-
ненье летчика бронеспинка толщиной 9 мм, на левом борту две 6-милли-
Йетровые бронеплитки, прикрывающие летчика и штурмана. В фюзеляже
бомбовый отсек за задним лонжероном центроплана на четыре ФАБ-100,
Иногда занимаемый вместо бомб топливным баком. Под центропланом на
наружной подвеске четыре ФАБ-250. Нормальная бомбовая нагрузка
600 кг (явно недостаточная), с перегрузкой 1000 кг и более. Перед каби-
ной летчика два неподвижных пулемета, первоначально ШКАС. Посте-
167
пенно все пулеметы ШКАС заменили крупнокалиберными УБТ, а иногда
пушками ШВАК-20.
Радиаторы — в крыле, воздухозаборники — в носке, выход воздуха —
наверх. Топливные баки — мягкие протестированные, расположенные
в фюзеляже, центроплане и консолях крыла. Общий объем их сначала
составлял 1000 л, потом 1484 л. Форма и количество баков менялись
(от 5 баков до 9). Главный бак в фюзеляже вмещал от 440 до 518 л топли-
ва, маслобаки — по 100 л (за двигателями). Запас топлива 1200 кг,
запас масла 150 кг. Топливные баки оборудованы системой инертного
газа первой и второй зон.
В оборудовании и управлении агрегатами самолета Пе-2 была широко
применена электротехника. В нем было до 50 электродвигателей, пре-
имущественно малых (от 2 до 30 Вт). В то время это было новшеством
в наших самолетах такого класса.
Пе-2 был для своего времени большим шагом вперед в нашем самоле-
тостроении по своей конструкции, технологии и особенно по оборудова-
нию.
В самом начале 1942 г. выпуск самолетов Пе-2 был уже налажен
на другом заводе (после эвакуации), выпускалось большое количество
самолетов в день.
Случилось, что В. М. Петляков и А. М. Изаксон должны были срочно
лететь в Москву. Они полетели 12 января 1942 г. на двух серийных
самолетах Пе-2, перегоняемых через Москву на фронт. Самолет с
В. М. Петляковым загорелся в воздухе, и конструктор погиб.
После гибели В. М. Петлякова главным конструктором был назначен
А. М. Изаксон, однако в апреле 1942 г. его сменил А. И. Путилов (как
более опытный по самолетам).
Был выпущен ряд модификаций Пе-2, из которых часть строилась
серийно.
Пе-2М с двумя М-105 и ТК (предполагалось ВК-107), с расширен-
ным внизу фюзеляжем для внутренней подвески ФАБ-500. 16 октября
1941 г. Пе-2М был готов к первому вылету, и летчик С. А. Шестаков
с ведущим инженером А. А. Розенфельдом перегнали самолет в другой
город, где он доводился (были поставлены автоматические предкрылки
и увеличены воздухозаборники), но дальнейшего развития он не полу-
чил.
Пе-2Ш (штурмовик) — серийный с батареей из двух пушек ШВАК
и одного пулемета УБС под фюзеляжем. Был в опытном экземпляре
в 1941 г.
Позднее под тем же названием Пе-2Ш был выпущен самолет Пе-2
с убираемой батареей под фюзеляжем из двух ШВАК и двух ШКАС, от-
клоняемых до 40° в вертикальной плоскости (рис. 99). В серии не
был.
В начале войны были проекты и макеты Пе-2ВИ (высотный истре-
битель) и Пе-2ВБ (высотный бомбардировщик), оба с ГК, но работы
по ним прекратились при эвакуации.
В 1941 г. самолеты Пе-2 стали поступать в части, и их начали
применять с первых же дней войны. Вначале возникли осложнения.
168
til'
Рис. 99. Стрелковая установка на самолете Пе-2Ш
Нижняя (люковая, кинжальная) стрелковая установка оказалась неудач-
ной. К пулемету УБТ шел рукав по борту, и патронная лента в нем заеда-
ла иногда после первого же выстрела. Немцы это узнали, приспособи-
лись и стали сбивать Пе-2. Тогда это вооружение переделали, патронный
йщик сделали круглым под пулеметом.
' Кроме того, поставили закрытую турель МВ-3 (Можаровского и Вене-
ййдова) у стрелка наверху. • Ввели еще переносную бортустановку
ШКАС в «яблоке» на любой борт. Потери’резко сократились. Была
Желательной еще одна пулеметная установка наверху сзади, но тогда эки-
паж состоял бы из четырех человек (как в Ту-2) и нарушилась бы цен-
тровка. На это не пошли.
Пе-2 — двухместный истребитель с М-105Р. Вооружение: два пуле-
мета ШКАС, два УБС и две пушки ШВАК, в люковой установке
ОДин УБС, в гондолах две ФАБ-100. Дополнительные баки. В серии не
строился.
Пе-3 — двухместный истребитель-перехватчик, для охраны Москвы,
С вооружением: два УБС и три ШКАС, без тормозных решеток. На
Опытном самолете один ШКАС и два УБС вперед, два ШКАС назад.
Была небольшая серия в 1941 г.
Пе-3 бис — двухместный истребитель-перехватчик, бомбардировщик
И фоторазведчик с двумя двигателями М-105Р по 1100 л. с. Были уста-
новлены предкрылки, сняты тормозные решетки, установлено фотообору-
Дование. Вооружение: одна ШВАК, три УБС и один ШКАС; под крылом
восемь снарядов PC; бомб 300 кг. Испытывал С. И. Софронов. С большим
успехом применялся под Москвой и на других фронтах, а также на мор-
ских театрах для действий по кораблям. Как бомбардировщик имел
недостаточную защиту сзади снизу. Часто этот самолет называли
просто Пе-3.
Пе-2 с убираемыми лыжами с двигателем М-105РА. Выпущен в 1941 г.
Конструкция была удачна -- лыжи притягивались к мотогондолам. Са-
молет интереса не вызывал, в серии не был, так как лыжи широкого
применения не находили, а потери в скорости составляли около 40 км/ч
и в потолке — около 500 м.
Пе-2 со специальной стрелковой установкой МВ-3. Вооружение:
две ШВАК и два БС под фюзеляжем. Выпущен в 1942 г., испытывался,
предполагался в качестве штурмовика, но не применялся.
Пе-2ФТ («Фронтовое требование») — с турельной установкой УБТ
взамен шкворневой ШКАС, броня усилена, переносные пулеметы ШКАС
в бортах. Тормозные решетки убраны. Эти мероприятия были введены
для лучшей защиты от истребителя Me-109G. С 1942 г. выходил сериями.
В конце 1943 г. поставлены двигатели ВК-105ПФ в 1210 л. с. взлетной
мощности и 1180 л. с. на высоте 2700 м (номинальная). Скорость возросла
на 40 км/ч.
УПе-2 (Пе-2УТ) учебно-тренировочный вариант с двумя кабинами
летчиков (одна за другой) и двойным управлением. Двигатели
ВК-Ю5ПФ. Вооружение: два УБС + два ШКАС (неподвижные), бомб
600 кг внутри или 2X500 кг снаружи. Сняты стрелковая установка
Торопова и фюзеляжный бак № 1. Выпущен в 1943 г. в большой
серии.
Пе-2ФЗ («Фронтовое задание») — с новой кабиной штурмана и но-
вой стрелковой установкой ФЗ под пулемет Березина. Испытан в 1943 г.
Реализован в части серийных экземпляров.
Пе-2 — М-82 (рис. 100) —оригинальный вариант с звездообразными
двигателями непосредственного впрыска. Был выпущен в 1943 г. в резуль-
тате поиска путей повышения летных качеств самолетов. При большей
чем в ВК-Ю5ПФ мощности М-82 хотели получить преимущества в ско-
рости и потолке. Действительно, были достигнуты скорость 547 км/ч на
высоте 6000 м и потолок 9100 м. Была выпущена небольшая серия, но
массовый выпуск Пе-2 с ВК-Ю5ПФ не стали прекращать. В опытном
порядке на одном самолете переделали профиль крыла. Скорость подхо-
да к земле на посадку снизилась с 240 до 200 км/ч.
Пе-2ВИ (высотный истребитель) — одноместный истребитель с ГК
Путилова, с опытными моторами М-105ПД, снабженными нагнетателем
В. А. Доллежаля. Мотор М-105ПД был установлен и проходил испытания
также на серийном самолете Пе-2.
ГК Путилова, установленная 1 апреля 1943 г., занимала весь нос
фюзеляжа, по конструкции сварная из сплава АМцп (полунагартован-
ного) на ферме, с наружной шпатлевкой на клее для гладкости. Само-
лет проходил летные, испытания, при которых удалось достичь высоты
только 10 500 м вместо предполагаемых 12 000 м, поэтому был передан
заводу для доработок.
Аналогичную ГК для этого же самолета построил А. Я. Щербаков.
170
рис. 100. Самолет Пе-2 с двигателями М-82
Весной 1943 г. на севере Карельского фронта было отмечено 1 примене-
ние еще одной модификации Пе-2 с двумя ВК-105ПФ с усиленным бро-
нированием за наблюдателем и под летчиком.
Вооружение — у летчика — одна ШВАК + два БС-фодин ШКАС;
у, стрелка — один БТ. Продолжительность полета была на час больше,
чем у серийных Пе-2.
Приведенные модификации Пе-2 (главным образом А. И. Путилова)
до лета 1943 г. не исчерпывают всего разнообразия их за это время.
Кроме основного назначения самолета как пикирующего бомбардиров-
щика его не раз делали высотным истребителем, разведчиком и др. Меня-
лись двигатели, менялось число членов экипажа (иногда один — два),
вооружение, оборудование. Немало неприятностей возникало от того, что
при массовом выпуске из-за недостаточно чистого производственного
выполнения летные качества снижались и иногда значительно. Макси-
мальная скорость падала. Бывали производственные трудности и ошибки
в применении технологии.
22 июня 1943 г. главным конструктором завода был назначен
В, М. Мясищев. За два года под его руководством был выпущен ряд
модификаций Пе-2.
Была поставлена задача довести скорость серийного Пе-2 до уровня
Ьрытного самолета, т. е. 540 км/ч. После внедрения в конструкцию
Я®рийного самолета улучшений, предложенных ОКБ совместно с ЦАГИ,
задача была выполнена, самолет, названный Пе-2Б, на госиспытаниях
Показал скорость 534 км/ч.
Пе-2Б с двумя ВК-105ПФ — трехместный пикирующий бомбардиров-
щик обычного назначения, с тремя УБТ и одним ШКАС, бомб 600 кг.
Полетная масса 8580 кК дальность с 600 кг бомб 1200 км, потолок
1 Из письма финского полковника К. В. Янармо в Центральный Дом авиации
и космонавтики им. Фрунзе от 16 марта 1968 г.
171
8000 м. После госиспытаний Пе-2Б был рекомендован в серию в дорабо-
танном варианте.
Пе-2РУ — пикирующий бомбардировщик с двумя М-105РА в 1100 л. с.
и жидкостным РД-1 (тяга 300 кгс) в хвосте фюзеляжа в качестве
временного ускорителя.
Самолет трехместный, вооружение: два БС и один ШКАС, бомб
500 кг (максимально 1000 кг). Полетная масса 8200 кг. Самолет выпу-
щен в 1943 г. Показал скорость 520 км/ч на высоте 5000 м, дальность
полета с 500 кг бомб — 800 км.
При испытаниях самолета в 1944 г. произошел взрыв в системе
РД-1, при этом едва не погиб Сергей Павлович Королев, который тогда
был ведущим по РД-1 в этом самолете.
В 1943 г. проводились опыты с пороховыми ускорителями на Пе-2
(летчик М. Л. Галлай), не получившие развития.
Пе-2Р — опытный трехместный дневной разведчик, богато оснащен-
ный фотоаппаратурой, с дальностью полета, увеличенной до 1700 км
благодаря дополнительным подвесным топливным бакам. Двигатели
ВК-Ю5ПФ. Вооружение — три пулемета Березина, бомб нет. Нагрузка
1200 кг. Полетная масса — 7603 кг. Был разработан эскизный проект.
В 1945 г. был разработан эскизный проект под тем же названием
Пе-2Р и того же назначения, с двигателями ВК-Ю7А и тремя пушками
Б-20, с дальностью полета до 2000 км. Полетная масса составляла
9848 кг, скорость — 630 км/ч на высоте 5600 м.
Пе-2К— промежуточная модификация на-базе самолетов: серийного
Пе-2 и опытного Пе-2И, Ф-1, винтомоторная группа, Ф-3 и оперение се-
рийного самолета Пе-2; центроплан, консоли, мотогондолы и шасси само-
лета Пе-2И.
Такое сочетание элементов позволяло осуществить постепенный пере-
ход серийного завода на изготовление самолетов Пе-2И.
Пе-2И — модификация на базе Пе-2 с двумя двигателями ВК-Ю7А
с целью улучшения летных качеств самолета и увеличения скорости
на 100 км/ч. Самолет строился по постановлению ГКО.
Назначение Пе-2И — дневной пикирующий бомбардировщик, двух-
местный, со штурманом-стрелком. Для радикального решения поставлен-
ной задачи были приняты двигатели ВК-Ю7А по 1650 л. с. (первона-
чально капризные и недолговечные). Схема была сделана среднеплан-
ной — крыло немного поднято в фюзеляже и под ним образован большой
бомбовый отсек, причем и фюзеляж несколько расширен под бомбы нового
образца (короче, но толще), которые не вмещались в прежние люки.
Бомб — до 2 т, из них 1 т на внутренней подвеске. Стрелковое вооруже-
ние: два пулемета УБ, из которых один неподвижный вперед, а другой
в крайней хвостовой точке фюзеляжа с дистанционным управлением от
штурмана, обозревавшего заднюю полусферу из фонаря за летчиком.
Качество выполнения крыла было специально улучшено, видоизменен
носок профиля по типу NACA-23012, что снизило срыв потока на больших
углах атаки. Радиаторы были установлены в крыле с выходом воздуха
вниз под крыло. Мотогондолы длиннее обычных.
Запас топлива доведен до 3 т.
172
Поставленная ГКО задача была выполнена: на госиспытаниях
в мае — июне 1944 г. на Пе-2И была показана скорость 656 км/ч на
№ высоте 5650 м, потолок — 9350 м, дальность — 2275 км.
В Самолет был одобрен, построена войсковая сепия.
ж Пе-2М — скоростной бомбардировщик с двумя BK-I07A, выпущенный
К в марте 1945 г., трехместный, с тремя пушками Б-20 (520 снарядов).
I Полетная масса — 10 170 кг, скорость — 630 км/ч на высоте 5600 м,
дальность — 2050 км с бомбовой нагрузкой до 2 т. Самолет не прошел
госиспытаний из-за большого количества дефектов и недоведенности пу-
щечных и силовых установок. Была выпущена войсковая серия в 1945 г.
Пе-ЗМ — двухместный истребитель с двумя двигателями ВК-105ПФ,
полетной массой 8300 кг, в том числе массой бомб до 700 кг. Вооруже-
ние: две ШВАК, три БС и два ДАГ-10. Скорость 545 км/ч на высоте
4000 м. В серии не строился.
Пе-2Д — трехместный бомбардировщик с двумя двигателями
ВК-Ю7А. Бомбовая нагрузка до 1,5 т, стрелковое вооружение: три БТ
и один ДАГ-10. Полетная масса 8750 кг. Скорость 600 км/ч на высоте
5640 м, дальность до 1700 км.
Частично изготовленные агрегаты были использованы на Пе-2И, на
чем работы по Пе-2Д были закончены.
Этим перечнем не исчерпываются модификации самолета Пе-2.
Обычно все модификации давали то или иное улучшение летных
данных, но внедрению их мешало законное нежелание или же невозмож-
ность нарушать заданный выпуск самолетов в условиях напряженного
плана. А скидок тут не давалось.
Пе-2 «Параван» (рис. 101) — экспериментальная модификация Пе-2,
аналогичная такой же модификации самолета Ту-2, для преодоления
аэростатных заграждений.
На носовую часть фюзеляжа надставлена 5-метровая острая трех-
гранная пирамида из дуралюминовых труб, от вершины которой идут
Тросы к концам крыла, снабженным острой режущей гранью. Это
устройство на практике проверено не было.
В начале 1943 г. был представлен проект и макет Пе-2 как дальнего
бомбардировщика с высотностью 12 тыс. м, дальностью 2500 км. с ГК, без
Рнс. 101. Самолет Пе-2 «Параван»
173
стрелкового вооружения, с 1 т бомб. Двигатели АШ-82, крыло увели-
ченного размаха и площади. 1 мая 1943 г. была макетная комиссия,
но дальше дело не пошло. В. М. Мясищев стал делать свои модификации,
часть которых тоже осталась в проектах, а последние из них уже значи-
тельно отличались от прототипа и являлись по существу новыми само-
летами.
Пе-2 был одним из основных наших самолетов в Великой Отечествен-
ной войне, и его роль в боевых действиях очень велика. Иван Семенович
Полбин — дважды Герой Советского Союза совершил 180 боевых вылетов
на Пе-2 и высоко ценил этот самолет.
А. И. Путилов с осени 1943 г. перешел в ЦАГИ, где организовал
группу перспективного проектирования, главным образом по треугольным
крыльям и самолетам с ними (группа существовала до 1948 г.), а по
совместительству стал продолжать преподавательскую работу в ВВИА
им. Н. Е. Жуковского на кафедре конструкций самолетов (В. Ф. Болхови-
тинова). Группа занималась и летающими лабораториями. В 1954 г. он
вернулся в ОКБ А. Н. Туполева.
Самолеты ОКБ А. Н. Туполева
К 1938—1939 гг. относятся несколько проектов и незаконченных
самолетов. Среди них был самолет АНТ-43, начатый в 1936 г., но так
и не выпущенный в полет. Потом делались эскизные проекты пассажир-
ских самолетов АНТ-50 с двумя
Андрей Николаевич Туполев
двигателями АМ-34 (1937 г.) и АНТ-53
с четырьмя АМ-34ФРНВ (1936 г.), ко-
торые не строились. Была прекра-
щена на стадии утвержденного макета
разработка скоростного разведчика-
бомбардировщика СРБ в 1940 г. Во-
обще об объектах АНТ под номерами
54, 55 и 56 трудно найти достоверные
данные. Известно только, что они вы-
пущены не были.
А. Н. Туполев с 1939 г., когда
вновь сложилось его ОКБ, приступил
к работе над самолетом «103», впо-
следствии ставшим Ту-2.
Но перед этим ОКБ А. Н. Туполева
разрабатывало дальний четырехмо-
торный высотный пикирующий бом-
бардировщик (АНТ-57). Задание на
этот самолет было дано Туполеву в
1939 году. Предполагалось, что такой
самолет будет действовать против
больших кораблей и тому подобных
целей. Моторы предполагались М-105.
Был построен и обсужден его макет,
•174
но дальше дело не пошло, так как все внимание вскоре было сосредо-
точено на самолете «103» (АНТ-58).
Выполнение проекта и постройка самолета производились в ОТБ
(особое техническое бюро), организованном в 1938—1939 гг. В нем было
четыре отдельных КБ: Петлякова, Мясищева, Туполева, Томашевича
(позже).
Каждое КБ проектировало и строило свой самолет под общим обозна-
чением «СТО» (или «100») — Спецтехотдел и далее по порядку номеров.
Петляков строил самолет «100», Мясищев — «102», Туполев — «103»,
Томашевич — «110». Были и другие проекты.
В ОКБ А. Н. Туполева руководящими работниками были: Н. И. Базен-
ков (заместитель), В. А. Чижевский, Б. С. Саукке, М. Н. Петров,
Д. С. Марков, А. П. Балуев, Т. П. Сапрыкин, А. В. Надашкевич,
С. М. Егер, Л. Л. Кербер, А. Р. Бонин, С. А. Вигдорчик, А. М. Чере-
мухин, Н. А. Соколов и А. Э. Стерлин.
Самолет Ту-2
Его основное назначение — фронтовой и пикирующий бомбардиров-
щик, имевший в дальнейшем много модификаций: скоростной дальний
бомбардировщик, фоторазведчик, штурмовик, торпедоносец и др.
(см. табл. 15). Продолжительность его существования как типа, начиная
от задания и включая время его серийной постройки и применения,
составила около 15 лет.
Задание на такой самолет созрело уже в 1940 г. и заключало
Следующие основные требования: самолет двухмоторный, скорость, близ-
кая’ к скорости истребителя, внутренняя подвеска бомб крупного
калибра, полет в любую погоду, бомбардировка с пикирования и большая
дальность полета.
Проектирование самолета «103» по приведенному выше заданию было
официально начато 1 марта 1940 г. Самолет был очень быстро — к 8 янва-
ря 1941 г,— построен (с участием Р. Л. Бартини, С. П. Королева и других)
•в одном экземпляре, и 29 января 1941 г. был его первый полет (летчик-
испытатель М. А. Нюхтиков, ведущий инженер В. А. Мируц). Были
приняты имевшиеся в наличии двигатели АМ-37 в 1400 л. с., хотя перво-
начально планировались М-120.
В новом проекте были предусмотрены протестированные баки, система
'нейтрального газа (НГ), бфонирование сидений и др.
Самолет «103» (ФБ — фронтовой бомбардировщик) проходил испы-
тания до июля 1941 г. Видно было, что он удачен и значительно превос-
ходит Пе-2 по скорости, бомбовой нагрузке, оборонительному вооруже-
нию и простоте пилотирования. Его стали готовить к серии уже в начале
1941 г., но само внедрение смогло осуществиться лишь с июля 1942 г.
на заводе в Сибири, куда ОКБ Туполева бцло перебазировано при
эвакуации.
Там пришлось на первых порах самим достраивать завод, сооружать
крыши и полы (были только стены), собирать оборудование, организо-
17К
вывать цехи, обучать молодые кадры, на что ушло пять месяцев. Однако
первый полет головного самолета «103В» состоялся 15 декабря 1941 г.
(летчик М. П. Васякин), уже с моторами М-82.
Первый серийный самолет был выпущен в конце февраля 1942 г.
В дальнейшем этот завод ввиду острой потребности в истреби-
телях был занят работой над .истребителями Як-7, а оставшийся для
самолета «103» задел был законсервирован до апреля 1943 г.
К 15 апреля 1943 г. ОКБ Туполева было перебазировано обратно
на свой завод, где и был налажен серийный выпуск самолета, получив-
шего в 1942 г. обозначение Ту-2, продолжавшийся до 1948 г. С конца
1943 г. выпуск Ту-2 был возобновлен на заводе в Сибири, налажен еще
на двух заводах. Боевое применение Ту-2 началось уже осенью 1942 г.
Фронтовые летчики высоко ценили его. Применение Ту-2 было очень эф-
фективно, потери сравнительно малые. Массовое применение его началось
в 1944 г. после развертывания серийного производства на ряде заводов.
Во всех модификациях и вариантах Ту-2 сохранялась его схема и
конструкция. Менялись двигатели, вооружение и оборудование. Размеры
менялись незначительно, кроме вариантов, имевших увеличенную даль-
ность полета, где была заметно увеличена площадь крыла, а с ним и опере-
ния. Немного менялась форма и длина носовой части фюзеляжа. Соот-
ветственно менялась, хотя и в нешироких пределах, масса пустого само-
лета, но значительно возрастала полетная масса, поскольку самолет
широко использовался в перегрузочных вариантах.
Схема Ту-2 — среднеплан с большим бомбовым отсеком под крылом,
с разнесенным хвостовым оперением.
Шасси — одностоечное с вилкой для колеса, убираемое назад, в зад-
нюю часть могогондол, а хвостовое колесо — назад в фюзеляж. Колеса
главные— 1142X432 мм, хвостовое — 470X210 мм. В некоторых ва-
риантах колеса были немного большего размера. Кабина летчика и
сидевшего сзади него штурмана-стрелка — в носовой части фюзеляжа,
перед крылом. В самом носу — остекление, для обзора летчику вниз и
вперед. Штурман немного смещен вправо (д;(я обзора). Кабина стрелка-
радиста — непосредственно за крылом, с обзором назад и вверх. Люко-
вая (кинжальная) установка для обстрела назад и вниз обслужива-
лась стрелком-радистом или стрелком.
Экипаж — обычно четыре человека, в дальностных вариантах —
пять, иногда — три, а бывали случаи, что всего два. Бомб нормально —
1000 и 2000 кг, в перегрузочных вариантах — 3000 и даже 4000 кг.
Калибр бомб — до 1000 кг.
Последовательные варианты самолета обозначались порядковыми но-
мерами объектов от «58» до «69», причем с самолета «61» пошло название
Ту-2, а отдельные варианты назывались еще Ту-1, Ту-6, Ту-8, Ту-10 и
(во время испытаний) Ту-4.
Конструкция самолета — цельнометаллическая, из дуралюмина
Д16-Т с узлами, моторамой и шасси — из стали ЗОХГСА. Клепка
впотай. Фюзеляж — полумонокок с каркасом из 44 шпангоутов (частич-
но— неполных), четырех лонжеронов, рам и окантовок жесткости.
Шпангоуты листовые, клепка почти везде открытая. Обшивка сравни-
176
тельно толстая — в среднем 1,5 мм, и потому — без подкрепляющих
стрингеров. Обшивка носовой части в первых двух сериях — выклеен
ная из шпона. Крыло — из центроплана с двигателями и консолей
однолонжеронное. Главный лонжерон на 35,4 % хорды, передний —
только стенка на 6,3 % хорды; между ними обшивка толстая, образую-
щая кессон, усиленная гофром из Д16-Т толщиной 1,5 мм (верх) и 1,0 мм
(низ). Стык консолей с центропланом фланцевый потайной на 19 болтах
поверху и понизу, полки главного лонжерона стыкуются накидными
гайками. Третий — тоже вспомогательный лонжерон — стенка на 77 %
хорды крыла, за ним шли узлы крепления элеронов типа Фрайз и щитков
типа Шренк. Размах крыла— 18,86 м, площадь его — 48,8 м2, удлине-
ние — 7,3, САХ — 2,885 м, размах центроплана — 6,56 м. Горизонтальное
оперение — 8,72 м2, вертикальное — 5,32 м2.
Управление самолетом — жесткое одиночное, была возможность уста-
новки второго управления для вывозных полетов. Управление щитками,
створками, тормозами колес, уборкой шасси — от гидросистемы.
Вооружение в типовом случае: две пушки ШВАК-20 неподвижные
вперед в центроплане у бортов фюзеляжа, а в отдельных случаях еще
одна — две пушки калибра до 45 и 57 мм; для защиты задней полу-
сферы — три — пять пулеметов ШКАС в двух — трех стрелковых точках,
заменены потом на УБТ 12,7 мм.
В опытном самолете были четыре ШКАС в носу фюзеляжа и два
ШКАС назад. В бомбоотсеке под центропланом 1—3 т (иногда до 4,5 т)
разных бомб.
Ниже приводится описание всех последовательных вариантов Ту-2 '.
«103» («58», АНТ-58) — первый экземпляр (рис. 102) был закончен
постройкой 8 января 1941 г., заводские испытания проводились до
конца мая 1941 г. (летчик М. А. Нюхтиков, первый полет 29 января),
государственные — в июне — июле 1941 г. Этот прототип самолета имел
размеры, чуть меньшие тех, которые стали в дальнейшем: размах
18,7 м, длина 13,2 м. Двигатели АМ-37 по 1400 л. с. на высоте 6000 м,
винты ВИШ-61Т трехлопастные диаметром 3,4 м. Экипаж — три человека.
Летчик в передней кабине (перед крылом), штурман и стрелок-радист
в задней (за крылом). Вооружение: две ШВАК-20 в корнях крыла непод-
вижных вперед и четыре — шесть ШКАС (два — четыре неподвижных
в носовой части фюзеляжа и по одному в верхней и люковой установках).
Бомб до 3 т. Масса пустого самолета — 7626 кг, причем оборудование
его еще не было законченным. Центровка на 25,6—30,6 % САХ. Самолет
отличался очень чистыми формами, следов всяческих доводок на его
поверхностях еще не было. Поэтому летные качества самолета «103» были
исключительные. Скорость достигала 635—640 км/ч на высоте 8 тыс. м
(второй границе высотности), потолок — 10 600 м, дальность — 2500 км.
Это был лучший в мире фронтовой бомбардировщик.
«103» («59», АНТ-59) ( см. рис. 102) был окончен постройкой в апреле
1941 г., дублер самолета «103» с теми же АМ-37 и винтами: первоначально
1 Документальная история самолета Ту-2. ОКБ А. Н. Туполева, 1959 г.
(в Научно-мемориальном музее Н. Е. Жуковского).
177
Рис. 102. Самолеты «103» («58») — вверху и «ЮЗУ» («59»)
ВИШ-61П, потом ВИШ-61Е и, наконец, АВ-5-167 диаметром 3,8 м, при
этом коки винтов были с отверстиями спереди (около 150 мм) для поступ-
ления охлаждающего воздуха (что отличало этот вариант от всех
последующих Ту-2). По сравнению с первым экземпляром был внесен
ряд изменений. Самолет сделан четырехмеётным: штурман — за летчи-
ком (по требованию ВВС) имел дополнительную стрелковую установку
с одним ШКАС (на бывшем месте штурмана помещен стрелок). Под кон-
солями крыла можно было подвесить 10 снарядов PC-132.
Были также другие небольшие изменения. Фюзеляж стал длиннее на
0,6 м. Центровка на 16,3—32,25 % САХ. Летные качества немного сни-
зились, скорость стала 610 км/ч на высоте 7800 м, дальность — 1900 км.
Первый полет был 18 мая 1941 г. Летчик М. А. Нюхтиков, ведущий
инженер В. А. Мируц.
По госиспытаниям самолет «ЮЗУ» был признан удовлетворяющим
всем требованиям и рекомендован для серийной постройки, к которой
приступили в сентябре 1941 г.
Однако в октябре вышло постановление о прекращении выпуска
двигателей АМ-37, так как надо было сосредоточить все мощности на
выпуске АМ-38 для штурмовиков Ил-2. По этой же причине прекратился
выпуск самолетов МиГ-3.
178
«103В» (рис. 103)—третий опытный экземпляр «103» с моторамг
М-82. Работы по этому самолету (1500 чертежей) были практическг
закончены еще в Москве до эвакуации ОКБ. «103В» строился с 1 ав-
густа по 13 ноября 1941 г. Госиспытания начались 15 декабря 1941 г.
(первый вылет — летчик М. П. Васякин) и продолжались . довольно
долго из-за дефектов двигателя М-82. Винты АВ-5-167. Вся конструкция
самолета была пересмотрена в сторону ее технологизации, широко при-
менены агрегатирование и метод комплексных монтажей на стапелях,
верстаках, пультах и др. Попутно вся конструкция была значительно
упрощена и облегчена, сокращено число заклепок и болтов, сокращена
длина электропроводов и др.
Самолет был четырехместный, вооружение — две ШВАК, пять ШКАС,
10 PC-132, 1—3 т бомб. Были внесены и конструктивные улучшения —
в панельной обшивке крыла параллельный гофр был заменен коническим,
что дало выигрыш в массе.
Со звездообразными двигателями скорость на 1-й и 2-й границах
высотности (3200 и 6200 м) была получена 528 км/ч, т. е. на сотню кило-
метров меньше, чем у первого образца.
Однако у земли она была почти такой же, как и при рядных двигате-
лях. Потолок был немного ниже — 9000 м, дальность — 2000 км —
та же при бомбовом грузе 2 т. Снижение массы на полтонны
было достигнуто в значительной степени вследствие установки более лег-
ких двигателей и отсутствия радиаторов с водой.
Из-за плохой работы силовой установки госиспытания «103В» закон-
чить не удалось и он был заменен уже серийным «103ВС» № 100308.
Госиспытания этого самолета завершились 22 августа 1942 г.
Ту-2—2М-82 («103ВС», № 100308) — серийный, повторял «103В»,
но два ШКАС были сменены на УБ, а три оставлены. Название Ту-2
было присвоено «103В» в марте 1942 г., а до этого серийные самолеты
назывались «103ВС». После окончания госиспытаний была образована
группа из трех самолетов для войсковых испытаний. Из следующих
построенных самолетов был сформирован полк. Все были отправлены на
Калининский фронт в 3-ю BA (М. М. Громова), где и совершали
боевые полеты, причем очень удачно, так как Мессершмитты Me-109 не
могли атаковать Ту-2, обладавшие скоростью 520 км/ч на боевой высоте.
Отчет НИИ ВВС с отличной оценкой самолета послужил основанием для
серийной постройки Ту-2 на трех заводах с конца 1943 г. (когда, по
мнению ВВС, потребность в истребителях уже перестала быть острой).
Отмечалось, что в самолете Ту-2 — 2М-82 правильно решена такти-
ческая схема современного бомбардировщика и что положительными
свойствами его являются: 1) большая бомбовая нагрузка при достаточ-
ном радиусе действия; 2) повышенная живучесть двигателей воздушного
охлаждения по сравнению с жидкостными; 3) хорошая огневая схема;
4) возможность полета на одном работающем двигателе; 5) легкость
освоения летным составом; 6) экипаж из четырех человек.
Ту-2С — 2АШ-82ФН (рис. 104) — это был самолет крупносерийной
постройки, уже всесторонне проверенный с новыми двигателями непосред-
ственного впрыска, более мощными и всесторонне отлаженными. Были
упрощены конструкции и особенно технология планера самолета, пере-
смотрены и упрощены электро-, гидро- и бензосистемы. Вооружение:
две ШВАК и три УБ. Пулеметы ШКАС были заменены на УБ, снаряды PC
сняты, бомб 1—3 т. Мощность двигателей АШ-82ФН 1460/1850 л. с.,
винты трехлопастные АВ-5-167А, диаметром 3,8 м. В последних сериях
Ту-2 винты ставились четырехлопастные со срезанными концами лопа-
стей. Тормозные решетки под крылом были сняты, концы крыла срезан-
ные.
Скорость самолета на первой границе высотности 2400 м — 530 км/ч,
на второй границе высотности 5400 м — 547 км/ч, у земли — 482 км/ч,
на форсаже — 509 км/ч, крейсерская скорость — 442 км/ч на высоте
5800 м, дальность — 2100 км на высоте 3000 м с 1,5 т бомб при запасе бен-
зина 2700 л (около 2100 кг). Самолет был действительно лучшим бом-
бардировщиком и превосходил все иностранные, в том числе и применяв-
шиеся в нашей авиации. Он был выпущен в августе 1943 г., первый
полет был 26 августа, с 9 сентября по 16 декабря прошел заводские
и государственные испытания. С начала 1944 г. его начали поставлять
в воинские части.
Этот основной тип Ту-2 имел ряд модификаций, часть которых не имела
различий в размерах планера и в силовой установке.
СДБ( «63») — скоростной дневной бомбардировщик, он же фронтовой
бомбардировщик, выпущен в 1944 г. в двух экземплярах. Первый
экземпляр (рис. 105) — переделка самолета «103» под двигатели АМ-39
в 1500/1870 л. с. (вместо АМ-37). Винты АВ-5ЛВ-22А диаметром 3,6 м.
Размеры не изменились. Тормозные решетки сняты. Самолет двухмест-
ный — летчик и штурман-стрелок; пулеметы сняты, оставлены две ШВАК,
бомб — до 3 т, нормально—1 т. Первый полет был 21 мая 1944 г.
(летчик А. Д. Перелет), объединенные испытания — с 5 июня по 6 июля.
Достигнута скорость 645 км/ч и время набора высоты 5000 м — 7,45 мин.
Второй экземпляр (рис. 106) — с двигателями АМ-39Ф и теми же вин-
тами.
180
Рис. 105. Самолет СДБ (<63>), первый экземпляр
181
В конструкции этого экземпляра были использованы многие элементы
серийного Ту-2С: отъемные части крыла и горизонтальное оперение,
с небольшими переделками центроплан, центральная и хвостовая части
фюзеляжа. Шасси новое — одностоечное.
Самолет сделан опять трехместным, сиденья Защищены броней, по-
ставлены два пулемета УБ (у штурмана и у стрелка), запас бензина
увеличен, бомб от 1 до 4 т. Взлетная масса возросла на 800 кг. Самолет
был выпущен 14 октября 1944 г. Объединенные испытания велись до
30 июня 1945 г. (летчик М. А. Нюхтиков, ведущий инженер В. А. Шубра-
лов). Скорость — 640 км/ч на высоте 6850 м, остальные качества чуть
ниже, чем у первого, но все-таки очень хорошие. Посадочная скорость —
156 км/ч. Однако в серии самолет не строился, так как был расчет на
самолет Ту-10 («68»), который уже начинали испытывать. Кстати, был
отмечен и недостаточный обзор для штурмана.
Ту-10 («68») (рис. 107) — модификация серийного Ту-2 с незначитель-
ными изменениями в планере, но с рядными двигателями АМ-39ФНВ
(непосредственного впрыска) по 1850 л. с. Винты АВ-5ЛВ-22А трехло-
пастные, смененные потом на АВ-5ЛВ-166Б диаметром 3,8 м, а позже на че-
тырехлопастные АВ-9К-22А диаметром 3,6 м. Самолет четырехместный.
Вооружение: две ШВАК и три УБ, бомб — до 4 т. Первый полет был
19 мая 1945 г. (летчик А. Д. Перелет). Заводские испытания (летчик
Ф. Ф. Опадчий) шли недолго до 8 июня 1945 г., государственные
в несколько этапов продожались в общей сложности до 20 ноября
1946 г. Перед последним этапом госиспытаний были внесены некоторые
изменения: поперечное V крыла уменьшено на 1,5°, установлены новые
двигатели АМ-39ФН-2 и четырехлопастные флюгерные винты, увеличена
площадь вертикального оперения и т. д. Самолет прошел госиспытания
и был запущен в серийное производство, но выпущено было лишь 10 само-
летов (1947 г.). В ходе госиспытаний «68» получил было название Ту-4,
но оно очень скоро было закреплено за другим самолетом.
182
Рис. 107. Самолет Ту-10 («68>). Внизу — после ремонта (1946 г.)
Ту-2—2АШ-83 — опытный экземпляр Ту-2С (Ту-2 № 100716) с более
мощными и высотными двигателями (по 1900 л. с.), выпущенный в 1945 г.
Произошло заметное увеличение скорости при незначительном снижении
дальности.
Ту-2Д («62») (рис. 108) — по типу и схеме тот же Ту-2, назначе-
ние — дальний бомбардировщик. Имел крыло значительно большей пло-
щади— 59,12 м2 вместо 48,8 м2 у Ту-2, в консолях дополнительные
топливные баки, немного увеличено оперение, размах горизонтального
стал 5,7 м. Выпущен в 1944 году последовательно в двух экземплярах.
Первый (Ту-2Д № 100718) отличался от серийного Ту-2 в основном кры-
лом и оперением, а второй (№ 100714) имел удлиненную на 0,6 м носовую
часть фюзеляжа, где размещался штурман. Летчиков стало два, а весь
экипаж — 5 человек. Сиденья летчиков расположены уступом — второй
летчик сзади и правее первого; с целью избежать значительного ушире-
ния фонаря площадь остекления кабины штурмана, перенесенной в самый
носок фюзеляжа, увеличена. Общий тип конструкции сохранен. Воору-
жение: две ШВАК (300 снарядов), три УБТ (195 патронов), 1—4 т бомб,
возможная масса бомбы — 3 т. Дальность до 2790 км. В протоколах
отмечалось, что Ту-2Д как бомбардировщик гораздо лучше Ил-4 и Ер-2.
Заводские и государственные испытания второго Ту-2Д в общей
сложности шли с 20 октября 1944 г. по 31 октября 1945 г.
183
Рис. 108. Самолет Ту-2Д («62») и его схема
Ту-2Р (Ту-6, Ту-2Ф) (рис. 109) — фоторазведчик больших высот
с двумя АШ-82ФН и крылом, как в Ту-2, оперение — такое же. Фото-
оборудование разнообразное; устанавливалось в разных комби-
нациях: АФА-33 с фокусным расстоянием 20, 33, 50, 75 и 100 см, НАФА-
Зс/50 (ночное), АФА-Зс/50 (качающиеся односторонние) или АФА-33/50
и 33/75, при этом АФА-33/100 не вписывалось в габарит фюзеляжа
и ее выступающий конус прикрывался обтекателем под задней частью
крыла. В бомбоотсеке помещался дополнительный бензобак, а также и
фотоаппаратура.
184
Рис. 109. Самолет Ту-2Р
Работы по установке фотооборудования были начаты еще в 1942 г.,
и первый образец фоторазведчика с аппаратурой в бомболюке был уже
в 1943 г. Но это оборудование менялось и совершенствовалось, выходили
новые образцы. Поэтому все отработалось только в 1946 г. Госиспыта-
ния проводились до 9 апреля 1947 г. Был утвержден эталон 1947—1948 гг.,
освоено фотооборудование, но серийной постройки не бщло, поскольку
производство самолета Ту-2 уже шло к завершению. Было только несколь-
ко экземпляров этого первого в СССР специального фоторазведчика.
Вооружение оставалось прежним, как и в Ту-2: две ШВАК (по 100 снаря-
дов) и три УБТ (по 250 патронов). Этот же самолет в 1947 г. испытывался
(впервые в СССР) и в варианте разведчика, и бомбардировщика боль-
ших высот, и ночного бомбардировщика с «радаром» под носом фюзеля-
жа, без остекления носовой части.
Ту-2Д (< 65») (рис. 110) —дальний бомбардировщик с двигателями
АМ-44ТК с нагнетателями ТК-1Б (ТК-300). Винты АВ-5ЛВ-166Б диамет-
ром 3,8 м с механическим управлением. Шасси вынесено вперед на
125 мм. Размеры — как у второго «62». Первый полет выполнен 1 июля
1946 г. (летчик Ф. Ф. Опадчий). Из-за дефектов двигателей работы
Рис. 110. Самолет Ту-2Д («65»)
185
были прекращены. К тому же ОКБ А. Н. Туполева было в это время боль-
ше всего занято самолетом Ту-4.
Ту-2Д («67») — с дизельными двигателями АЧ-ЗОБФ в целях увели-
чения дальности. Первый полёт выполнен 12 февраля 1946 г. (летчик
А. Д. Перелет). Из-за дефектов двигателей в 1947 г. работы были
прекращены.
Ту-8 («69») (рис. 111) —дальний бомбардировщик, созданный на
базе Ту-2Д («62»), причем площадь крыла еще больше увеличена —
до 61,26 м2 при том же размахе 22,06 м вследствие увеличения длины
хорды консолей крыла и элеронов. Усилено шасси и увеличены размеры
колес: 1170X435 мм и 580X240 м. Полетная масса возросла до
14 250 кг, перегрузочная — до 16 750 кг; двигатели оставались АШ-82ФН.
Самолет пятиместный. В кабине летчики сидят рядом; фонарь и нос
фюзеляжа заметно расширены и площадь остекления увеличена; усилено
вооружение: в носу неподвижно установлена пушка Б-20, у второго летчи-
ка и двух стрелков на электрифицированных турелях по одной пушке
Б-20, бомбовая нагрузка — до 4,5 т. Выпущен в мае 1947 г.
Разумеется, при сильно возросших массах, размерах и при прежних
двигателях летные качества снизились, кроме дальности, которая могла
достигать 4100 км. При государственных испытаниях было признано, что
самолет недостаточно прочен, недостаточно устойчив и низки его летные
качества. Но дело еще в том, что в это время уже испытывался тип
«73» с реактивными двигателями, и «69» не имел перспектив. Были
проекты вариантов с двигателями АМ-42 (Ту-8Б) и с дизелями
АЧ-30БФ (Ту-8С).
Ту-2Ш — несколько вариантов штурмовика на основе серийного Ту-2
с двумя двигателями АШ-82ФН, различавшихся вооружением. В 1944 г.
был выпущен Ту-2Ш в опытном экземпляре по предложению А. В. Надаш-
кевича, начальника бригады вооружения в ОКБ, для поражения пехот-
ных колонн. Кроме двух ШВАК и трех УБТ в самолете было установлено
88 автоматов ППШ. Это было некоторым повторением замыслов 1931 г.,
реализованных тогда в ЦКБ на самолетах ТШ-1, ТШ-2 и других А. В. На-
дашкевичем. Получался мощнейший шквал огня по земле, но лишь на
короткое время, а быстрая перезарядка многочисленных автоматов была
Рис. 111. Самолет Ту-8 («69>)
186
невозможна, что и помешало принятию на вооружение такого типа
самолета.
, В том же 1944 г. был выпущен опытный образец штурмовика
Ту-2 с совершенно иной схемой вооружения. Кроме обычных ШВАК и УБТ
в нем была установлена пушка 75-миллиметрового калибра, невиданного
на самолетах (не считая ДРП). Цель — поражение железнодорожных
составов стрельбой из этой пушки по паровозу. Перезаряжал ее штурман.
Самолет был испытан, но в серии не строился.
Ту-2Ш (1946 г.) — с установкой в носу фюзеляжа снизу двух пушек
НС-45 и двух НС-37, двух ШВАК у бортов фюзеляжа и одного УБТ
на верхней задней установке. Самолет двухместный. В серии не строился.
Ту-2 с РШР (рис. 112) —с противотанковой пушкой РШР калибра
57 мм (взамен четырех пушек предыдущего варианта), установленной
в носу фюзеляжа и в бомбовом отсеке, причем ствол пушки с надульником
выступал примерно на 0,5 м впереди фюзеляжа. Шасси вынесено вперед
-на 125 мм. Самолет двухместный. Госиспытания были закончены 28 фев-
раля 1947 г. Серийно не выпускался, так как считалось, что достаточно
штурмовиков Ил-10.
Ту-2Т и «62Т» (рис. 113) —торпедоносец с двигателями АШ-82ФН.
Выпущен был в двух неодинаковых экземплярах. Первым на базе серий-
ного Ту-2С был «низкий торпедоносец», несший одну или две торпеды
Типа 45-36-АН со стабилизатором ЦАГИ, массой по 966 кг, подвешенные
ЙОд центропланом у бортов фюзеляжа на держателях ТД-44 с замками
Дер- 4-44-У. Совместные испытания были в феврале—марте 1945 г.
Скорость с одной торпедой была 505 км/ч, с двумя — 493 км/ч. Второй —
Переделка пятиместного «62» — «дальний торпедоносец» — с теми же
торпедами и с дополнительным баком в бомбоотсеке на 1020 л. Было
усилено шасси. Первый полет состоялся 2 августа 1946 г. (летчики
Ф. Ф. Опадчий и В. П. Марунов). Скорость с одной торпедой была
500 км/ч, с двумя — 490 км/ч, дальность максимальная — 3800 км. Под-
вешивались и три торпеды массой по 800 кг. Самолет был признан луч-
шим из всех торпедоносцев. Была выпущена серия для ВМФ.
1Й7
Рис. 113. Самолет Ту-2Т
Ту-1 («63П») (рис. 114) —перехватчик и дальний истребитель
сопровождения, трехместный, переделка второго экземпляра СДБ под
двигатели АМ-43В мощностью (взлетной) 1950 л. с. с четырехлопастными
винтами АВ-9К-22А. Вооружение мощное: две НС-45 в измененной
носовой части фюзеляжа, две НС-23 в центроплане и два УБТ. Радио-
локационная станция ПНБ-1 «Гнейс-7». Размеры — как у второго «63».
Результаты испытаний, начатых 22 марта 1947 г. и законченных 3 ноября
1947 г., показали, что самолет имеет: скорость до 641 км/ч, потолок —
11 000 м, дальность — 2250 км с бомбовой нагрузкой 1 т. Однако
из-за недоведенных двигателей самолет также не доводился.
Ту-2 «Параван» (рис. 115) — серийный Ту-2 с защитным устройством
для преодоления аэростатных заграждений. На носу серийного Ту-2С
был установлен длинный 6-метровый конус — дуралюминовый монокок,
от вершины которого шли расчалки из троса 13,5 мм к концам крыла,
снабженным острыми режущими гранями по передней кромке. Для цент-
ровки пришлось добавить груз 150 кг в хвосте. Выпущен был в двух
экземплярах в экспериментальном порядке в сентябре 1944 г. Скорость
была 537 км/ч на высоте 5450 м, потолок — 9150 м, время набора
высоты 5000 м — 11,0 мин. Все это было довольно нормальным для
массы 9150 кг в полете.
Ту-2 с противообледенительными устройствами из резины по перед-
ним кромкам крыла и оперения, жидкостными для винтов и электриче-
скими для стекол кабин. Они были всесторонне испытаны в 1948 г.
188
и исправно работали, показав соответствие техническим условиям. Одна-
ко приняты они не были, так как резина того времени оказалась не-
достаточно стойкой. Снижение летных качеств было незначительным:
в общем они были такими же, как и у эталонов Ту-2 1946—1948 гг.
Рис. 114. Самолет Ту-1 (<63П>)
Рис. 115. Самолет Ту-2 «Параван»
189
Отмечалось только, что винты АВ-5В-21 диаметром 3,6 м были лучше дру-
гих и с ними скорость увеличивалась на 10—11 км/ч. Последние винты
чаще применялись с прямосрезанными концами четырех лопастей,
флюгерные.
Самолет Ту-2 применялся с 1946 г. как «летающая лаборато-
рия» — носитель для испытаний в воздухе подвешенных к нему реактив-
ных двигателей и ракетных снарядов.
В 1949 г. Ту-2 испытывался с парашютной подвеской автомобиля
ГАЗ-67Б, наполовину скрытого в бомбовом отсеке. Из контрольных
испытаний был сделан вывод, что нужен обтекатель для автомобиля
и бомболюка, иначе скорость падала значительно — до 378 км/ч и пото-
лок — до 6000 м.
Ту-2 («104») с двумя двигателями АШ-82ФН — истребитель-
перехватчик бомбардировщиков, создан на основе серийного Ту-2, с уста-
новкой радиолокационного прицела А. Л. Минца и двух пушек ВЯ-23
в нижней части носа фюзеляжа. Первый полет состоялся 18 июля
1944 г. (летчик А. Д. Перелет, ведущий инженер Л. Л. Кербер). Лет-
ные качества были, как у серийного Ту-2, и потому самолет был признан
Рис. 116. Самолет Ту-2 — первая летающая лаборатория для испытаний реактивных
двигателей
190
Рис. 117. Самолет Ту-2 с подвешенным автомобилем ГАЗ-67Б
ненужным. В феврале 1946 г. он был переделан в тип УТБ. На Ту-2
^104» в 1944—1945 гг. были проведены испытания первого отечественного
радиолокационного прицела для истребителей.
Кроме ряда перечисленных модификаций Ту-2 было еще несколько
Незавершенных (не была закончена разработка или же постройка).
В июле 1947 г. была построена малая серия самолетов «77» (Ту-12)
С двумя двигателями «Нин-1». Это были первые отечественные реактив-
ные бомбардировщики.
, Обзор всех модификаций Ту-2, не считая многочисленных «летающих
лабораторий», стендов для испытаний двигателей и подвесных грузов,
буксировщиков планеров (рис. 116 и 117) показывает, что с рядными дви-
гателями водяного охлаждения они показывали скорость на высо-
те на сотню километров в час большую, чем со звездообразными,
причем остальные показатели были в общем те же. Но эти рядные
двигатели не строились в серии, а были лишь опытными, форсирован-
ными.
Ту-2 был очень хороший самолет, прошедший всю возможную для него
эволюцию с поршневыми двигателями и послуживший для развития реак-
тивных самолетов Ту-14 и последующих.
191
Самолеты ОКБ В. М. Мясищева
ДВБ-102 («102») (рис. 118, см. табл. 16) —дальний высотный
бомбардировщик, высокоплан, двухмоторный, четырехместный, цельно-
металлической конструкции с рядом элементов новизны в компоновке и
конструкции, в оборудовании й вооружении, с двумя герметическими
кабинами.
Проект самолета был предложен конструктором Владимиром Михай-
ловичем Мясищевым в 1939 г. в конструкторском бюро, где создавались
самолеты Пе-2, Ту-2 и др. Мясищев возглавлял там КБ-2, а самолет
получил обозначение «102», подобно изделиям «100» и «103» Петлякова
и Туполева.
Самолет был утвержден в плане опытного строительства КБ в начале
1940 г., и в июне была начата его постройка. К лету 1941 г. были
проведены статические испытания и продолжалась постройка первого лет-
ного экземпляра. В августе 1941 г. все было эвакуировано (бывшие
мастерские ГВФ).
Зимой 1942 г. самолет был выведен на аэродром. На нем были уста-
новлены двигатели М-120ТК (В. Я. Климова) в 1800 л. с., снабженные
турбокомпрессорами ТК-3. В феврале был выполнен первый полет (летчик
В. И. Жданов), а к сентябрю проведены государственные испытания.
Однако двигатель М-120 не удался, и его применение было прекращено.
В 1943 г. были поставлены двигатели М-71 в 2000 л. с. С ними было
много недоразумений, пришлось делать ряд доводок и изменений (под
ТК-3, поставленные позднее). Попутно была изменена передняя гермети-
ческая кабина и поставлены новые кабинные нагнетатели. Одновременно
была начата постройка дублера самолета.
Осенью 1943 г. самолет был передан заводу, где доводкой и испыта-
ниями ДВБ-102 занималась часть ОКБ В. М. Мясищева. Сам Мясищев
был назначен главным конструктором для руководства выпуском и моди-
фикациями самолета Пе-2. В ОКБ проектировались варианты
ДВБ-102ДМ с двигателями МБ-102 (прекращенные разработкой), без
герметических кабин, модифицированные, с М-120, АШ-73 и ТК-3 (эти
двигатели тогда еще не вышли в свет).
Самолет с двигателями М-71 с ТК-3 проходил испытания с марта
1944 г. до июля 1945 г. преимущественно в высотных полетах.
О конструкции ДВБ-102 следует сказать особо. При основном мате-
риале Д16 широко применялись штамповки, поковки и литье из алюми-
ниевых и магниевых сплавов, немного пластиков, сварки было очень мало.
Фюзеляж диаметром 1,6 м — полумонокок с невиданно большим бомбо-
вым отсеком длиной 7,0 м, окантованным мощной рамой, обеспечиваю-
щей жесткость на кручение от нагрузок на хвостовое оперение. При этом
створки бомболюка убирались внутрь. Технологически фюзеляж делился
на 10 отсеков поперек и вдоль. В фюзеляже были две герметические
кабины — носовая для летчика и штурмана-стрелка и задняя для двух
стрелков. Это было сделано впервые в мире — две ГК в боевом самолете,
на 3 месяца раньше, чем в американском В-29. Кабинные нагнетатели —
198А Тарасова. Остекление ГК первоначально одинарными, потом —
192
Рис. 118. Самолет ДВБ-102 и его схема
Двойными стеклами (от запотевания), причем стекла прижимались к кар-
касу остекления множеством небольших «лапок» на винтах, что было при-
митивной конструкцией, оправданной лишь новизной. Был проект
ДВБ-102Н без ГК. Литыми из легких сплавов были сделаны двери
кабин, мостик управления, узлы центроплана и др.
Крыло площадью 78,3 м2, с профилем относительной толщины от
16 до 10 % при удлинении 8,2 было первым в СССР столь тонким.
Средняя хорда его — 3,09 м. Центроплан — трехлонжеронный (третий
7 193
лонжерон — средний), консоли — двухлонжеронные. Обшивка — несу-
щая, толщиной по верхней стороне до 3 мм, с усилительным гофром
под ней, по нижней стороне, подкрепленная стрингерами-угольниками.
Нервюры — листовые, полки их — катаные угольники. Обшивке отдава-
лось предпочтение перед полками лонжеронов в восприятии усилий, и
крыло собиралось из верхней и нижней частей со стыковкой на
нейтральной оси лонжеронов. Впоследствии эта конструкция в более
доведенном (А. И. Путиловым) виде была применена на крыле самолета
Ил-28.
Шасси — с носовым колесом на вилке, две основные стойки — уби-
раемые в гондолы двигателей. Схема — одна из первых в СССР. Убор-
ка — гидросистемой. Управление самолетом жесткое, двойное. Винты
четырехлопастные. Баки — кессоны, встроенные в консолях крыла.
Вооружение: одна пушка ШВАК в носу, один пулемет БК и один
ШКАС, спаренные в верхней задней установке; в нижней, с дистанцион-
ным управлением, один БК. На госиспытаниях были испробованы одна
ШВАК, два БК и один ШКАС; пушки 20-мм могли быть заменены пушка-
ми калибром 23 мм.
В ходе испытаний менялись двигатели, вооружение и оборудование,
производились доводки. Нормальная бомбовая нагрузка 2 т, с перегруз-
кой— до 4 т (практически до 3 т). Масса пустого самолета коле-
балась около 10 т, максимальный запас топлива 3800 кг, масла — 250 кг.
Полетная масса нормальная 16 038 кг, перегрузочная до 17 800 кг.
Скорость с двигателем АШ-71 430 км/ч у земли и 529 км/ч на высоте
8450 м, потолок был достигнут 10 500 м (летчик Ф. Ф. Опадчий), даль-
ность расчетная 3600 км, разбег 670 м, с перегрузкой — 750 м.
В разработке технологии производства самолета ДВБ-102 участво-
вал (недолго) Сергей Павлович Королев. Конструкторские бригады воз-
главляли: Н. Г. Нуров (фюзеляж); В. П. Не-
вдачин (центроплан); Ю. Т. Шаталов
(крыло); П. Л. Оттен (отдел ВМГ);
К. Е. Полищук (оборудование); С. М. Меер-
сон (вооружение).
Кроме ранее перечисленных модифика-
ций Пе-2 В. М. Мясищев построил еще ряд
самолетов, являющихся развитием Пе-2.
ДБ-108 (рис. 119, см. табл. 16) —
дальний дневной бомбардировщик, средне-
план, развитие Пе-2И: установлены новые
двигатели ВК-108, увеличен бомбовый отсек,
позволивший брать бомбы калибром
2000 кг (укороченные). Предусматривалась
установка в бомбоотсеке двух пушек
37-мм или 45-мм для использования само-
лета в качестве истребителя дальнего
действия.
Вся конструкция, кроме обшивки рулей
Владимир Михайлович Мясищев и элеронов, металлическая. Тормозные
194
Рис. 119. Самолет ДБ-108
решетки не устанавливались. Было построено два экземпляра. Пер-
вый — двухместный, пулеметно-пушечное вооружение установлено не
фыло, проходил летные испытания в первой половине 1945 г. Второй
экземпляр — трехместный, прошел наземные испытания, на нем были три
пушки Б-20 и пулемет БС-12,7.
ДИС—2ВК-Ю7А — дальний истребитель сопровождения, дальнейшее
развитие Пе-2-2ВК-107А (Пе-2И). Экипаж размещался в одной кабине,
цггурман сидел позади летчика. Характерная особенность этого самоле-
та — очень мощное вооружение: в носовой части фюзеляжа две непод-
вижные пушки Б-20, в нижней части фюзеляжа две пушки НС-37
(калибр 37 мм) или НС-45 (калибр 45 мм), для защиты верхней задней
полусферы — пушка Б-20, масса секундного залпа составляла 12,3 кг.
Самолет проходил летные испытания в конце 1945 г.
ВБ-109 (модификация второго экземпляра ДБ-108) — высотный
бомбардировщик с герметической кабиной, обеспечивавшей работу эки-
пажа без кислородных приборов на высотах до 12 000 м. В бомбовом
отсеке размещалась бомба калибром 2000 кг, стрелковое вооружение —
ДВе пушки Б-20. В конце 1945 г. самолет прошел наземные аэродромные
испытания и был подготовлен к первому полету.
В 1944—1945 гг. в ОКБ В. М. Мясищева были разработаны
эскизные проекты бомбардировщиков ДВБ-202 и ДВБ-302 с максималь-
ной взлетной массой до 45 000 кг и с бомбовой нагрузкой до 16 000 кг.
Предусматривались четыре двигателя АШ-72 с турбокомпрессором
ТКМ, три герметические кабины для экипажа, трехколесное шасси и
Стрелковые установки с дистанционным управлением. Проектные летно-
технические данные этих самолетов были весьма высокими. Был разра-
ботан эскизный проект реактивного бомбардировщика РБ-17 под четыре
Двигателя РД-10, с полетной массой 16 400 кг. скоростью 800 км/ч на
высоте 8 км, потолком 11 500 м и дальностью полета 3000 км с 1 т бомб.
Значительно раньше, в ноябре 1943 г., ОКБ В. М. Мясищева прини-
мало участие в доводке и испытаниях герметических кабин А. Я. Щерба-
кова на самолетах Як-7Б и Ла-5.
7*
В январе 1946 г. в связи с переходом народного хозяйства
на мирные рельсы ОКБ В. М. Мясищева было закрыто. Конструктор
перешел на преподавательскую работу в МАИ, где и был занят до марта
1951 г., когда возобновилась его деятельность как главного, а потом
и генерального конструктора воссозданного ОКБ.
Последние самолеты Н. Н. Поликарпова
Кроме работ по истребителям с звездообразными двигателями воз-
душного охлаждения Н. Н. Поликарпов во время войны занимался
истребителями с рядными двигателями водяного охлаждения (см.
табл. 16), причем он ставил перед собой цель оснастить истребители
особо мощным вооружением, более сильным, чем у лучших серийных
истребителей противника, не уступая им в летных качествах.
Рис. 120. Самолет ИТП: вверху М-1, внизу М-2
196
ИТП (М-1) (рис. 120) —истребитель тяжелый пушечный с двига-
;'телем ВК-Ю7П в 1650 л. с. взлетной мощности. Вооружение: одна
f пушка ШК-37 (40 снарядов) через ось редуктора двигателя и две пушки
ЩВАК-20 (400 снарядов) синхронные; кроме того, предусматривалась
подвеска восьми РС-82 или четырех бомб по 100 кг. Действительно,
{вооружение было невиданным. Масса пустого самолета была поэтому
(больше обычного — 2960 кг, а полетная — 3570 кг. Правда, площадь кры-
"ла была немного увеличена по сравнению с площадью крыла И-185 —
'с 15,53 до 16,45 м2. Удельная нагрузка на крыло стала 217 кг/м2, на
(МОЩНОСТЬ — 2,1 кг/л. с.
, ’ Конструкция смешанная, такая же, как И-185; фюзеляж — деревян-
ный монокок, выклеенный из березового шпона; крыло — дуралюминовое
‘С полками главного лонжерона из стали ЗОХГСА, обшивка элеронов
И.рулей — полотно. Маслорадиатор — под двигателем, водорадиаторы —
'в центроплане, воздухозаборники — в его носке.
Самолет был выпущен в октябре 1941 г. и совершил первый вылет
23 февраля 1942 г. В конце 1942 г. двигатель ВК-Ю7П был заменен
на ВК-Ю7А. Проводившиеся заводские испытания осложнялись недове-
денностью двигателей.
Была достигнута скорость 655 км/ч на высоте 6300 м, потолок —
10 400 м и дальность полета — 1280 км.
ИТП (М-2) (см. рис. 120) — второй экземпляр самолета ИТП, по-
строенный в 1942 г. с двигателем АМ-37, которых был заменен потом на
двигатель АМ-39А в 1700 л. с. взлетной мощности. Вооружение: три
ЩВАК-20 синхронных, а также восемь РС-82 или 400 кг бомб. Самолет
совершил первый вылет 23 ноября 1943 г. Заводские испытания продол-
жались до июня 1944 г.
ВП (К) — высотный перехватчик с двигателем АМ-39Б в 1900 л. с.
взлетной мощности и ТК-300Б, с крылом большого удлинения (размах
11,0 м) при площади 16,2 м2. Радиаторы в центроплане, кабина герме-
тизированная. Конструкция та же, что ИТП. Вооружение: две пушки ка-
либра 23 мм, т. е. облегченное против ИТП. Расчетная полетная масса
3320 кг. По расчетам скорость должна была быть около 715 км/ч на
Высоте 14 000 м — рабочем потолке, время набора которого 18 мин.
В 1944 г. был выпущен эскизный проект и началось рабочее проекти-
рование; после смерти Н. Н. Поликарпова работы были прекращены.
«Малютка» (рис. 121) — экспериментальный истребитель-перехватчик
Кратковременного действия (8—14 мин полета) с жидкостно-реак-
ТИвным двигателем конструкции НИИ-1, тягой 1000 кгс. Проектировал-
ся под те же тактико-технические требования, что и самолеты БИ и
5302».
Схема — низкоплан минимальных размеров, с прямым крылом пло-
щадью около 8,0 м2. Конструкция смешанная: фюзеляж — фанерный
монокок, крыло цельнометаллическое, как и оперение. Шасси с носовым
колесом. Вооружение — две пушки калибра 23 мм. Самолет проектиро-
вался в 1944 г.
ТИС (рис. 122) —тяжелый истребитель сопровождения. Первый в
ССР самолет такого назначения, а вместе с тем двухместный двухмотор-
197
Рис. 121. Схема самолета «Малютка»
ный истребитель, пикирующий бомбардировщик, разведчик, многоцеле-
вой самолет.
Задание на него Н. Н. Поликарпов получил (по собственной инициа-
тиве) осенью 1938 г. в ходе формирования программы строительства
новых самолетов наряду с истребителями. ТИС был выпущен в двух
последовательных вариантах.
ТИС (А) — с двигателями АМ-37 в 1400 л. с. на высоте 6300 м,
выпущенный в 1941 г. В отличие от других самолетов близкой схемы
и назначения (ВИТ, СПБ, Пе-2, Ту-2), его размеры и площадь крыла
(34,85 м2) значительно меньше, а двигатели крупнее и тяжелее: удель-
ная нагрузка на крыло была в полтора раза больше. Разрушающая
перегрузка 12 (как у истребителей). Крыло профиля NACA-230.
Относительная толщина: на оси самолета— 14,1 %, в разъемах консо-
лей — 12,85 % и на концах — 7,8 %. Поперечное V консолей — 7° по
плоскости хорд, удлинение крыла — 6,9, сужение крыла — 4,06 (очень
большое), угол его установки—1° 30'; автоматические предкрылки,
щитки. Фюзеляж был тоньше, чем в других самолетах, овального
сечения, с сильно сглаженным фонарем кабины летчика и экранирован-
ной броневой плитой задней стрелковой точкой. Вертикальное оперение
разнесенное. Шасси двухстоечное (ход амортизации 305 мм), убираемое
назад в мотогондолы, хвостовое колесо также убираемое. Радиаторы —
в мотогондолах. Вся цельнометаллическая конструкция была хорошо
продумана технологически.
Вооружение было исключительно мощным: носовая стрелковая бата-
рея из четырех ШКАС (3000 патронов), в центроплане — две ШВАК-20
(1600 снарядов), один ШКАС назад — вверх и один ШКАС назад —
198
вниз (по 750 патронов). Масса секундного залпа — 5,12 кг. Бомб —
две по 500 кг на наружной подвеске.
Самолет был выпущен весной 1941 г., перед войной, и по тому времени
был новым типом, основанным на опыте ВИТ и СПБ. Первый полет был
только в сентябре, потом последовала эвакуация, где и проводились
испытания, затянувшиеся до 1943 г. Летные качества были неплохие:
скорость у земли — 490 км/ч, на высоте 1500 м — 515 км/ч, на высоте
5800 м — 555 км/ч, время набора 7000 м — 11,5 мин, дальность 1070—
J720 км, разбег — 430 м, пробег — 240 м. Но было уже поздно, и вопрос
р серии не возникал. В 1944 г. был построен второй измененный экзем-
пляр — самолет МА.
ТИС (МА) — тяжелый истребитель сопровождения, предназначен-
ный для борьбы со скоростными бомбардировщиками, но не пикирую-
щий бомбардировщик.
• ' Предполагалось установить двигатели АМ-39, но, ввиду их отсутствия,
были установлены АМ-38.
^Ис- 122. Самолет ТИС и его схема
199
Размеры и формы самолета были те же, что и ТИС (А), но радиаторы
вынесены в консоли крыла с входными и выходными туннелями. Воору-
жение было еще более усилено: в носу фюзеляжа — два пулемета БС,
в центроплане — две пушки калибра 37 мм у бортов фюзеляжа (пробо-
вали даже калибр 45 мм) и один пулемет ШКАС вверх — назад.
Первый полет был 13 июня 1944 г. За ним было много испытательных
полетов, показавших в общем столь же хорошие летные качества само-
лета. К обоим самолетам ТИС были сконструированы и испытаны подби-
раемые в полете (поджимаемые к мотогондолам) лыжи с обтекателями,
мало влиявшие на скорость.
К началу 1941 г. у Поликарпова был проект, правда, еще только
предэскизный, двухмоторного истребителя, близкого к ТИСу, с катапуль-
тированием летчика. Катапульта была пружинная.
НБ (Т) (рис. 123) — ночной бомбовоз (именно так называл его
Н. Н. Поликарпов) с двумя двигателями АШ-82А по 1430 л. с. (хотя по
проекту предполагались два АШ-71 в 2000 л. с.), потом смененными
на два АШ-82ФНВ. По схеме — двухмоторный скоростной пятиместный
ночной и дневной бомбардировщик-высокоплан с очень большим бомбо-
вым отсеком в фюзеляже. Размеры приняты были возможно меньшие,
а удельная нагрузка на крыло превосходила таковую в истребителях
1941 — 1943 гг.
Весовая отдача была исключительно высокой — 36 % ив перегрузоч-
ном варианте — до 48 %. Был испытан ряд вариантов со все возрастаю-
щей бомбовой нагрузкой и с соответствующим изменением числовых
показателей. По размерам и площадям самолет НБ почти совпадал
с серийным бомбардировщиком ДБ-3, но полетная масса его была в пол-
тора — два раза больше, бомбовая нагрузка — также больше. Вся компо-
новка самолета с точки зрения целесообразного размещения грузов
может считаться образцовой (ее так и оценивали). В схеме и конструк-
ции был ряд оригинальных решений.
Масса пустого самолета первоначально была 6128 кг, потом (с несъем-
ным оборудованием) дошла до 6767 кг, в том числе масса конструкции
Рис. 123. Самолет НБ(Т)
200
• планера — 2853 кг. Полетная масса 10 340 кг возросла до установлен-
ной нормальной массы 12 640 кг, были испробованы массы 14 060 и
14 640 кг и прослежены варианты до 18 850 кг полетной массы. Проч-
ность самолета НБ допускала их. Нормальная бомбовая нагрузка —
«2 т с возможным размещением в бомбоотсеке в перегрузочных вариантах
до 5 т разных бомб (включая 5-тонную) при дальности полета до
4000 км.
Конструкция самолета была смешанная в наиболее полном смысле,
ней были применены разнообразнейшие материалы с учетом их дефи-
щитности и с целью достижения наименьшей массы при требуемых
Прочности и жесткости.
фюзеляж (мидель 2,0 X 1,55 м) — деревянный полумонокок из шпона,
НЫрезанный снизу на большом протяжении под громадный бомбовый
отсек.
' Неизменяемость формы обеспечивалась жесткостью бортов в виде уси-
лительных ферм (довольно сложных), сваренных из стальных труб. Та-
<ие же конструкции для жесткости — раскосы и кресты-расчалки с регу-
лировкой их длины были установлены поверху над центропланом. Шпан-
гоуты коробчатого сечения были склеены из реек 4X17 мм, стенки
йх— из 1,5-миллиметровой фанеры.
Крыло профиля NACA-230 (16—15,1—8 %), удлинение — 7,96, суже-
ние — 3,47, однолонжеронное с небольшим задним лонжероном и носовой
Сменкой. Полки главного лонжерона — мощные тавры из стали ЗОХГСА,
стенки их двойные дуралюминовые из Д16 в, 1,5—2 мм. Нервюры
центроплана дуралюминовые, консолей — фанерные с рейками. Обшивка
центроплана дуралюминовая, консолей — фанерная разных толщин. Ав-
томатические предкрылки и посадочные щитки цельнометаллические.
’ Стабилизатор (с поперечным V = 7°) и кили дуралюминовые с фанер-
ной обшивкой, рули и элероны деревянные с полотном. Шасси двухстоеч-
ное (колеса 1200X450 мм), убираемое в гондолы пневмосистемой, как
И хвостовое колесо. Управление «юбками» и жалюзи капотов электро-
механическое. В систему управления входили автопилот и рулевые машин-
ки. Была сделана «закольцовка» двигателей — обеспечение их питания из
разных баков. Управление тормозами колес — от гидросистемы, посадоч-
ными щитками и триммерами — электромеханическое, створками бомбо-
Люков — механическое тросовое ручное от «трещотки». Было антиобле-
денительное устройство крыла, оперения и винтов.
Нормальная центровка — 22,9 % САХ (в пределах 18,6—26 %).
Разрушающая перегрузка 6,18 в перегрузочном варианту.
Вооружение: носовая неподвижная установка — один пулемет УБ,
t верхней турели — один УБТ, в нижней люковой установке — один УБ.
**°мбы могли подвешиваться в бомбоотсеке в различных комбинациях:
Одна в 5000 кг, одна в 2000 кг, четыре по 1000 кг, восемь по 500 кг,
12 по 250 кг, 33 по 100 кг — общей массой до 5000 кг.
Самолет был выпущен осенью 1943 г., довольно долго испытывался
В Доводился. Были установлены высотные, более мощные двигатели
АШ-82ФНВ, и первый полет с ними был 23 мая 1944 г. Заводские испы-
тания проводились в августе. Скорость достигала 510 км/ч на высоте
201
Рис. 124. Мотопланер МП
5000 м, скороподъемность у земли — 7,1 м/с. Испытания не были закон-
чены.
ОДБ(П) — одноместный одномоторный бомбардировщик с двигате-
лем в фюзеляже и передачей на два винта в крыле. Двигатель предпо-
лагался АМ-37 или АМ-38 или же М-120. Расчетная полетная масса —
5300 кг, удельные нагрузки: 212 кг/м2 и 3,76 кг/л. с. Расчетная макси-
мальная скорость — 585 км/ч. Проект этого самолета разрабатывался
в ОКБ Н. Н. Поликарпова в 1941 г., но война прервала эту работу.
МП (рис. 124) — мотопланер, десантный и грузовой, вариант плане-
ра БДП-2 (С-2) Н. Н. Поликарпова, выпущенного в начале 1942 г. На
планере были установлены два двигателя М-11Ф по 145 л. с. с винтами
от самолета У-2 (Д-2,35) и с добавлением колес к лыжному шасси
планера. Конструкция осталась прежней — деревянная с полотном. Фю-
зеляж — монокок из фанеры, крыло двухлонжеронное, обшивка носка —
фанерная, остальная — полотняная. Щитки Шренка. Шасси — в виде
двух полозов под фюзеляжем, примыкающих к нему (как было в планере);
к каждому полозу («лыже») крепилась короткая ось с двумя сбрасывае-
мыми в полете колесами 700X220 мм на резиновой амортизации. В фю-
зеляже— две грузовые двери размерами 1000X900 мм.
Полезная нагрузка мотопланера — 20 десантников с их вооружением
и запас бензина на 7 ч полета. В разных местах было сделано семь
креплений для установки пулеметов ДП, предусмотрено размещение
бойцов десанта и броневых щитков для них.
Мотопланер был выпущен и прошел госиспытания в 1943 г. Скорость
была 172 км/ч, потолок — 2000 м, дальность полета 390 — 700 км; раз-
бег — 400 м, пробег — 200 м. Но признано было, что принятие его в серию
нецелесообразно, так как он явно уступает самолету Ще-2 с двумя
М-11Д.
Одной из последних работ Поликарпова был проект шестиместного
низкоплана-лимузина «Д» с двигателем М-11Ф. Расчетные данные:
скорость — 250 км/ч, потолок — 3750 м, время набора высоты 2000 м —
17,5 мин. Масса пустого самолета — 798 кг, полетная — 1375 кг. Были
выпущены чертежи и построен макет самолета.
202
г Работы Н. Н. Поликарпова, передового, ищущего конструктора, над
этим проектом и другими самолетами, перечисленными выше, прервала
его смерть, последовавшая 30 июля 1944 г. на 52-м году жизни.
Истребители Як
Работа ОКБ А. С. Яковлева по истребителям началась в 1939 г.
Надо было дать истребители, скорости которых по крайней мере на
|00 км/ч превышали бы скорость И-16 и достигали бы 600 км/ч на боевой
цясоте, превосходя тем самым достижения любых зарубежных истре-
бителей (см. табл. 17). Объективные возможности для этого были. Уже
делись мощные двигатели, как, например, М-105.
И-26 (рис. 125) —первый опытный истребитель А. С. Яковлева,
Прототип всех его последующих многочисленных поршневых истреби-
телей, размеры, формы и конструкция которых повторяли в основном
^сходный тип.
Схема — одноместный низкоплан с двигателем М-105ПА в 1050 л. с.
(первоначально предполагался М-106 в 1350 л. с.) и винтом ВИШ-61П.
Конструкция смешанная.
, . Каркас фюзеляжа ферменный, сварной из труб стали ЗОХГСА,
Обшивка носовой части из дуралюмина, хвостовой части — полотняная
ПР опалубке из легких реек. Крыло, установленное под углом 0°30',
деревянное, без разъемов, с оклейкой полотном по фанерной обшивке.
Црофиль «Кларк-YH» с относительной толщиной от 14 до 10 %
(на концах). Оперение и элероны дуралюминовые с полотном, щитки
цельнодуралюминовые. Вооружение: одна пушка ШВАК-20 (120 патро-
нрв) через ось редуктора двигателя и два синхронных пулемета ШКАС
(1500 патронов) над двигателем. Продолжительность полета 2 ч 35 мин.
У1*6, 125. Самолет И-26
203
Александр Сергеевич Яковлев
Первый полет на И-26 Ю. И. Пионт-
ковского был выполнен 13 января 1940 г.
Результаты заводских испытаний были
отличные, скорость на высоте была до-
стигнута 586 км/ч, но при дальнейших
полетах 27 апреля 1940 г. произошла
катастрофа из-за производственного де-
фекта. Пионтковский погиб, но было яс-
но, что самолет хорош, а времени на сом-
нения не было. Решено было пустить его в
серийное и массовое производство в
середине 1940 г. до завершения госиспы-
таний, которые он успешно выдержал в
июне - ноябре 1940 г. В декабре 1940 г.
ему было дано название Як-1.
Як-1 (рис. 126 и 127) — воспроизве-
дение И-26 в серии с доработкой и
рядом улучшений в конструкции, благо-
даря чему масса самолета немного
увеличилась при том же вооружении и
двигателе М-105ПА с ВИШ-61П (потом ВК-105ПФ в 1180 л. с. с тем же
ВИШ-61П) и стала 2347 кг для пустого самолета, а полетная — 2847 кг,
т. е. намного меньше массы истребителя ЛаГГ-3 с тем же двигателем.
Скорость серийных самолетов Як-1 с мотором ВК-105ПФ достигла
592 км/ч на высоте 4100 м при очень хорошей маневренности (время
виража 19 с). Потолок 10 000 м.
В июне 1940 г. были начаты госиспытания Як-1, а на Тушинском
параде самолет был показан всем. Массовый выпуск начался с 1941 г.
Имевшиеся в нем недостатки были в основном устранены к началу войны,
в первый период которой Як-1 уже занимал заметное место среди наших
новых фронтовых истребителей
Характерной особенностью внешнего вида Як-1 (как и И-26) был поло-
гий гаргрот от кабины летчика до киля. Это улучшало аэродинами-
ческие формы самолета, но лишало с^бзора назад, нужного в воздушном
бою. 1
Як-1б — модификация серийного Як-1, в котором было усилено
бронирование и вооружение, а также переделаны фонарь кабины
и гаргрот, чем обеспечивался лучший обзор назад. Вместо двух пулеметов
ШКАС установили один синхронный пулемет УБС с боезапасом в
200 патронов. В июле 1942 г. прошел госиспытания этот разработанный
ОКБ эталон Як-1 с улучшенным обзором, бронированием и вооруже-
нием, по образцу которого с января 1943 г. выпускались все серийные
самолеты Як-1. Такие, как на Як-1, фонарь и гаргрот были приняты на
Як-9 и Як-3.
1 Инструкция по техническому обслуживанию самолетов Як-1, Як--7 и Як-9.
М., Воениздат. 1944, 180 с.
204
Г'
j В том же 1942 г. переделка фонаря и гаргрота была выполнена
Rb авиационном истребительном полку, которым командовал майор
|Ф. И. Шинкаренко. Летчики и техники сами, по своей инициативе,
.Переделали так все свои самолеты Як-1 соответственно требованиям
боевой обстановки и обозначили их Як-16
1 Сообщил И. И. Иванов, тогда летчик полка и участник этой работы, генерал-
майор, Герой Советского Союза.
205
Як-1 с ВК-Ю6 — модификация серийного Як-1 с двигателем
ВК-106-Ick (односкоростной нагнетатель) в 1350 л. с. Вооружение: одна
пушка ШВАК и один пулемет УБС. Эта модификация дала преимущества,
но двигатель оказался недоведенным и самолет был выпущен в одном
экземпляре.
Як-1 во всех своих вариантах строился в 1941 —1944 гг. Применялся
на протяжении всей войны.
Як-5 (первый с этим названием, И-26В, № 28, И-28) — высотный
истребитель на основе И-26 с тем же вооружением, но с опытным,
не прошедшим испытаний в полете, двигателем М-105ПД в 1140 л. с.
и приводным центробежным нагнетателем Э-100 В. А. Доллежаля.
206
Центроплан и консоли деревянные с работающей обшивкой. Спроекти-
рован и изготовлен за три с половиной месяца. Заводские испытания —
с 5 ноября 1940 г. по 16 апреля 1941 г. (летчик-испытатель П. Я- Федрови,
ведущий инженер В. В. Барсуков). В ходе испытаний было 9 вынужденных
посадок из-за ненормальной работы двигателей (сменили три двигателя).
Самолет показал скорость 665 км/ч на высоте более 9000 м и практический
удотолок 12 000 м. Однако в серию не пошел из-за недоведенности двига-
теля.
j Як-3 (первый с этим названием, И-30) — истребитель с мощным
Вооружением (три пушки ШВАК и два пулемета ШКАС), увеличенной
дальностью, отъемными металлическими консолями и предкрылками. Был
выпущен в 1941 г., успешно прошел госиспытания, и делались даже
редщые шаги по его внедрению в серию, но с началом войны из-за
дефицитности дуралюмина в то время дело не пошло.
Як-7УТИ (И-26УТИ, УТИ-26, №27) (рис. 128) — двухместный
вариант с двойным управлением для целей учебно-тренировочных,
Вывозных и транспортных при перебазировании авиачастей. Самолет имел
^Ве кабины — ученика и инструктора. Самолет вышел на испытания почти
Сразу после И-26 — в середине 1940 г. Он успешно прошел госиспытания,
выпускался серийно под обозначением Як-7УТИ и широко использовался
как учебно-тренировочный истребитель.
Скорость на госиспытаниях — 586 км/ч при массе 2750 кг.
Як-7 — первоначальный вариант истребителя на базе серийного
Як-7УТИ с двигателем М-105ПА в 1050 л. с. создан в конце 1941 г.
Вооружение — как на Як-1: одна пушка ШВАК (130 снарядов) и два
синхронных пулемета ШКАС (1000 патронов). Размеры и контуры те же,
что и у Як-7УТИ. За кабиной летчика в фюзеляже Як-7 был еще оставший-
ся от второй кабины Як-7УТИ отсёк, закрывавшийся крышкой, который
можно было использовать для различных целей: переброски грузов и тех-
нического состава при перебазировании частей или же для установки
дополнительного бензобака в 100 л. Полетная масса по сравнению с
ЙК-7УТИ увеличилась на 185 кг.
Як-7А — улучшенный вариант Як-7 с теми же двигателем и вооруже-
нием. Под крылом можно было в перегрузку подвешивать шесть
реактивных снарядов РС-82 или бомбы по 100 кг. Самолет был создан в
начале 1942 г., быстро прошел летные испытания и затем строился се-
рийно.
()г Як-7Б (рис. 129) — по схеме аналогичный предыдущему, но с заменой
пулеметов ШКАС на УБС, с более богатым оборудованием и с рядом
Конструктивных улучшений. Была установлена приемо-передающая стан-
ция РСИ-4 с мачтой и двухлучевой антенной. На варианте Як-7Б для ПВО
имелись также радиополукомпас РПК-Ю, посадочная фара и электросве-
товая сигнализация убранного положения шасси. Полетная масса увели-
чилась по сравнению с Як-7А на 95 кг и достигла 3030 кг. Однако благо-
даря уборке в полете хвостового колеса, улучшении) обводов капота и
туннелей радиаторов, а также внутренней герметизации фюзеляжа уда-
лось снизить сопротивление самолета в такой мере, что скорость не
Уменьшилась.
207
Як-7Б был выпущен первоначально с двигателем М-105ПА, но в сере-
дине 1942 г. на нем был установлен более мощный ВК-Ю5ПФ в 1180 л. с.,
благодаря чему летные данные улучшились.
Конструкция Як-7Б смешанная: крыло деревянное с фанерной обшив-
кой, оклеенной полотном; каркас фюзеляжа ферменный сварной из
Хромансилевых труб, обшивка передней части фанерная, задней —
полотняная; капоты, обтекатели, щитки и зализы — дуралюминовые; рули
Н элероны — дуралюминовые с полотном. Площадь крыла — 17,15 м2,
размах—10,0 м, длина самолета — 8,475 м, высота — 2,5 м; запас
•топлива — 305 кг. Окраска Як-7Б камуфляжная, зеленая с черным;
снизу — бледноголубая.
В отчете о госиспытаниях Як-7Б отмечалось: «По сравнению с самоле-
том Як-1, хорошо зарекомендовавшим себя на фронте, самолет Як-7Б в
Конструктивном отношении является более совершенным и перспектив-
ным. В отличие от некоторых других истребительных самолетов, состоя-
щих на вооружении ВВС Красной Армии, самолет Як-7Б за время
нахождения в серийном производстве непрерывно улучшался кон-
структивно и оснащался новым более мощным вооружением (РО, пуле-
меты УБС) и спецоборудованием (фара, приемо-передающая радиостан-
ция, радиополукомпас и др.), не теряя при этом своих боевых и летных
Данных благодаря умелому подходу и систематической работе ОКБ по
улучшению летных данных серийных самолетов. Самолет Як-7Б после
замены пулеметов ШКАС на УБС по мощности огня вполне соответствует
запросам фронта и может быть более эффективно использован как по
воздушным, так и по наземным целям».
Летные данные Як-7Б практически одинаковые с Як-1: скорость
593 км/ч на высоте 3650 м, потолок 10 000 м, дальность полета —
820 км. Як-7Б выпускался серийно в 1942—1944 гг.
Як-7Б с герметической кабиной А. Я. Щербакова. Был опытный
экземпляр, с успехом прошедший испытания, но не бывший в серии,
поскольку в нем не было необходимости.
В марте — декабре 1944 г. на Як-7Б испытывались два ПВРД
И. А. Меркулова ДМ-4с (ДМ — «дополнительный мотор»). Летал
С. Н. Анохин. При неработающих ПВРД скорость снижалась с 494 до
460 км/ч. Включение ПВРД увеличивало скорость до 513 км/ч.
Як-7В (вывозной) — как Як-7УТИ, но с неубирающимся шасси и без
вооружения. Был в серии с 1942 г.
Як-7ПД с мотором М-105ПД в 1160 л. с. — продолжение работ по
созданию высотного истребителя-перехватчика, начатых на Як-5 (И-28).
Работа не дала результатов из-за недоведенности двигателя.
Як-7-37 — модификация Як-7Б с более мощным вооружением: пушка
МПШ-37 калибра 37 мм Шпитального и два синхронных пулемета УБС.
Самолет строился небольшой серией в 1942 г., принимал участие
в боевых действиях, хорошо проявил себя против бомбардировщиков
противника.
Як-7Р (реактивный) с двумя ПВРД конструкции И. А. Меркулова и
одним ЖРД конструкции Л. С. Душкина. Работы проводились в 1942 г.
ЖРД предназначался для кратковременного увеличения скорости полета.
209
Проект не был реализован из-за отсутствия в то время надежно
работающих реактивных двигателей.
Як-7 М-82 (см. рис. 129) —вариант с звездообразным двигателем.
Выпущен был еще в 1941 г., но интереса к себе не вызвал,
так как подобная идея уже осуществлялась в самолете ЛаГГ. Не было
смысла нарушать производство истребителей Як с рядным двигателем
М-105.
Як-7ДИ (дальний истребитель) — модификация Як-7Б с существен-
ным улучшением конструкции крыла, в котором деревянные лонжероны
(с очень толстыми полками в корне) были заменены дуралюминовыми
с полками-таврами и листовой стенкой. Это дало большой выигрыш
объема для бензобака в крыле. Остальной набор крыла — нервюры и
стрингеры — остался деревянным, а обшивка — фанерной с оклейкой
полотном. Масса лонжеронов крыла значительно уменьшилась. Все вместе
позволило значительно увеличить запас топлива и дальность полета.
Фонарь кабины был, как у Як-1, с пониженным гаргротом. Вооружение:
одна пушка ШВАК и один пулемет УБС.
Опытный экземпляр Як-7ДИ прошел испытания при полетной массе
3035 кг (масса пустого — 2360 кг), показал скорость 505 км/ч у земли
и 566 км/ч на высоте 3800 м и дальность полета 1310 км. Он был принят
к серийной постройке, и серийные самолеты стали называться Як-9.
В заключение можно привести некоторые цифры о массе частей
самолета Як-7 с деревянным крылом: фюзеляж — 236 кг, крыло — 560 кг,
хвостовое оперение — 70 кг. Таким образом, при площади крыла
17,15 м2 удельная масса его была 32,6 кг/м2; при металлических лонжеро-
нах она стала около 28 кг/м2.
Як-9 (рис. 130) — самый массовый тип фронтового самолета-
истребителя в составе наших ВВС в годы Великой Отечественной
войны. С большим успехом применялся в воздушных боях на всех
фронтах.
Самолет Як-9 был развитием Як-1 и Як-7, а его непосредственным
предшественником был Як-7ДИ. При сохранении основных размеров и
обводов в Як-9 был внесен ряд усовершенствований. Был установлен
двигатель ВК-105ПФ номинальной мощностью 1222 л. с. у земли
и 1180 л. с. на высоте 2300 м. Масса его — 614 кг. Фонарь кабины и гар-
грот — по типу Як-16. \
Конструкция Як-9 сохранялась прежняя смешанная, но лонжероны
крыла взамен прежних деревянных коробчатого типа стали метал-
лическими. Передний (главный) лонжерон имел сечение двутавровое —
дуралюминовую стенку и полки. Задний лонжерон — дуралюминовая
стенка с отбортовками-полками. Это позволяло в случае необходимости
значительно увеличить объем топливных баков и тем самым — даль-
ность полета. Профиль крыла модифицированный «Кларк УН» 16 %-ной
относительной толщины в корне. Набор крыла — 38 нервюр и стрингеры-
рейки квадратного сечения под обшивкой — оставался деревянным, кроме
четырех узловых нервюр, дуралюминовых в их средней части между
лонжеронами. Обшивка крыла — фанерная, работающая, довольно тол-
стая — от 8 мм в корне между лонжеронами и в носке до 4 мм к концам
210
14*
211
крыла и 3 мм за задним лонжероном,— оклеенная полотном на эпоксид-
ном клее. Разъем крыла технологический, по оси самолета в четырех
узлах двух лонжеронов.
Эта конструкция была рациональной и целесообразной в условиях
войны, когда уже начинала изживаться дефицитность дуралюмина, но,
разумеется, только при должном химическом качестве клея и при качест-
венном выполнении склейки. При несоблюдении этих условий (поневоле,
из-за работы в недостаточно теплых цехах зимой на сибирских заводах)
полотно отставало от обшивки, а обшивка отставала от каркаса. Полот-
няную обклейку снаружи покрывали нитрокраской. В 1943 г. были случаи
срыва полотна с крыльев в полете из-за плохого качества нитрокраски,
в которую ввели недостаточно проверенные заменители импортных
материалов ’.
Пришлось срочно на сотнях самолетов Як-9, Ла-5 и Ил-2 заменять
полотно 1 2. Иногда приходилось усиливать также крепление фанерной
обшивки к каркасу без снятия ее с самолетов.
Посадочные щитки и каркас элеронов и хвостового оперения дуралю-
миновые, элероны с весовой компенсацией, обшивка элеронов и рулей
полотняная.
Каркас фюзеляжа — ферменный, сварной из хромансилевых труб.
Обшивка его носовой части, включая и съемные капоты, дуралюминовая;
на бортах кабины — фанерная съемная, а за кабиной по бортам и низу —
полотняная по опалубке из деревянных реек, что придавало ей
чуть ребристый вид. Гаргрот за кабиной — фанерный. Такая смешанная
конструкция особенно хорошо отвечала соображениям экономии дефицит-
ных материалов в условиях войны. В 1944—1945 гг. был освоен выпуск
Як-9 с дуралюминовой (неработающей) обшивкой фюзеляжа.
Водорадиатор (площадь его 0,19 м2, масса — 85 кг) помещался
под кабиной в кожухе — туннеле. Маслорадиатор (площадь — 0,07 м2,
масса — 32 кг) — под двигателем, также в выступающем кожухе (позже,
на самолетах Як-9У и Як-3 был перенесен из-под двигателя в крыло),
с регулирующими створками «совками» на выходе воздуха. Два воздухо-
заборника к карбюраторам двигателя шли от двух небольших отвер-
стий в носке крыла у фюзеляжа. Воздушный винт ВИШ-6Ш трехлопаст-
ный, диаметром 3,0 м (масса его 139 кг).
Приборы на Як-9 (на доске, как и в других истребителях Як):
высотомер, компас КИ-11, авиагоризонт, гирополукомпас, указатель
скорости УС-800, указатель поворотов УП-Г вариометр ВР-30, часы АВР,
тахометр ТЭ-22, трехстрелочный моторный) индикатор, термометр воды,
манометр пневмосистемы, вольтамперметр. Оборудование: рация РСИ-6
с приемником, РСИ-4, генератор ГС-10-350 или ГС-650, аккумулятор 12А-5
или 12А-10. Топливных баков было первоначально два, потом четыре в
крыле, иногда до восьми, из них один расходный; общий объем четырех
1 Яковлев А. С. Цель жизни, М., Политиздат, 1972, с. 355.
Шелест И. И. Лечу за мечтой. М., «Молодая гвардия», 1973, с. 255—257.
2 Филиппов В. Совершенствование инженерного обеспечения боевых действий
авиации (1941 — 1945 гг.) —«Военно-истор. журн.», 1975, № 1, с. 29.
212
" баков — до 480 л (на 326 кг бензина) в крыле, остальные — в фюзеляже
перед кабиной, под ней и за ней. Баки мягкие, протестированные,
оборудованные системой инертного газа. Масла — 48 кг.
? фонарь кабины был снабжен бронестеклами, передним и задним, за
головой летчика, его сиденье — бронеспинкой. Крышка фонаря сдвига-
s' ядсь назад по направляющим профилям на бортах. Управление самолетом
ручное — жесткое, ножное и триммерами — тросовое. Запуск двигателя,
(• выпуск и уборка шасси и щитков, торможение колес и перезарядка
) оружия — от пневмосистемы. Спуск пулемета — электропневматический,
пушки — электрический.
1 Шасси одностоечное подкосного типа, убираемое в носок крыла
,, 1Перед главным лонжероном, в направлении оси самолета. Колеса —
, J$50X220 мм, хвостовое — 300X125 мм, убираемое назад в фюзеляж.
. v Вооружение в типичном случае: одна ШВАК (120 снарядов) через
ПОЛЫЙ вал редуктора и один синхронный пулемет 12,7-мм УБС Березина
(2Q0 патронов), на Як-9У два УБС (300 патронов).
/ Было не менее 15 модификаций Як-9 по вооружению. Ставились
пушка НС-37 калибра 37 мм или пушка НС-45 калибра 45 мм, три пушки
J5-20, пушка ВЯ-23 и один пулемет УБС, иногда — два УБС, был и ряд
других вариантов. Размеры самолета не менялись, только первоначаль-
ной размах крыла 10,0 м был уменьшен до 9,74 м.
Окраска самолетов Як-9 была сверху и с боков обычно защитная,
Камуфляжная, с произвольными разводами серо-голубого и темно-
серого, иногда коричневатого и грязно-зеленого оттенков, снизу обычно
' бледно-голубая.
' , В последние два года войны нередко летчики-асы раскрашивали
; свои самолеты более декоративно, например красным или желтым
цветом разрисовывали кок винта и руль направления, добавляли
изображения своих орденов и звездочек — счет побед.
Як-9М (модифицированный) — кабина сдвинута на 400 мм и раз-
мещена в заднем отсеке фюзеляжа. Цель — унификация фюзеляжей для
Дсех типов самолета Як-9, что облегчило и ускорило их выпуск. Вооруже-
^иие самое разнообразное, в зависимости от назначения и марки
Самолета. Переход в производстве на выпуск Як-9 с кабиной в заднем
Отсеке фюзеляжа осуществлен в 1944 г.
Як-9Д (дальний) (рис. 131) — с одной пушкой ШВАК (120 снарядов)
И одним пулеметом УБС (200 патронов), бензобаков четыре, вместо
Двух на Як-9М. Общая емкость топливных баков 650 л (480 кг). Взлетная
Масса 3117 кг, скорость полета 597 км/ч на высоте 3900 м, дальность
1330 км. Крайние баки непротектированные. Была большая серия.
Як-9ДД (дальнего действия)—тот же Як-9Д, но с восемью
Основными и одним расходным баком. Двигатель тот же, ВК-Ю5ПФ.
Запас бензина основной — 880 л (630 кг), взлетная масса — 3276 кг, даль-
ность свыше 2200 км. Самолет серийный. Группа из 12 этих самолетов
(даже без дополнительных баков) выполнила в августе 1944 г. перелет
Ьельцы — Бари (Италия) протяженностью около 1300 км для оказания
помощи Югославии. Лидером был летчик М. А. Нюхтиков на самолете
«Бостон».
213
Рис. 131. Самолеты Як-9
Як-9Б (бомбардировщик, Як-9Л) — как Як-9Д, но с внутренней
(за кабиной) подвеской 400 кг бомб калибра до 100 кг (вертикально).
Взлетная масса 3150—3556 кг в зависимости от нагрузки. Была серия
в 1944 г.
Як-9Т (танковый) с двигателем ВК-Ю5ПФ и винтом ВИШ-105СВ и
с мощным вооружением: одна пушка НС-37 (30 снарядов) и один УБС
(220 патронов). Ствол пушки выступал из кока винта, и общая длина
самолета стала до 8,65 м, причем из-за размеров пушки кабина
была сдвинута на 0,4 м назад. Запас топлива был, как на обычных
Як-9, т. е. 445 л (330 кг), максимальная дальность 890 км на высоте
1000 м.
Як-9К (крупнокалиберный) (рис. 132) — как Як-9Т, но с пушкой
ОКБ-16 НС-45 калибра 45 мм. Для уменьшения силы отдачи ствол
пушки был снабжен дульным тормозом длиной около 0,3 м, в связи с чем
длина самолета увеличилась до 8,87 м. Самолет построен в конце 1943 г.,
был выпущен малой (войсковой) серией, отлично проявил себя,
особенно против бомбардировщиков и при флокировании аэродромов
противника.
Як-9Р (разведчик) — выполнен как основной тип, но с фотооборудова-
нием для маршрутной съемки. На части самолетов вооружение состояло из
одной пушки ШВАК. Самолет выпускался небольшими сериями или
модифицировался непосредственно в строевых частях силами ПАРМов.
Успешно применялся в районах, сильно насыщенных зенитной артил-
лерией и истребителями противника.
Як-9В (вывозной)—двухместный вариант ЯК-9, аналогичный
Як-7В.
Як-9 «Курьерский» (см. рис. 132) — в конструктивном отношении
представлял собой комбинацию Як-9ДД и Як-9В, но без вооружения
214
g с задней кабиной, комфортабельно оборудованной как пассажирская.
Выпушен в 1944 г. по заказу ВВС в одном экземпляре.
Як-9 с М-106-Ick (с односкоростным нагнетателем), мощность
двигателя 1350 л. с. на высоте 2400 м — очередная попытка, предпринятая
? ОКБ в 1942 г., с целью создания фронтового истребителя с улучшенными
летными данными. Цель была достигнута: самолет на госиспытаниях
при полетной массе 3050 кг показал скорости: 531 км/ч у земли и
®02 км/ч на высоте 3250 м, время виража 18 с, но двигатель (из-за недове-
денности), а вместе с ним и самолет не пошли в производство.
Як-9П (пушечный) (см. рис. 132) — модификация серийного Як-9 с
1*ем же двигателем ВК-Ю5ПФ и мотор-пушкой, но с заменой пулемета УБС
синхронной пушкой ШВАК- Масса вооружения увеличилась на Ю кг,
полетная масса и летные характеристики — практически без изменений.
Был построен в одном экземпляре, успешно прошел госиспытания в
апреле 1943 г., но в серии не строился, так как было признано
более целесообразным оснащать Як-9 пушками более крупного ка-
либра.
Як-9ПД — с двигателем М-105ПД (с нагнетателем В. А. Доллежаля),
1 Облегченный с целью достижения высоты 14 000 м. Сиденье без броне-
спинки (заменена фанерной), вооружение: одна пушка ШВАК- Было
выпущено пять экземпляров.
Як-9 МП ВО — серийный тип, но с оборудованием для ночных полетов,
С радиополукомпасом РПК-10 и фарой ФС-55 в носке левого полу-
Жрыла.
i Этот вариант предназначался для борьбы с немецким разведчиком
Юнкере Ю-388, который в 1943 г. почти ежедневно появлялся над
I); Москвой и ее аэродромами на высоте около 13 000 м, а самолетов, способ-
I Я^ых подняться на эту высоту, у нас еще не было. Як-9 при облегчении
01, с применением нагнетания уже смог достичь высоты 13 000 м, но
।' Лишь на предельном угле атаки. На той же высоте и на совершенно
(как выяснилось потом, не имевший
I,
№
Мком же режиме шел «Юнкере» (
Вооружения). Оба самолета едва могли выполнить поворот даже при
г* ^ольшом радиусе виража. И хотя скорость Як-9 была гораздо больше,
£Чму очень трудно было занять положение для атаки. В общем, оба само-
р. Лета покружились и разошлись, но только с тех пор «Юнкере» над Москвой
больше не появлялся.
й, Як-9У (улучшенный) с форсированным двигателем ВК-105ПФ2
Номинальной мощностью 1240 л. с. на высоте 2100 м. Самолет показал
» Скорости: 558 км/ч у земли и 620 км/ч на высоте 3850 м, чего было
Совершенно достаточно в воздушных боях. Модификация самолета про-
изведена ОКБ в конце 1943 г. Самолет получил отличную оценку на
ф ^осиспытаниях, был рекомендован к серийной постройке, но остался в
> одном экземпляре, так как предпочтение было отдано самолету Як-9У с
мотором ВК-Ю7А.
Однако на первых порах двигатель ВК-Ю7А оказался недостаточно
Доведенным, капризным в эксплуатации и с малым ресурсом, что повлекло
За собой длительную задержку выпуска самолетов и оснащения ими
строевых частей.
Рис. 132. Самолеты Як-9К (вверху), Як-9У с двигателем ВК-107А. Самолеты Як-9П и Як-9
«Курьер»
В дальнейшем, после осуществления р|яда доводочных работ,
самолет Як-9У с мотором ВК-Ю7А выпускался в больших количествах
и являлся одним из основных и лучших истребителей ВВС.
Як-9У (улучшенный) (см. рис. 132) — с новым тогда двигателем
ВК-107А значительно большей мощности (взлетной) — в 1600 л. с., тех же
габаритов, что и ВК-Ю5ПФ, но чуть тяжелее. В конце 1943 г. он был
установлен на Як-9, причем были еще внесены улучшения в аэро-
динамику самолета. Был упразднен выступавший воздухозаборник масло-
радиатора и заменен отверстиями — воздухозаборниками в носке крыла
вблизи фюзеляжа (см. выше), а водорадиатор сдвинут назад (для нужной
центровки).
216
i\‘Прирост летных качеств был значителен. Скорость стала 600 км/ч
у земли и 700 км/ч на высоте 5500 м, время набора высоты 5000 м —
*‘^>1 мин, потолок 11 900 м.
i'1 . Этот перечень не является исчерпывающим, так как были еще более
Детальные модификации без особых буквенных обозначений. Некоторые
^рдификации по оружию делались силами воинских частей. Як-9 был
Подлинно рабочей машиной, превосходившей к тому же основные типы
немецких истребителей своего времени в мощи вооружения, скорости
^Маневренности на высотах, где в основном и происходили воздушные бои
/(до 4000—5000 м).
Як-1М — одноместный истребитель, развитие Як-1. Создан в 1943 г. в
ДВУХ экземплярах: опытный экземпляр № 1 и дублер. Двигатель на
экземпляре № 1 — ВК-Ю5ПФ мощностью 1180 л. с. с винтом ВИШ-61П,
а на дублере — тот же двигатель, но форсированный по наддуву
С 1050 до 1100 мм рт. ст. с винтом-автоматом ВИШ-105СВ. Мощность
Увеличилась до 1240 л. с. Як-1М был самым легким и маневренным
217
истребителем в мире для своего времени. В нем был воплощен весь опыт
конструкторской работы ОКБ по истребителям Як предшествовавших
типов. Общий стиль конструкции был сохранен, но вся она пересмотрена
и пересчитана в сторону максимального снижения массы, уменьшения
габаритов и улучшения аэродинамики. Площадь и размах крыла
уменьшены соответственно наД,3 м2 и на 0,80 м и составляли 14,85 м2 и
9,20 м при прежних размерах фюзеляжа. Полотняная обшивка фюзеляжа
заменена фанерной. Произведена тщательнейшая отделка крыла и всего
самолета. Стойки шасси удлинены на 100 мм и увеличен ход поршней
до 180 мм, что обеспечило идеальную амортизацию при самых грубых
посадках. Водорадиатор глубоко утоплен в фюзеляж. Маслорадиатор
перенесен из-под мотора в крыло. Входные отверстия в туннеле двух
маслорадиаторов расположены в носке крыла с обеих сторон капота.
Запас бензина был уменьшен на 30 кг и составлял 275 кг, а масла — 20 кг.
Вооружение: на экземпляре № 1 — одна пушка ШВАК и один пулемет
УБС, а на дублере — одна опытная пушка ША-20М и два синхронных
пулемета УБС. В результате осуществления указанных мероприятий по-
летная масса снизилась до 2655—2660 кг, а летные качества существенно
улучшились. Первый экземпляр Як-1М был закончен производством
15 февраля 1943 г., проходил заводские испытания с 28 февраля по
7 июня (летчики А. К. Кокин и П. Я- Федрови), госиспытания —
с 7 июня по 7 июля и вторично 21—22 июля 1943 г. для
проверки возможности форсирования двигателя до мощности 1240 л. с.
Дублер, выпущенный 17 сентября 1943 г., проходил заводские испы-
тания 20—30 сентября (летчик П. Я. Федрови) и госиспытания 6—
15 октября 1943 г.
По госиспытаниям (летчик А. Г. Прошаков, ведущий инженер
Г. А. Седов) имел скорость у земли 570 км/ч, на высоте 4300 м —
651 км/ч, время виража 17 с, дальность до 900 км. Оценка по
госиспытаниям была блестящая: «Самолет Як-1М превосходит истреби-
тели противника по своим летно-тактическим данным, что обеспечивает
ему высокие боевые свойства и успех в воздушных боях». Як-1М прошел
госиспытания быстро и успешно и был рекомендован в массовое
производство взамен Як-1 под маркой Як-3.
Як-3 (рис. 133) — воспроизведение опытного Як-1М в серии с серий-
ным двигателем ВК-Ю5ПФ2 мощностью 1240 л. с. и винтом ВИШ-105СВ
с профилированными комлями лопастей. В конструктивном отношении, а
также по массе и летно-тактическим данным мало отличался от дублера.
Крыло меньшей площади и размаха имело относительную толщину
14 % при средней аэродинамической хорде 1800 мм, площадь элеронов —
1,0 м2, закрылков — 2,6 мг, вертикального оперения— 1,92 м2, горизон-
тального оперения — 2,86 м2. Воздухозаборник маслорадиатора под дви-
гателем ВК-105ПФ2, перенесенного в крыло, был упразднен и заменен
входными отверстиями в носке крыла. Колея шасси 3,22 м, колеса
600X180 мм, хвостовое — 300X 120 мм. Диапазон центровок 21,4 —
25,1 % САХ.
Як-3 выпускался на двух заводах, причем первая серийная машина
была построена лишь 1 марта 1944 г., через семь месяцев после заверше-
218
рис. 133. Самолет Як-3 с двигателем ВК-105ПФ2
Ния госиспытаний первого опытного самолета и получения чертежей
Заводом. Производство продолжалось до 1946 г., т. е. до выпуска
реактивных истребителей Як-15. За время серийной постройки самолет
JIk-З с ВК-105ПФ2 имел вооружение нескольких типов. В 1944 г. выпу-
скался вариант с одной пушкой ШВАК и одним синхронным пулеметом
УБС; в 1945 г.— с одной ШВАК и двумя синхронными УБС, а в 1946 г.—
Як-ЗП (пушечный) — с тремя пушками Б-20М конструкции М. Е. Бере-
зина. В 1945 г. был построен в одном экземпляре Як-ЗТ с пушкой
рС-37 калибра 37 мм. Последние две модификации самолета в боевых
действиях не участвовали в связи с окончанием войны.
Як-3 пользовался большой любовью на фронте и считался лучшим
истребителем. Во время боя 16 июля 1944 г. с участием 18 самолетов
Як-3 против 24 Me-109G-2 и FW-190A-4 наши летчики сбили 15 истреби-
телей противника при одном потерянном и одном поврежденном Як-3.
Французские летчики полка «Нормандия — Неман» из предложенных им
Истребителей, как советских, так и английских и американских, выбрали
Именно Як-3 и действовали на них исключительно успешно. За 10 дней
Октября 1944 г. они сбили на Як-3 119 самолетов, в основном FW-190
и Me-109G. Фашистские летчики избегали встреч с Як-3.
Як-3 — ВК-107А 1944 г. (рис. 134). Мощность двигателя 1500 л. с. на
высоте 4500 м особенно полно соответствовала площади крыла и массе
самолета. Вооружение: одна пушка 20-мм и один — два пулемета УБС или
'Же две пушки 20-мм, но в опытном порядке ставились и гораздо более
[Крупнокалиберные пушки, например 57-мм. Правда, был всего один
Полет А. Б. Юмашева. Конструкция крыла цельнометаллическая. Полет-
ная масса с двигателем ВК-107А составляла 2984 кг. Скорость достигала
0 км/ч у земли и 720 км/ч на высоте 5750 м, потолок— 11 800 м,
время набора высоты 5000 м — 3,9 мин, время виража — 17—18 с.
ти качества были рекордными. Однако были трудности в эксплуатации
а
Рис. 134. Самолет Як-3 с двигателем ВК-107А и его компоновка
220
шз-за недоведенности и чрезмерного форсирования двигателя. Поэтому
Выпущена была лишь небольшая серия. Оценка Як-3 с ВК-Ю7А по
йюсиспытаниям: «по максимальной горизонтальной скорости, скоро-
Мрдъемности и вертикальной маневренности на всем диапазоне высот от
И^мли до практического потолка является лучшим из известных
игечественных и иностранных истребителей».
Ь( Действительно, Як-3 по скорости превосходил Me-109G-2 на 100 км/ч и
BW -190А-4 на 120 км/ч на высоте 5000 м. Хороши были штопорные
^Характеристики (ввод и вывод). Это превосходство сохранялось до конца
|войны.
К’, Як-3 — ВК-108 (рис. 135) — модификация под еще более форсиро-
ванный двигатель с очень напряженным тепловым режимом. Конструк-
ция — как у предыдущего. Вооружение: одна пушка НС-23 (60 снарядов).
|нолетная масса 2896 кг, на испытаниях — 2830 кг за счет уменьшения
feanaca топлива и масла. Самолет проектировался с 1 августа 1944 г.,
|шыпущен 7 октября 1944 г. Первые два полета были выполнены
Л. Расторгуевым 19 декабря 1944 г., на другой день были совершены
;Йще два полета. Летные данные были рекордными: скорость достигала
/745 км/ч на высотах около 6000 м, а время набора высоты 5000 м —
Ж5 мин. Из-за многочисленных осложнений с двигателем полные
'|испытания не проводились и о выпуске серии речи не было.
т 1 Скорость 745 км/ч, полученная 21 декабря 1944 г., была наибольшей
|ДЛя советских поршневых самолетов и близкой к пределу поршневого
«Двигателя. Дальнейший рост скорости был получен благодаря установке
•Вспомогательных жидкостных ракетных двигателей (ЖРД).
Як-ЗРД (Як-ЗР) — экспериментальный самолет 1944 г., серийный Як-3
с двигателем ВК-105ПФ2 и вспомогательным ЖРД типа РД-1 (ХЗ)
- В- П. Глушко, расположенным в хвостовой части фюзеляжа под
вертикальным оперением. Подача топлива к нему — по трубкам из баков
221
под кабиной. Аналогичные опыты проводились на самолетах Ла, Су и МиГ.
Испытывал В. Л. Расторгуев.
Было достигнуто кратковременное (чего и следовало ожидать) уве-
личение скорости до 782 км/ч, но при этом произошел ряд аварий, закон-
чившихся катастрофой. В ходе испытаний первый раз взорвался РД-1, во
второй раз произошел разрыв керосиновой трубки на левом борту,
а в третий раз— 16 августа 194^Гг. по невыясненной причине самолет
потерпел катастрофу, В. Л. Расторгуев погиб.
Як-ЗУ — АШ-82ФН (рис. 136) —вариант со звездообразным двига-
телем. Выпущен в 1945 г. Получился вполне удачным, но к самому концу
войны уже не был нужен и в серии не строился.
Рис. 136. Самолет Як-ЗУ с двигателем АШ-82ФН и его схема
222
>! Як-ЗУТИ (Як-УТИ) — учебно-тренировочный вариант, двухместный с
двигателем АШ-21, звездообразным, в 570 л. с. Конструкция аналогична
'конструкции серийного Як-3, но крыло увеличено в размахе на 0,2 м.
,'^бшивка верха и низа фюзеляжа — фанера, борта — полотно. Шасси и
УЗюЙерение — с небольшими отклонениями от серийного. Управление двой-
pjfee. Винт — ВИШ-111В-20 диаметром 3,0 м. Поскольку полетная масса
Мыла всего 2250 кг, разрушающая перегрузка при серийной конструкции
Врала 15,4. Вооружение: один пулемет УБС (100 патронов) и 50—100 кг
|'&мб на двух держателях БИ-42. Скорость — до 478 км/ч на высоте
м. Серийно не строился, но стал прототипом Як-11.
я V История развития истребителей Як за 1939—1945 гг. дает впечатляю-
Г^ВуЮ картину большой последовательной работы по их совершенство-
ванию от типа к типу. Схемы их были в общем одинаковы, размеры —
|;ДОКЖе, конструкция — смешанная, с постоянными улучшениями, часто
^Мелкими, но в сумме дававшими эффект. Все время вносились улучшения
> аэродинамику самолета, позволявшие снижать сопротивление, и
мучшения в конструкцию, снижавшие ее массу. Поэтому даже при
ЮЗ^аставшей мощности двигателей, при усилении вооружения, увели-
<&нии дальности полета масса самолетов, пустого и полетная, за все годы
Давалась в общем стабильной, а в последнем типе Як-3 была даже
чительно снижена.
Летные показатели росли неуклонно, а некоторые — даже высокими
Мпами. Так, например, набор высоты за боевой разворот возрос с 900 м
я Як-1 до 950—1350 м для Як-9 и до 1200—1500 м для Як-3. Скорость
высотах возросла с 600 до 720 км/ч, время набора высоты 5000 м
||изилось с 5,4 до 3,5 мин, потолок возрос с 10 до 11,8 тыс. м, время
ража не увеличивалось.
/ Вооружение становилось все более мощным. Пулемет ШКАС калибра
62 мм сменился БС калибра 12,7 мм и пушками все возрастающих
либров. А полетная масса при этом менялась очень мало.
/ Истребители Як-9, Ла и другие вылетывались до предела, ремонти-
вались, пока на смену им не стали поступать реактивные самолеты.
Работы ОКБ С. А. Лавочкина
j; Это ОКБ было организовано наряду с другими самолетостроитель-
ной ОКБ в 1938—1939 гг.
Осенью 1938 г. в аппарате НКАП состояли кураторами заводов
ЭДиен Алексеевич Лавочкин и Михаил Иванович Гудков, подчиненные
ЧВльнику Технического отдела Владимиру Петровичу Горбунову.
jfc'Лавочкин попутно выполнял по трудовым соглашениям работы в
~ИЗе Главсевморпути, где изобретатель О. Ф. Каплюр (сотрудничавший
С- А. Лавочкиным в 1935 г. в Управлении спецработ НКТП) строил
ара из «каплюрита» — пластифицированной древесины, армированной
ржвльной сеткой.
те же Г°ДЫ главный инженер завода винтов и лыж Леонтий
Рыжков разработал технологию изготовления дельта-древесины,
пластифицированная древесина; родственная другим древесным
к
Ь-’ 223
Семен Алексеевич Лавочкин
пластикам: бакелиту, балиниту и про-
чим, которыми в те годы у нас занима-
лись. Все они имели примерно вдвое
большую, чем простая древесина
объемную массу, но зато и значитель-
но большую прочность. В таких сило-
вых элементах, как полки лонжеронов
крыла, лонжероны фюзеляжа и дру-
гие, дельта-древесина обещала опре-
деленные преимущества по сравнению
с простым деревом. К тому же труд-
ности получения качественной древе-
сины в больших количествах все время
возрастали.
Дельта-древесина была перпектив-
ным материалом и в смысле экономии
дефицитного в то время дуралюмина.
Горбунов вместе с Лавочкиным и Гуд-
ковым предложили наркому авиа-
промышленности М. М. Кагановичу
идею постройки истребителя из этого
материала. Каганович пошел навстре-
чу. У Рыжкова была организована небольшая группа по предэскизному
проекту истребителя И-22, в которую вошли основные конструкторы
из ликвидированного ОКБ Сильванского.
Группа выполнила предэскизный проект, который был одобрен НКАП.
В мае 1939 г. Горбунов, Лавочкин и Гудков были назначены руководи-
телями только что образованного по их инициативе ОКБ. Следует сказать,
что двое из них до этого времени конструированием самолетов не занима-
лись и только Лавочкин был образованным расчетчиком, имел немалый
опыт в этой области, полученный в АГОС, у Ришара, в ЦКБ и БНК, а
также при недолгом проектировании своего самолета в УСР1.
Новому ОКБ была дана производственная база. В то время на этом
заводе выпускали фюзеляжи самолета ББ-22 и небольшие изделия, а до
этого там внедрялись французские самолеты «Кодрон» и проектировались
учебно-тренировочные истребители на их основе. В конце 1938 г. эти
работы были прекращены, а руководитель их А. А. Дубровин направлен в
Харьков для доводок самолета ХАИ-5 (Р-10). Его ОКБ-301 было сохра-
нено (А. Г. Брунов — заместитель А. А. Дубровина и В. В. Кондратьев —
начальник группы прочности).
Вновь пришедшим на завод Горбунову, Лавочкину и Гудкову дали
ОКБ-301 и опытный цех. Брунов ушел к Микояну и Гуревичу.
В новое ОКБ были направлены сотрудники БНК, Григоровича и другие,
в том числе Юлий Богуславович Стурцель. Началась разработка
1 Об этих организациях см. в книге В. Б. Шаврова «История конструкций
самолетов в СССР до 1938 г.».
224
^узнического проекта истребителя. С. А. Лавочкин был назначен oi
Ьётственным конструктором.
За один год, к весне 1940 г., был выпущен истребитель И-22 (И-301,
Ьуяучивший в дальнейшем обозначение ЛаГГ-1). 30 марта был выполнен
Шй первый полет (летчик А. И. Никашин). В ряде дальнейших полетов —
Когда с происшествиями (поломка при посадке против солнца) —
Квый истребитель успешно прошел испытания, почти в то же время,
Ко и Як-1 и МиГ-1.
и Однако для серийной постройки было выставлено требование увели-
К*гь дальность полета до 1000 км вместо первоначальных 600 км. Тогда
Кутя вил и дополнительные баки в консолях крыла. Был выполнен перелет
Косква — Курск — Москва с остатком бензина 15 %. В этом виде самолет
Ьлучил обозначение ЛаГГ-3, и 29 июля 1940 г. последовало решение
Вапуске его в серийное производство. Осенью 1940 г. С. А. Лавочкин с
встью ОКБ перебазировался на головной завод, чтобы на месте зани-
жаться внедрением ЛаГГ-3. М. И. Гудков остался в Москве, В. П. Горбу-
Вв отправился на один из серийных заводов. Их пути разошлись.
«' Внедрение ЛаГГ-3 не проходило гладко, так как самолет и его чертежи
|шли еще достаточно «сырые», не доработанные для серийного выпуска.
Наладить поточное производство не удавалось. С выходом серийных
амолетов и поступлением их в воинские части стали приходить (хотя и не
Казу) пожелания и требования усилить вооружение и увеличить
Оезапас. Кроме того, требовали увеличить объем баков. Все это по мере
|№л выполнялось, но самолет утяжелялся и летные качества его снижа-
юсь. Кроме того, зимний камуфляж — шершавая поверхность окраски —
Вхудшил аэродинамику самолета (а опытный экземпляр темно-вишневого
вета был отполирован до блеска, за что его называли «рояль» или
радиола»), К тому же вооружение не всегда действовало безотказно
^неудовлетворительно работал механизм уборки и выпуска шасси.
Словом, у военной приемки были причины остановить выпуск само-
летов.
В ' В результате на головном серийном заводе выпуск ЛаГГ-3 был прекра-
щен, что было правильно в тех условиях, и заменен истребителем Як-1.
С. А. Лавочкину пришлось искать какое-то радикальное мероприятие
ЛЯ спасения своего самолета. Возникла мысль о замене рядного двига-
водяного охлаждения ВК-105П звездообразным воздушного
Илаждения М-82, имевшим значительно большую мощность. К тому же
Читали (почему-то), что он в девять раз более живуч, чем жидкостной.
Между тем положение с двигателями М-82 было неясным. Считалось,
он не нужен, нет самолета, на который его надо ставить. Су-2
Мвдускался в малом количестве, а на заводе у А. Д. Швецова собралось
ЯК> тысячи готовых М-82 и нужно было найти им применение.
К. Поскольку уже была мысль о замене ВК-105 двигателем М-82 большей
ИИИЦНОсти, Лавочкин дал указание делать проект нового самолета на
WBoee ЛаГГ-3 под двигатель М-82. Тут трудность была в том, что
врАель М-82 был гораздо больше миделя сравнительно узкого фюзеляжа
ЯНГГ-З и сопряжение их требовало каких-то мер, вплоть до нового
^чозеляжа, а значит — почти что нового самолета. Но можно было найти
® 3зк. 182 225
и более простой выход. Выход нашел заместитель Лавочкина С. М. Алек-
сеев, надставив вторую (несиловую) обшивку по бортам фюзеляжа в
соответствии с М-82. На этом было выиграно время.
М. И. Гудков первый (он был в Москве) предложил установить на
ЛаГГ-3 двигатель М-82, взяв целиком силовую установку самолета Су-2.
Этот вариант был назван им Гу-82 (март 1941 г.). К началу войны один
экземпляр его был готов, но еще не летал, второй заканчивался.
Кроме того, еще до войны Гудков начал проектировать истребитель
по схеме американской «Эркобры», названный им Гу-1.
С началом войны, когда понадобились средства для борьбы с танками,
Гудков установил на трех серийных экземплярах ЛаГГ-3 37-миллиметро-
вую пушку Шпитального Ш-37 (с 20 снарядами). Эти самолеты, назван-
ные К-37, он привез на фронт под Вязьму. Было выполнено всего
несколько полетов, причем один очень удачный, когда старший лейтенант
Перескоков сбил два Ме-110, израсходовав всего 12 снарядов. Потом
пришлось отступать, а самолеты К-37 остались в воинской части и верну-
лись вместе с ней в Москву. Эта работа по К-37 немного задержала
Гу-82, но все-таки были выполнены полеты, оставившие хорошее впе-
чатление.
Потом началась эвакуация. 16 октября самолеты Гу-82 и К-37 были
отправлены на восток.
Опытный экземпляр ЛаГГ-3 с М-82 ’, названный Ла-5, энергично
строился.
В апреле два экземпляра Ла-5 с успехом прошли испытания, и по
постановлению Государственного Комитета Обороны все нарушенное
производство самолетов Ла было восстановлено, стал выпускаться Ла-5,
и к 5 декабря был налажен его поточный выпуск. До этого пришлось устра-
нять дефекты первых серийных самолетов: недостаточную герметизацию
капота (и как следствие — потерю 40—50 км/ч скорости, жару в кабине),
вибрацию и др.
Ла-5 отлично показали себя в боях под Сталинградом.
Серию Ла-5 вел Петр Дмитриевич Грушин. Лавочкин поставил
на Ла-5 первые три новых двигателя АШ-82ФН. Он держал тесную
связь с ЦАГИ, используя, в частности, их работы по внутренней
герметизации самолета, по маслорадиаторам и др.
В 1944 г. ОКБ С. А. Лавочкина вернулось из эвакуации. Горбунов
и Гудков к тому времени закончили свою работу в самолетострое-
нии.
Ниже приводится описание самолетов ЛаГГ и Ла (см. табл. 18).
И-301 (ЛаГГ-1)—одноместный истребитель-низкоплан с трапеци-
евидным крылом. Двигатель М-105П (пушечный) в 1050 л. с. на высоте
4000 м, винт ВИШ-61П (230—58°) трехлопастный диаметром 3,0 м
с гидравлическим управлением.
Конструкция деревянная. Материал — в основном сосна и березовые
фанера и шпон. В полках лонжеронов крыла, в нервюрах и в отдельных
Арлазоров М. С. Фронт идет через КБ. М., «Знание», 1975, с. 110—117.
226
V.
*дементах передней части фюзеляжа применена дельта-древесина сорта
В и клей ВИАМ Б-3.
фюзеляж — полумонокок, выклеенный из березового шпона. Толщина
^иЬенок от 9,5 мм в передней части фюзеляжа до 3,0 мм в хвостовой.
Жпангоуты — рамные коробчатые. Центроплан и киль — одно целое
Жфюзеляжем. Крышка фонаря кабины — сдвижная назад.
Е'Моторама и лафеты — сварные из стальных труб.
® Крыло профиля NACA-23016 в корне и 23010 у концов, двухлонжерон-
передний лонжерон главный, по всему размаху крыла, задний —
Вдаереломом в разъеме консолей. Размах центроплана — 3,17 м. Лонже-
Коны коробчатые. Элероны — дуралюминовый каркас с полотном, щитки
Цельнодуралюминовые, опускаемые до 15° и 50° и занимающие 56 %
Шемаха крыла 1 от элеронов до радиатора, расположенного под кабиной
Жцаполовину выступающем туннеле с регулирующей створкой.
iЖ Первоначально туннель был выполнен из шпона заодно с фюзеляжем,
Йотом — из дуралюмина. Воздухозаборники — в носке центроплана у
ивмого фюзеляжа. Маслорадиатор — под двигателем. Стабилизатор
мрухлонжеронный с 3-миллиметровой обшивкой. Рули — дуралюмин с по-
метном. Рули и элероны — с триммерами.
L Стойки шасси крепились на передней стенке переднего лонжерона и
бирались в носок крыла, для этого удлиненный у фюзеляжа. Управление
идравлическое, давление 120 ат. Колеса главные — 650X200 мм, хвосто-
Че — 300X125 мм неубираемое. Бензобаки сварные из АМц, протекти-
званные. В первом И-301 (ЛаГГ-1) их было три в центроплане, общим
бъемом 340 л (на 250 кг бензина при его удельном весе 0,725 г/см3),
о втором И-301 и затем в ЛаГГ-3 было добавлено еще два бака в консо-
их крыла, а всего бензина стало 452 л (332 кг). При часовом рас-
оде бензина 137 кг это обеспечивало соответственно 1,8 и 2,5 ч
злета.
• Сиденье летчика — с 10-миллиметровой бронеспинкой. Вооружение
*301 — пушка Таубина 23-мм через ось редуктора двигателя, два
<лемета БС и в перегрузку — два ШКАС. Все пулеметы синхронные,
1,сполагались над мотором.
И-301 дал очень хорошие показатели на госиспытаниях, начатых
; июня 1940 г.: скорость до 605 км/ч на высоте 5000 м, время набора
,!?й высоты — 5,8 мин, а 8000 м — 12,7 мин. Выполнен он был очень чисто
„отполирован до блеска. Однако на нем еще не были установлены рация,
ЖСтема инертного газа, балансир руля направления и фары.
Управление элеронами и рулями было чрезмерно тяжелым. После того
RK на втором И-301 увеличили запас топлива благодаря введению
®ух консольных баков, он был под маркой ЛаГГ-3 запущен в серий-
производство сразу на нескольких заводах.
ЛаГГ-3 (рис. 137 и 138) —серийный фронтовой истребитель,
второго начался в 1941 г.
чр
выпуск
Опускание щитков на 10°—15° практиковалось в воздушных боях
К Да в хвост противнику (Me-109) на вираже. Это была инициатива
^«стантина Груздева.
8*
с целью
летчика
227
« i • * - ПЧ.<
Рис. 137. Самолет ЛаГГ-3
Рис. 138. Схема самолета ЛаГГ-3
Масса серийных самолетов после устранения дефектов и установки
недостававших агрегатов возросла примерно на 70 кг, и не было уже
той тщательной отделки поверхностей. Летные качества ухудшились: ско-
рость снизилась до 549—554 км/ч без бомб и PC, упала дальность.
Вооружение серийных ЛаГГ-3 состояло из одной пушки ШВАК
(иногда вместо нее ставили пулемет БК или пушку ВЯ-23), одного —
двух БС и двух ШКАС, еще подвешивали шесть снарядов РС-82.
Были еще серийные варианты с пушкой 37-мм Шпитального Ш-37
228
(1942 г.) и Нудельмана НС-37 (1943 г.). ЛаГГ-3 с пушкой Ш-37 называли
^истребителем танков».
В дальнейшем выявились еще некоторые недостатки: отсос посадочных
щитков, не вполне достаточный обзор, иногда тенденция к срыву в штопор
ji др. Но все это в общем так или иначе устранялось и не влияло
на продолжение массового выпуска ЛаГГ-3, который в первый период
ВОЙНЫ был одним из основных типов фронтовых истребителей.
Можно привести еще некоторые данные о самолете кроме вошедших
В таблицу: площадь элеронов — 1,32 м2, щитков — 2,53 м2, горизонталь-
ного оперения — 3,08 м2, в том числе рулей высоты—1,49 м2, руля
направления — 0,94 м2. Скорость экономическая — 245 км/ч, наивыгод-
нейшая 280 км/ч, скорость для скоростной дальности 340—380 км/ч, набор
высоты за боевой разворот — 800 м.
, Если сравнить массу конструкции истребителя ЛаГГ-3 с массами
истребителей Як-1, Як-7 и Як-9, то видно, что при том же двигателе,
размерах, вооружении конструкция ЛаГГ-3 (как и ряда зарубежных
Истребителей) была на 250—300 кг тяжелее. Это можно объяснить боль-
шей массой деревянной конструкции (независимо от ее выполнения)
/фюзеляжа по сравнению со смешанной конструкцией фюзеляжа Як.
Крыло во всех самолетах одинаковой конструкции, но в ЛаГГ узлы
|разъема консолей добавляли несколько десятков килограммов по сравне-
нию с гораздо более легкими узлами крепления цельного крыла в Як, не
Имевшего разъемов.
?'(I И, наконец, можно утверждать, что общая культура веса в самоле-
/гах ЛаГГ и Ла была ниже, чем в самолетах Як, где она была доведена
^до совершенства. Но живучесть конструкции ЛаГГ (и потом Ла) была
^Исключительной.
Поскольку ЛаГГ-3, хоть и строился в больших количествах, все-таки
/отставал в летных качествах от других наших истребителей, Делались
^Попытки усовершенствовать его. Первой такой попыткой было
^Намерение — неосуществленное — еще в 1940 г. снабдить двигатель
|ф4*105П двумя турбокомпрессорами (ТК). В 1942 г. испытывали ЛаГГ-3 с
шодвешенными под крылом прямоточными двигателями М. М. Бондарюка
качестве временных ускорителей. Результат был отрицательный: при
работающих ускорителях скорость возрастала на 30 км/ч, а при нерабо-
ЛЖЮщих падала на 50 км/ч.
Были установлены автоматические предкрылки (с 1941 г.). Они оказа-
лись полезными — самолет стал гораздо более устойчивым, особенно
на взлете и посадке, прощал ошибки пилотирования, кроме того,
улучшалась работа триммеров, а с ними — рулей и элеронов. Но в серии
•Дольше шли обычные самолеты. В 1943 г. на ЛаГГ-3 был установлен
двигатель ВК-107, но без определенных результатов, так как этот двига-
тель не был еще достаточно доработан.
! Группой В. П. Горбунова на одном из серийных заводов были
Выпущены три опытные модификации. На этом заводе ЛаГГ-3 выпускался
конца 1941 г. и до сентября 1943 г., когда он сменился истреби-
телем Як-1 (их было много выпущено за 1944—1945 гг.). Там же было
выпущено небольшое количество Ла-5.
229
ЛаГГ-3 облегченный с двигателем ВК-Ю5ПФ в 1180 л. с. на высоте
2700 м (1942 г.). Уменьшение массы было достигнуто за счет вооружения,
оборудования и отчасти конструкции.
Полетная масса была снижена до 2865 кг. Вооружение: одна пушка
МП-20 и один пулемет УБС. Скорость была 564 км/ч на высоте
3900 м. Была построена небольшая серия.
«105» с двигателем ВК-Ю5ПФ. Выпущен весной 1943 г. От серийных
ЛаГГ-3 отличался пониженной массой (2749 кг) и рядом конструктивных
изменений. Кроме того, был изменен контур фюзеляжа в гаргротной
части и установлен новый фонарь для обеспечения заднего обзора,
предкрылки сняты.
На летных испытаниях летом 1943 г. «105» показал скорость у земли
570 км/ч, а на высоте 3,5 км — 623 км/ч (т. е. на 25—28 км/ч больше,
чем у серийных ЛаГГ-3 того же времени выпуска), потолок 10 250 м,
максимальная дальность 853 км, набор высоты 5000 м занимал 4,7 мин.
Самолет обладал хорошей управляемостью.
Второй экземпляр «105» с двигателем ВК-105ПФ проходил госиспыта-
ния в апреле 1944 г. под обозначением ЛаГГ-3 «дублер». Этот самолет
имел ряд конструктивных усовершенствований и усиленное вооружение:
пушка ВЯ-23 и пулемет УБ. На испытаниях была достигнута скорость
618 км/ч, что для 1944 г. было недостаточно. Отмечалась также неудо-
влетворительная работа силовой установки и вооружения. Работы были
прекращены.
ЛаГ-5 (1942 г.) аналогичен Ла-5. Вооружение: две пушки ШВАК-20.
Полетная масса — 3308 кг. Скорость — до 554 км/ч на высоте
6500 м.
Испытания прошел, но в серии не строился, поскольку Ла-5 был
лучше и выпускался на более крупном заводе.
Вообще для ЛаГГ-3 только модификации под М-82 оказались
перспективными.
Кроме того, В. П. Горбунов начинал проектировать и строить брони-
рованный штурмовик с двигателем АМ-37, но в 1942 г. эту работу
бросил, так как в этом самолете не было нужды при наличии Ил-2.
К-37 — модификация М. И. Гудкова — переделка серийного ЛаГГ-3
с тем же двигателем М-105П с 37-миллиметровой пушкой Шпитального
(20 снарядов от зенитки этого калибра). Выпущен был в одном
экземпляре в августе 1941 г., потом еще в двух. Все три самолета
были на фронте, результаты применения были удачные, и было принято
решение о запуске К-37 в серию.
В 1942 г. было выпущено некоторое количество таких самолетов.
В 1943 г. также была небольшая серия, но уже с пушкой Нудельмана
НС-37.
Гу-82 — это серийный ЛаГГ-3 с силовой установкой М-82, взятой
с самолета Су-2. Остался тот же капот двигателя с регулирующими
«юбками» по его задней кромке, маслорадиатор перенесен под фюзеляж
за капотом. В капоте оставались передние жалюзи, а за его «юбками»
надставлена легкая обшивка для получения округлой формы фюзеляжа
соответственно звездообразному двигателю. В общем количество переде-
230
док было минимальным и вне силовой установки других изменений
(Не было.
Вооружение — две синхронные пушки ШВАК-20.
Переделка была произведена М. И. Гудковым. Был выпущен один
самолет, и второй не закончен из-за эвакуации.
Ла-5— один из наших основных истребителей в Великой Отечествен-
ной войне, прославленный и любимый летчиками. Применялся двигатель
.Д-82 в нескольких его модификациях. Конструкция, как и в ЛаГГ-3,
с небольшими изменениями, хвостовое колесо — убираемое в фюзеляж.
С 1943 г. устанавливался новый фонарь с передним и задним
'(бронестеклами, обеспечивавший обзор задней полусферы (гаргрот
фюзеляжа был понижен).
Конструкция обладала большой живучестью в бою и почти не содер-
жала дефицитных авиаматериалов, кроме дельта-древесины, дефицитной
из-за входивших в ее состав импортных смол. Однако в ходе массового
‘выпуска Ла-5 доля дельта-древесины в конструкции постепенно снижа-
лась путем замены ее обыкновенной сосной. От этого полки лонжеронов
крыла становились толще, но большой разницы в массе не было из-за
' Вдвое меньшей объемной массы сосны. В 1944 г. лонжероны крыла стали
[^металлическими, и этот вопрос был снят.
Фюзеляж — полумонокок, выклеенный из березового шпона толшиной
['JI,15—0,75 мм в пять — восемь слоев, что давало толщину стенки 9,5—
J)4,5 мм (с клеем), с уменьшением толщины от носа к хвосту. Продольный
•'набор — 4 лонжерона и 14 стрингеров, поперечный — 15 рамных шланго-
вое коробчатого сечения.
• В каркас фюзеляжа входили еще окантовка кабины и лючков, носок
^киля, составляющего одно целое с фюзеляжем, ряд деталей для крепления
‘управления и др. Центроплан изготовлялся отдельно, но с фюзеляжем
^(составлял одно целое. Размах его — 3,17 м. Клей — везде ВИАМ Б-3.
[[’ Для выхода охлаждающего воздуха из-под капота двигателя были
^’сделаны (взамен «юбки») по бортам «щеки» в виде створок, регулируе-
мых, конструктивно более простых и не хуже выполнявших свое
!, назначение.
1 На первых Ла-5 еще оставалась двойная обшивка фюзеляжа за
капотом, но потом фюзеляж был переделан в полном соответствии
•*с габаритами двигателя М-82.
' Крыло — двухлонжеронное, площадью 17,56 м2 и размахом 9,8 м.
Передний лонжерон главный, прямой по всему размаху; задний в центро-
плане параллелен переднему, а в консолях — сближающийся с ним к кон-
цам крыла. Профиль крыла — NACA-23016 в центроплане и 23010 у кон-
цов. Предкрылки оставались. Элероны небольшого размаха, щелевые,
Их каркас из Д16, обшивка — полотно. Щитки — из Д16, отклоняемые на
50° при посадке и иногда на 10—15° в воздушном бою на вираже.
Обшивка крыла — фанера в 3 мм.
Стабилизатор двухлонжеронный деревянный -с 3-миллиметровой
фанерной обшивкой, из двух консолей, крепившихся к шпангоутам
'Хвостовой части фюзеляжа. Рули с каркасом из Д16 и полотняной
Обшивкой. Левый руль высоты и руль направления — с триммерами.
23
Стойки шасси крепились на передней стенке переднего лонжерона
центроплана, колеса убирались в носок центроплана, немного для этого
удлиненный у фюзеляжа. Управление уборкой и выпуском шасси
гидравлическое (давление 150 ат). Колеса 650X200 и 300X 125 мм.
Топливные баки — сварные из АМц, протестированные, расположен-
ные в центроплане и в консолях. Первоначально их было пять, потом три
(в центроплане), общим объемом на 340 кг бензина (на 1,8 ч полета).
Сиденье летчика — с 10-миллиметровой бронеспинкой. Вооружение — две
пушки ШВАК-20 синхронные, над двигателем.
Первоначально устанавливался двигатель М-82 в 1330 л. с. на расчет-
ной высоте. Самолет был построен в самом конце 1941 г., потом были
доделки и заводские испытания, а в апреле 1942 г.— государственные
испытания (летчик А. И. Никашин). Самолет был сразу же пущен в
массовое производство, причем двигатель ставился М-82 до 1700 л. с.
взлетной мощности. Скорость достигала 580—600 км/ч на высоте 5900_
6400 м, а у земли — 550—560 км/ч (с форсированием). Потом ставили
М-82Ф. Был вариант с М-71 (1943 г.) в опытном экземпляре.
Ла-5ФН (рис. 139) — тот же, но с двигателем АШ-82ФН, форсирован-
ным, с непосредственным впрыском горючего в цилиндры, взлетной
мощностью 1850 л. с., максимальной — 1630 л. с. на высоте 1550 м и
1500 л. с. на высоте 4500 м. Вдоль капота по его верхней
части шел всасывающий патрубок. Винт — ВИШ-150В трехлопастный
диаметром 3,0 м. Вооружение: две пушки ШВАК-20, синхронные, над
двигателем (по 170 снарядов); были и держатели для четырех 50-кило-
граммовых бомб. Масса пустого самолета — 2605 кг, полетная масса
3230—3265 кг, в том числе бензина и масла — 370 кг.
В Ла-5ФН кроме модернизированной силовой установки было
облегчено шасси, улучшена теплоизоляция кабины (до этого в кабине
было жарко из-за воздуха, идущего от двигателя), снижены усилия на
ручке управления и педалях, оставались автоматические предкрылки
против элеронов по образцу МиГ-3 и Ла-5. В результате всех улучшений
фронтовой истребитель Ла-5ФН значительно превзошел немецкие истре-
бители Me-109F и FW-190A по скорости на малых и средних высотах и по
характеристикам вертикального и горизонтального маневра. Впервые
самолеты Ла-5ФН были в больших количествах применены летом 1943 г.
в воздушных боях на Курской дуге. А до этого первые истребительные
полки на Ла-5 участвовали с большим успехом в Сталинградской битве.
Самолеты Ла-5 этих модификаций строились в массовых количествах.
Было два опытных «облегченных» Ла-5, в которых одна из пушек
заменялась пулеметом УБС. Пулеметы ШКАС быстро заменили на УБ
на всех истребителях. В серии Ла-5 с ними не строились, хотя летные
качества стали выше из-за меньшей массы, которая была в пределах
3168—3392 кг (взлетная).
Ла-5ФН с ТК — нагнетателями Трескина — не дал положительных
результатов и попросту не был нужен. Их выпустили несколько экземпля-
ров.
Ла-5УТИ (рис. 139) —двухместный учебно-тренировочный вариант
с двигателем М-82Ф, выпущенный в 1943 г. и прошедший объединенные
232
139.
Самолеты Ла-5ФН (вверху) и Ла-5УТИ
(Испытания с 3 по 30 сентября. От серийного Ла-5 отличался второй
Кабиной (инструктора). Была снята правая пушка ШВАК-20. Упразднены
'бронестекло фонаря и бронеспинка сиденья, радио- и кислородное
Оборудование, система нейтрального газа (НГ), бомбодержатели и упра-
вление сбрасыванием бомб. Летно-тактические данные были примерно
такие, как у серийного Ла-5 с двигателем М-82Ф.
• Самолет строился серийно в 1944 г.
ЛА-7 («120», Ла-120) 1 (рис. 140 и 141, см. табл. 19). По размерам
И обводам он лишь незначительно отличался от Ла-5, но в нем было
Существенное конструктивное отличие — лонжероны крыла металли-
1 «Военно-исторический журнал», 1959, № 6, с. 52.
233
Рис. 140. Самолет Ла-7
Рис. 141. Схема самолета Ла-7
ческие, полки их — стальные хромансилевые тавры, малкованные по про-
филю крыла и закаленные до К2 = 130 кгс/мм2, а стенки — из дуралюмина
Д16-Т. Нервюры и обшивка оставались прежней конструкции. Габариты
сечений лонжеронов резко сократились, освободив дополнительные
объемы для баков. Такие лонжероны были уже в последних Ла-5ФН (тип
41) и Ла-5 (тип 39). Масса лонжеронов уменьшилась примерно на 100 кг.
Вооружение было усилено - три пушки Б-20 вместо двух ШВАК, хотя
234
было выпущено с двумя пушками ШВАК. Потом ставили
от пулемета УБ 12,7 мм. Первоначально с ними были
при стрельбе, но за два месяца все пришло в норму.
того Ла-7
[ушки Б-20 Березина (по 130 снарядов). Они по конструкции мало
'личались ‘ п" 1-1
ложнения
1ШРицел ПБП-1Б(В). Кроме того, были установлены держатели для
“ плвески двух 100-килограммовых бомб. Работы эти выполнены
£ М. Алексеевым в СКБ (серийном). Лавочкин в это время был в Москве.
Й^рвые полеты на модернизированном Ла-5ФН № 206, ставшем про-
ротипом Ла-7, выполнил летчик Н. В. Адамович.
® Аэродинамика самолета была также улучшена путем переноса
Г^аслорадиатора, изменения всасывания в двигатель — воздухозаборники
i^троены в передней кромке центроплана, без выступающего над капотом
Прежнего воздухозаборника (чем Ла-7 зрительно отличался от Ла-5);
кбыла еЩе Раз улучшена внутренняя герметизация самолета путем
^окончательной ликвидации всяких щелей в капоте и просветов между
(трубками и отверстиями для них в противопожарной переборке. Все это
мало самолету Ла-7 преимущества перед Ла-5 в скорости, скороподъем-
ности и потолке. Набор высоты за один боевой разворот стал 1200 м
j ^йесто 1100 м у Ла-5.
Модернизированный Ла-5ФН (прототип Ла-7) был выпущен в декабре
йДОИЗ г., в январе 1944 г. на серийном заводе выпустили эталонный
Изразец Ла-7, который в течение января — апреля 1944 г. прошел гос-
мЬпытания и сразу же стал выпускаться массово как один из основных
шаших истребителей в последний год войны. На нем одержал большую
м,асть своих побед И. Н. Кожедуб.
Ла-7 имел несколько опытных модификаций.
IL ЛА-7ТК — тот же, но с двумя турбокомпрессорами ТК-3, обеспечивав-
шими скорость 676 км/ч на высоте 8 тыс. м вместо 6 тыс. м (без ТК).
«аводские испытания проходили в июле — августе 1944 г. В серии не был,
МОТЯ и было построено 10 самолетов.
, Ла-7 — М-71. Заводские испытания — в 1944 г. В серии не строился,
И двигатель был немассовый.
Ч Ла-7—АШ -83 — модификация серийного Ла-7 под новый более высот-
и мощный двигатель. На этом самолете впервые в СССР установили
крыло, спроектированное под ламинарные профили ЦАГИ.
МКфужение усилено — две пушки НС-23, секундный залп — 3,0 кг вместо
В Ла-7 серийном. Летные качества отличные: скорость 725 км/ч на
Высоте 7400 м и 604 км/ч у земли (на номинальном режиме работы
^дагателя) •
t Выпущен был в конце 1944 г. с обозначением «120» (Ла-120). Завод-
Ц? Испытания закончились 12 сентября 1945 г., но дальше ничего
было, так как двигатель АШ-83 был только опытный и в дальнейшем не
^пускался.
(см. рис. 144) — развитие Ла-7. Профиль крыла — ламинар-
ЦАГИ, в узлах конструкции применено литье из электрона. Вооруже-
четыре пушки НС-23 (масса их — 152 кг, 290 снарядов общей массой
V** Кг, боезапас несколько уменьшенный). Немного изменена форма
фонаря. Масса пустого самолета и полетная почти не изменились.
; 235
Рис. 142. Самолет Ла-7Р и его ЖРД
Заводские испытания (летчики
А. В. Давыдов, И. Е. Федоров
и А. А. Попов) были закончены в
апреле 1946 г. В серии не строился.
Он был предшественником истре-
бителя Ла-9.
Появление на фронте первых не-
мецких реактивных истребителей в
1944 г. поставило задачу увеличе-
ния скорости наших истребителей,
хотя бы временно, в нужные мо-
менты воздушного боя (догон про-
тивника, отрыв от него, выигрыш в
высоте и т. п.). В качестве первой
меры была применена установка в
хвостовой части фюзеляжа и под
крылом реактивных ускорителей на
существующих истребителях.
Первые такие опыты (если не считать наших довоенных работ) были
проведены на Ла-7 в трех его модификациях. Аналогичные работы были
в ОКБ Яковлева, Микояна и Сухого.
Конструкторским бюро Лавочкина были выпущены следующие само-
леты.
Ла-126 ПВРД — с подвеской под крылом двух прямоточных ВРД-430
М. М. Бондарюка. Заводские испытания — в июне — сентябре 1946 г.
(летчик А. В. Давыдов). Прирост скорости — 64 км/ч по сравнению с
Ла-126.
Ла-7 с двумя ПуВРД Д-10 по 200 кгс тяги, подвешенными под кры-
лом. По расчетам ожидались скорости 800 км/ч на высоте 6 тыс. м и
715 км/ч на высоте 8 тыс. м, но в действительности получилось 670 и
620 км/ч.
Аналогичные работы с ПВРД и ПуВРД проводились и на следующем
истребителе Ла-9.
236
К Ла-7Р (рис. 142) — экспериментальный вариант Ла-7, выпущенный
самом конце 1944 г. (начало разработки — осень того же года) в двух
К Экземплярах с дополнительным РД или РД-1ХЗ — жидкостно-реактив-
К)1ым двигателем В. П. Глушко. Тяга — 300 кгс.
Двигатель устанавливался под вертикальным оперением, гори-
/ибнтальное было немного приподнято. Запас топлива для него: 90 л керо-
?Йина и 180 л ислоты. Бензина для поршневого двигателя — 215 кг. Масса
Жустого самолета возросла почти на 100 кг, полетная масса — с 3265
ЙО 3500 кг. Вооружение — две пушки УБ-20.
Прирост скорости при работе РД-1 в течение 3—3,5 мин был более
км/ч. Видно было, что требуется дальнейшая работа, так как
В|другие летные качества и маневренность снизились. Было 15 испытатель-
К>ых полетов (летчики Г. М. Шиянов и А. В. Давыдов) за первые три
: Месяца 1945 г. Бывали и осложнения — 12 мая 1945 г. произошел взрыв
А жрд, правда, на земле. Был взрыв и в воздухе, но Шиянов
/сумел посадить самолет. 18 августа 1946 г. полет с включенным ЖРД был
продемонстрирован на авиационном празднике в Тушино.
» Ла-7УТИ с АШ-82ФН (рис. 143) —двухместный учебно-трениро-
рочный стребитель, аналогичный Ла-5УТИ. Снято бронестекло и броне-
‘^Сйинка, оставлена одна левая пушка СП-20, хвостовое колесо — неубира-
^Нкое. Обшивка крыла — от восьми до пяти слоев шпона толщиной 1,15 —
|),75 мм — стыковалась из правой и левой половин. Обшивка фюзеляжа —
Урцкелитовая фанера 2,5-миллиметровая. Рули — дуралюмин и полотно,
воздушная система выполняла: запуск двигателей, аварийный выпуск
^расси, торможение колес. Гидросистема: подъем и выпуск шасси, опуска-
йе закрылков.
( Справочные цифры для двигателя АШ-82ФН: бензин 4Б-78; октановое
ело 94—95, у = 0,735.
Ла-9(«130») с АШ-82ФН (рис. 144) — развитие Ла-7 с небольшими
виде — концы крыла ламинарного профиля
»43_. Самолет Ла-7УТИ
""
13ЛИЧИЯМИ во внешнем
237
Ьсрезанные, а не эллиптические. Предкрылков нет, при новом профиле они
ж>тали не нужны. Конструкция цельнометаллическая. Кабина летчика
Ииесколько расширенная, более удобная. Вооружение особо мощное —
Ометыре пушки калибра 23 мм с общим боезапасом — 300 снарядов,
и В крыле размещены дополнительные баки для топлива, и общий
рбъем их достиг 825 л, при нормальной взлетной массе 487 л этого
йсватало на 2 ч 27 мин полета. Соответствующие дальности полета —945
№ 1735 км. Самолет был истребителем сопровождения.
Г Благодаря цельнометаллической конструкции было достигнуто значи-
тельное снижение массы конструкции. Масса пустого самолета стала
Ьб38 кг—-немногим больше массы серийного Ла-7 при гораздо более
жильном вооружении и почти вдвое большем объеме баков. Оборудование
L общем, как и на Ла-7. Ряд дальнейших небольших улучшений
В аэродинамике позволил достичь скорости 690 км/ч на второй границе
высотности 6250 м. Скороподъемность и потолок — как у Ла-7.
и Заводские испытания были начаты в июне, а государственные закон-
чены в октябре 1946 г. Самолет удовлетворял требованиям, но, поскольку
война кончилась и уже выпускались реактивные истребители, серийное
^Производство Ла-9 постепенно свертывалось.
На Ла-9 также проводились опыты по временному повышению
^орости с помощью ПВРД и ПуВРД.
r ЛА-138 с АШ-82ФН и двумя ПВРД-430 под крылом аналогично Ла-126.
(Выпущен в конце 1946 г., заводские испытания — с марта по август 1947 г.
'Прирост скорости при включении ПВРД составил 107—112 км/ч.
По сравнению с самолетом Ла-9 без ускорителей, имевшим меньшее
Э^бовое сопротивление, прирост скорости был всего около 60 км/ч на про-
жжении нескольких минут, а уменьшение скорости при выключенных
ВРД — почти в таком же размере в течение всего полета.
Ла-9РД с двумя ПуВРД РД-13 (автопульсирующими) под крылом,
рирост скорости при работающих РД — 127 км/ч, а по отношению
исходному Ла-9 — всего 70 км/ч. При установке воздушно-реактивных
^Жидкостных ускорителей на истребителях Ла-7 и Ла-9 существенно
е^ичивалось их лобовое сопротивление, возрастала полетная масса.
ГО приводило при полете с неработающими ускорителями к уменьшению
Ксимальной скорости и снижению маневренности по сравнению с исход-
мм вариантом. Опыты, проведенные в 1947 г., приносили пользу лишь
.Я изучения прямоточных двигателей. Практического применения это
имело.
^Jla-ЭУТИ (УЛа-9) с АШ-82ФН
Й', как Ла-5 и Ла-7. Вооружение
Пущен в 1947 г., прошел госиспытания в июне
!^Ьшой серией в августе 1948 г.
1 1 jl 3- 11 ( а 1 ДО v. \ { гчтлг* 1 Л \
‘82ФН, тех же размеров, форм и конструкции,
W--23 вместо четырех и с еще более увеличенным объемом баков —
1100л. Масса пустого самолета была немного больше, чем у Ла-9, а по-
могла достигать 4000 кг. Это был истребитель сопровождения
1 “ДЦе более дальнего полета — до 2550 км
к
- двухместный учебно-тренировоч-
— одна пушка 23-миллиметровая.
? и был построен не-
Ла-11 («140») (рис. 145) —развитие Ла-9 с тем же двигателем
но с тремя пушками
239
Рис. 145. Схемы самолетов Ла-9, УЛа-9 и Ла-11
Выпущен был в мае 1947 г., испытания (летчик А. Г. Кочетков)
прошел в июне, а государственные — в августе и сразу же был запущен
в большую серию. Самолеты Ла-11 служили потом несколько лет.
Ла-9 и Ла-11 были венцом развития поршневых истребителей в смысле
вооружения, летных и эксплуатационных качеств, полного учета богатей-
шего боевого опыта. Но они уже не были нужны с появлением
в 1945 г. реактивных истребителей и просуществовали некоторое
время как переходные.
Самолет М. И. Гудкова
Гу-1 (Гу-37) (Рис. 146) — одноместный истребитель, по схеме близкий
к американской «Эркобре». Двигатель АМ-37 за кабиной летчика, вблизи
центра тяжести самолета. Длинный вал диаметром 120 мм (сделанный
из ствола пушки) и выносной редуктор. Шасси с носовым колесом. Кон-
струкция смешанная с преобладанием дерева. Передняя часть фюзеля-
жа — сварная из стальных труб ферма, несшая двигатель, длинный вал с
редуктором и винт. Обшивка ее — дуралюмин. Хвостовая часть фюзеля-
жа, крыло и оперение — деревянные, но лонжероны центроплана металли-
ческие с хромансилевыми полками-таврами и дуралюминовой стенкой.
Профиль крыла — 1В-10 типа В-2 с приподнятой задней кромкой, без-
моментный. Автоматические предкрылки. Водорадиаторы главные — в
крыле, промежуточный водовоздушный с отдельным контуром — в раз-
вале цилиндров двигателя для охлаждения ПЦН (приводного центро-
бежного нагнетателя к двигателю). Маслорадиаторы в мотоотсеке по
бокам фюзеляжа над крылом. Вооружение — одна пушка Таубина, 37-
миллиметровая, через ось редуктора винта (81 снаряд) и еще шесть пуле-
240
jhc. 146. Схема самолета Гу-1
г. в ОКБ
и приспо-
собрана и
и гибелью
Втов синхронных и несинхронных в фюзеляже и крыле. Самолет был
асного цвета, отполированный. Конструкция была перетяжелена почти
, всем '.
Самолет был начат проектированием в 1940 г. До 1942
А. Микулина был изготовлен длинный вал с редуктором
|блен двигатель. Силовая установка была предварительно
ытана.
Первый же полет 12 июня 1943 г. закончился катастрофой
й^чика А. И. Никашина. После чрезмерно большого разбега самолет,
рав по прямой высоту до 200 м, свалился на бок и пошел в пике
земли. Работы были прекращены.
Работы ОКБ А. И. Микояна
и М. И. Гуревича
ОКБ было организовано 8 декабря 1939 г. путем выделения
части состава ОКБ Н. Н. Поликарпова и СКО серийного
|ф^да. В группу его руководящих работников вошли М. И. Гуревич,
Ромодин, И. 3. Матюк, Н. И. Андрианов, Я- И. Селецкий и др.
Артем Иванович Микоян в 1937 г. окончил инженерный факультет
*нно-Воздушной Академии. Первоначально он был военпредом по
^Орке самолетов на серийном заводе, а в 1939 г. его назначили замести-
м Н. Н. Поликарпова по серии И-153.
Сводка по массе: двигатель — 790 кг, винт— 145 кг, вал — 45 кг, фюзе-
1Ж 463 кг, центроплан — 435 кг, консоли — 326 кг, управление — 71 кг,
>сси — 318 кг, пустого — 3742 кг.
Артем Иванович Микоян
Михаил Иосифович Гуревич
Михаил Иосифович Гуревич до начала 1939 г. по возвращении
из командировки в США работал по внедрению самолета Дуглас DC-3.
Позже Гуревич перешел к Поликарпову, где работал над несколькими
опытными самолетами, в том числе над проектом высотного истреби-
теля «X» с двигателем АМ-35А.
Директор завода Павел Андреевич Воронин и главный инженер Петр
Васильевич Дементьев приказом по заводу в октябре 1939 г. (т. е. еще
до окончательного решения наркомата) выделили из СКО и ОКБ Поли-
карпова часть двух его подразделений КБ-2 и КБ-3 (оба по истреби-
телям) и организовали новый опытный конструкторский отдел ОКО-1 под
началом А. И. Микояна. Его заместителями были назначены М. И. Гуре-
вич и В. А. Ромодин.
Этому отделу был передан для использования проект «X», находив-
шийся на утверждении в НКАП, куда Поликарпов передал его при
отъезде в Германию.
Впоследствии, после внедрения в серию самолета МиГ-1 Поликарпов
был отмечен премией по заводу за проектирование самолета. Затем его
перевели на другой завод.
С ноября — декабря 1939 г. ОКБ Микояна приступило к проектиро-
ванию по заданиям высотного истребителя И-200 в двух вариантах
с АМ-37 и бронированных штурмовиков ПБШ-1 и -2 с двигателем АМ-38.
Штурмовик ПБШ-1 хотели уже строить и заказали на него броню, но
вскоре прекратили. Одной из причин этого было наличие штурмовика
Ил-2, уже испытанного. Теперь все усилия были сосредоточены на И-200,
проект которого был в основном закончен в декабре, и в январе 1940 г.
была начата постройка трех экземпляров с двигателем АМ-35А. С декабря
1940 г. самолету дали марку МиГ -1, а его доработанному варианту МиГ-3.
242
(щтически обозначение МиГ-1 имели только первые 100 серийных само-
гов, а следующие — МиГ-3.
Первый полет И-200 (летчик А. Н. Екатов) был 5 апреля 1940 г.
ходе испытаний получена скорость 628 км/ч на высоте 7000 м, а
мая — 648,5 км/ч на высоте 6900 м. Первый полет второго экземпляра
Л 9 мая. На нем была достигнута скорость 651 км/ч на высоте 7000 м,
ia6op высоты за один боевой разворот — 850 м. Время виража — 20—
с. Третий экземпляр был облетан 6 июня.
18 августа этот самолет был показан на параде в Тушино, а в сентябре
кончены госиспытания.
По скорости на высотах более 5000 м И-200 значительно превосходил
Же истребители мира: Як-1 — на 65 км/ч, ЛаГГ-3 — на 80 км/ч, немецкие
J4e-109E — на 136 км/ч и Ме-109Ф — на 115 км/ч. Сразу же последовало
Щешение о его серийной постройке. Было начато внедрение, а с января
Д<941 г.— серийный выпуск.
i Выпуск МиГ-1 и быстро сменившего его МиГ-3 пошел во все
Имрастаюших темпах — их выпускали больше, чем всех других истреби-
дкпей. С эвакуацией завода в октябре 1941 г. выпуск МиГ-3 продолжался
м» новом месте, пока не последовала известная телеграмма Сталина об
млах. Серийная постройка МиГ-3 была прекращена 23 декабря 1941 г.,
ЯюЬледние экземпляры сдавались уже в 1942 г.
№ Прекращение их постройки было вызвано двумя обстоятельствами.
В1' Заводы, выпускавшие двигатель АМ-35А, были переключены на
Выпуск АМ-38, необходимых для штурмовиков Ил-2.
№ Самолет МиГ-3, вопреки первоначальным предположениям, не мог
Ввименяться как фронтовой истребитель, так как на небольших высотах
Вгупал другим, а на больших высотах немцы боев не вели. Зато МиГ-3
|Вейь пригодился в системе ПВО как ночной истребитель против бомбар-
дировщиков. Это вытекало из особенностей его схемы и конструкции,
to силовой установки необусловленных этим его летных данных.
В МиГ-1 и МиГ-3 (рис. 147) —оба смешанной конструкции. Передняя
есть фюзеляжа с моторамой — пространственные сварные фермы
№ труб стали ЗОХГСА (НО кгс/мм2) с обшивкой из пяти дуралюми-
Ирвых панелей и капотами из семи панелей на дуралюминовом
вркасе и замках «Дзус». Хвостовая часть с килем — деревянный
Вонокок с четырьмя сосновыми лонжеронами с накладками из бакели-
товой фанеры под узлы, восемью рамами — шпангоутами коробчатыми
ЯШ стенками из бакелитовой фанеры и со стрингерами — сосновыми
ОЙками. Обшивка — из пяти слоев 0,5-миллиметрового шпона с проклей-
внутри слоем миткаля на нитролаке и с наружной оклейкой миткалем
^Шпатлевкой.
В Фонарь — формованный из плексигласа, без бронестекла; крышка
ВМвижная на роликах.
If1 Крыло — однолонжеронное. Профиль — «Кларк YH» 14—8 %, удли-
ВкНие — 5,97, поперечное V = 6°. Центроплан цельнометаллический, его
Ж?мжерон — двутавр с полками-таврами из стали 20ХГСА термообрабо-
Ж?ННЫМИ’ стенка — Два листа в 2 мм дуралюмина с усиливающими про-
филями, 13 нервюр, из них две усиленные под бортами фюзеляжа.
1 243
244
Дополнительные лонжероны, передний и задний, пять стрингеров под об-
шивкой верхней стороны, клепка впотай. Между лонжеронами, главным
ВТ задним,— два топливных бака, сварных из АМц, протектированных
и|(роме первых серий), по 150 л. Третий бак — в фюзеляже перед кабиной,
(Оже на 150 л, с механическим бензиномером. Обшивка центроплана под
аками съемная, усиленная каркасом, на 6-миллиметровых болтах
муяяг 60 мм) с самоконтрящимися гайками.
fc, Консоли крыла деревянные, однолонжеронные. Лонжерон коробчатый
семью (на концах с пятью) 4-миллиметровыми фанерными стенками,
Ьполками из дельта-древесины шириной 14 — 15 мм. Это давало общую
ширину лонжерона в основании 115 мм, на конце — 75 мм. Дополни-
Ьльные передний и задний лонжероны — коробчатые из сосны и фанеры,
Бервюры балочные. Обшивка — 5-слойная бакелитовая фанера толщиной
до 4 до 2,5 мм по диагонали, кроме носков. Сборка — на казеиновом
лее.
L. Элероны — дуралюминовый каркас с полотном АСТ-100. Щитки
Иренка — дуралюминовые. Хвостовое оперение — дуралюмин с полот-
дом. Площадь горизонтального оперения — 18 % от площади крыла,
вертикального — 8,75 %. Шасси — одностоечное с пневматической убор-
дой и торможением колес, с электросигнализацией и механическим
иигнализатором убранного положения в гнезде в носке центроплана.
Ширина колеи — 2,8 м. Амортизационные стойки — из стали ЗОХГСА
130—150 кгс/мм2), гидросмесь — 70 % глицерина и 30 % спирта. Рабо-
МЙ ход 270—250 мм, давление 39+1 ат. Колеса 600X180 мм. Подъем и
Ыпуск — силовыми цилиндрами, действующими на рычаг выше оси пово-
ВОТа стойки и на замки в обоих положениях. Хвостовое колесо 170X90 мм
Йрузошина), убираемое, с амортизацией.
Р Двигатель АМ-35А взлетной мощностью 1350 и 1200 л. с. на высоте
|Ю0 м, массой 830 кг1 установлен на мотораме, сварной из труб ЗОХГСА.
Йодорадиатор сотовый, емкостью около 40 л, с лобовой площадью
$-23 дм2 — под летчиком в туннеле, с регулируемой заслонкой. Два
|«слорадиатора — в туннелях по бокам фюзеляжа.
№* Система запуска — сжатым воздухом от общей пневмосистемы само-
ДОта. Выхлопных патрубков всего шесть, объединяющих по два цилиндра,
(жаропрочной стали ЭЯ1-ТЛ1. Диаметр ВИШ-22Е — 3,0 м. Кок—из
Вктрона.
Ед Управление самолета: ножное — тросовое, ручное — жесткое, трим-
|ирами — трос в боудене, щитками — пневматическое.
р'.Оборудование — аэронавигационное и другое— 13 приборов, кисло-
ЙИное КПА-3 бис, генератор ГС-350, аккумулятор 12А-5, приемо-
ИНдающая рация РСИ-3.
^Вооружение — один пулемет УБС (300 патронов) и два пулемета
ШКАС (по 375, потом — по 750) над двигателем, синхронных, по две
ОМбы ФАБ-50 или ФАБ-100. На МиГ-3 могли еще подвешиваться под
ЙОНсолями крыла шесть снарядов РС-82 или две бомбы ФАБ-100, или
О} < ।
Для сравнения: масса ВК-105—600 кг, DB-601 (на Me-109) — 575 кг,
**®ЛЛс-Ройс «Мерлин» — 605 кг.
четыре ФАБ-25. Взлетная масса нормальная — 3355 кг. Была попытка
поставить пушку ШВАК вместо пулемета БС. На некоторых самолетах
были установлены еще два пулемета УБ под консолями вне диска
винта. Тогда масса секундного залпа достигла 3,56 кг вместо 1,36 кг.
Взлетная масса МиГ-3 с пятью пулеметами — 3510 кг. Имелись в виду
действия по наземным целям, и были боевые полеты под Москвой.
Недостатком МиГ-1 и МиГ-3 была невозможность установить пушку через
ось редуктора двигателя, вызванная его конструкцией. Бронеспинка —
9 мм (первоначально — 8 мм).
И-200 несмотря на принятие его к серийной постройке не удовле-
творял всем предъявляемым к нему требованиям. Прежде всего нужно
было значительно увеличить дальность его полета. Кроме того, в нем был
еще ряд недостатков, главный из которых — концевой срыв потока и што-
пор при больших углах атаки. Недостаток этот удалось устранить
введением предкрылков. В ходе его испытаний стал разрабатываться
модифицированный тип, проходивший испытания в конце 1940 г.
Серийные МиГ-1 несколько отличались от прототипа И-200. На неко-
торых экземплярах крышка фонаря, первоначально плохо открывавшая-
ся, не ставилась вовсе, и фонарь был открытым. Потом крышку исправили.
Недостатком МиГ-1 была и неудовлетворительная статическая продоль-
ная устойчивость из-за задней центровки. Самолет легко попадал в што-
пор и не выходил из него. Утомляемость летчика была больше, чем
на других самолетах.
В МиГ-3 эти и другие недостатки были в основном изжиты, но неко-
торые его свойства преодолеть не удалось. Велика была посадочная
скорость, не менее 144 км/ч, недостаточная на небольших высотах мане-
вренность, велик радиус виража, но на высоте более 6 тыс. м он был
по маневренности лучше других истребителей. Время виража — 26—27 с.
Конструктивные мероприятия в МиГ-3 по сравнению с МиГ-1 были
следующие.
Добавлен бензобак на 250 л под кабиной. В связи с этим для
обеспечения удовлетворительной центровки двигатель был сдвинут вперед
на 100 мм, радиатор — еще больше и был сделан трубчато-пластинчатым,
добавлен второй маслобак, ЦТ пустого — 20,1 % САХ. В полете —
27,3 % САХ.
Поперечное V консолей увеличено на 1°, установлены автоматические
предкрылки против элеронов.
Все баки стали протестированные, с системой нейтрального газа.
Изменена форма воздухозаборника. Винт принят ВИШ-61Ш с гидравли-
чески управляемым шагом на 35°. Колеса были поставлены 650x200 мм.
Конструктивным мероприятиям предшествовали продувки самолета в
натурной аэродинамической трубе ЦАГИ. Улучшились пилотажные
характеристики при маневре с большими углами атаки, возросла даль-
ность полета с 730 до 857 и 1250 км (с перегрузкой). Минимальная
длина разбега 347 м, пробега — 410 м с применением закрылков и
тормозов.
К началу войны истребителей МиГ-3 было в строю значительно
больше, чем ЛаГГ-3 и Як-1, и на них было переучено немало
246
Ы1
К'1
датчиков. Однако МиГ-3 был все-таки еще недостаточно освоен строевыми
Метчиками, переучивание большинства их еще не было завершено, и
1»>зможности самолета не всегда использовались. По сравнению с И-16,
lb говоря уже об И-153, МиГ-3 был труден в пилотировании, особенно
Би посадке (пробег бывал порядка 600 м при посадочной скорости более
иы) км/ч). Первоначально велика была аварийность. По предложению
Ктчика-испытателя С. П. Супруна, были сформированы два полка на
киГ-3 с большим процентом в них знающих испытателей. Косвенно это
врогло в устранении недостатков пилотирования, но оказался непрео-
Ьенным основной недостаток самолета МиГ-3: превосходя все истреби-
вши в скорости на высотах более 5000 м, он на малых и средних
Осотах уступал истребителям Як, Ла и немецким, имея сравнительно
|мзкие данные, что вместе со слабостью вооружения не позволило
Юлноценно использовать МиГ-3 как фронтовой истребитель. Но он нашел
авбе применение как высотный ночной истребитель в системе ПВО, где
то большой потолок (до 12 000 м) и скорость на высотах были решавш-
ими. Так он в основном и применялся до конца войны, в частности
Храняя Москву. На фронтах МиГ-3 применялся в 1941 —1943 гг. (на
Брянщине, на Кубани, в Молдавии и в Крыму). На МиГ-3 одержал свою
^рвую победу А. И. Покрышкин (сбил Ме-109Е).
Можно отметить, что ремонтные качества МиГ-3 были исключитель-
е. Хорошо была обеспечена взаимозаменяемость. Из двух — трех поло-
нных самолетов легко было собрать один целый. Самолет был очень
хнологичен и долго держался на вооружении после прекращения
оизводства.
Г МиГ-3—АМ-37 (МиГ-7) строился в одном экземпляре, но не испы-
рался, так как двигатель АМ-37 с 1941 г. уже не производился.
Самолет МиГ-3 в 1941 —1943 гг. имел много модификаций, в основном
• силовой установке, в которых сохранялось крыло той же площади
,44 м2 и того же размаха 10,2 м; длина самолета менялась незначи-
ьно. Эти самолеты выпускались после прекращения серийной по-
эойки и имели целью улучшить тип МиГ-3 в сторону увеличения ско-
сти на высоте и потолка.
/МиГ-91—М-82 (МиГ-3—М-82, «ИХ») — первый опыт смены рядного
ругателя на звездообразный М-82 взлетной мощностью 1700 л. с. и на
£оте 6500 м — 1330 л. с. Самолет был выпущен в пяти экземплярах
амом конце 1941 г. в эвакуации, испытывался в 1942 г. (ведущий
.Й$?неР И. Г. Лазарев, летчик-испытатель В. Е. Голофастов).
^Самолет оказался неудачным. Лобовое сопротивление звездообраз-
двигателя при сравнительно узком фюзеляже оказалось больше
четного, не было еще должной внутренней герметизации. Имели место
деации хвостового оперения и плохая управляемость. Скорость полу-
а была всего 565 км/ч на высоте 6150 м, потолок — 8700 м. Были
[Полнены продувки в натурной аэродинамической трубе, а самолет был
Заращен в ОКБ для переделок. Вооружение — три пулемета
Первый с этим названием.
247
Рис. 148. Самолет И-211 («Е»)
Первый экземпляр, проходивший испытания на Калининском фронте,
имел еще два синхронных пулемета ШКАС.
И-211 («Е») (рис. 148) с двигателем АШ-82ФН, но фюзеляж был пере-
делан для более плавного перехода с капота и регулируемых створок на бор-
та, кабина немного сдвинута назад, носок киля удлинен вперед, воздухо-
заборники маслорадиатора — в передней кромке центроплана у бортов
фюзеляжа, стабилизатор поднят. Вооружение: две пушки ШВАК,
синхронные в центроплане.
Испытания проходили летом 1943 г. Была получена скорость
670 км/ч на высоте 7000 м, время набора 5000 м 4 мин. Однако, несмотря
на хорошие данные, в серии не строился, так как с тем же двигателем
уже вовсю шло производство самолета Ла-5. Было только 2 экземпляра,
прошедших заводские испытания.
МиГ-ЗУ (улучшенный, И-230, «Д») — дальнейшее развитие МиГ-3 при
том же двигателе АМ-35А, но с двумя синхронными пушками ШВАК
(СП-20), с новым деревянным фюзеляжем от моторамы, облагороженной
аэродинамикой водорадиатора, всасывающими патрубками в корне
крыла, с облегченным шасси и другими усовершенствованиями.
По конструктивно-силовой схеме явился воплощением исходного проекта
«X», начатого еще при Н. Н. Поликарпове — без центральной сварной
фермы фюзеляжа.
За счет попутного облагораживания внешних форм и снижения массы
на И-230 удалось получить более высокие характеристики, чем на
МиГ-3. Вопрос о возобновлении серийного производства МиГ был
поднят, однако для 1943 г. его сочли нецелесообразным при все
возрастающем выпуске Яков и Ла. Шесть летных экземпляров МиГ-ЗУ
(«Д»), построенных силами опытного завода, были отправлены на
Калининский фронт, где действовали с известным успехом.
248
'h И*231 («2Д») — почти тот же МиГ-ЗУ, но с двигателем АМ-39 взлетной
Мощностью 1800 л. с. и цельнометаллическим фюзеляжем. Вооружение:
Ве пушки ШВАК, синхронные. Полетная масса — 3287 кг. Выпущен в
р43 г. в опытном экземпляре. Благодаря большей мощности была
эстигнута скорость 707 км/ч на высоте 7100 м и время набора высоты
)00 м 4,5 мин. Показатели были хорошие, но двигатель — немас-
1ВЫЙ, и серия не строилась.
[ В дальнейших попытках увеличить скорость и потолок МиГов при-
поев пойти на увеличение площади крыла и применение нагнетателей
)И более мощных двигателях. Размеры опытных экземпляров самолетов
•али соответственно возрастать, масса — также.
И-220 («А») (рис. 149). Площадь крыла — 20,38 м2 (на 3 м2 больше
!иГ-3). Был выпущен в двух опытных экземплярах в конце 1942 г.
двигателями АМ-38Ф и АМ-39. Конструктивные нововведения: туннель-
е водорадиаторы в крыле, мягкие топливные баки, рычажная
двеска колес. Вооружение — четыре пушки ШВАК (впервые в СССР),
е из них — в перегрузку (легкосъемные). Использовалась энергия
хлопа.
Первый экземпляр (с АМ-38Ф, затем АМ-39) испытывался в январе
4 г., была получена скорость 572 км/ч у земли и 622 км/ч на высоте
м. Летали А. П. Якимов, И. И. Шелест и др.
Второй экземпляр (с АМ-39) проходил заводские испытания в июле —
^густе 1943 г., а госиспытания были начаты 14—24 июня 1944 г., но
№кратились из-за выхода из строя двигателя. Скорость была достигнута
F1 км/ч у земли, 614 км/ч на высоте 2700 м и 697 км/ч на высоте 7800 м.
L В общем у МиГ с невысотным двигателем АМ-38Ф (пригодным больше
|Я штурмовиков, чем для истребителей) никаких преимуществ не было.
I с двигателем АМ-39 они появились.
249
Рис. 150. Схема самолета И-220 («2А»)
И-221 («2А») с двигателем АМ-39А и двумя турбокомпрессорами
ТК-2Б. Они работали хорошо, и наддув не падал до достигнутой высоты
более 13 тыс. м.
По внешнему виду самолет представлял собой тот же тип, И-220
(рис. 150), но с увеличенным до 13 м размахом крыла. Для работы гермо-
кабины вентиляционного типа под ней был устроен широкий воздухо-
воздушный радиатор, включенный в систему вентиляции по последова-
тельному циклу. Первый полет летчика П. А. Журавлева был 2 декабря
1943 г. Но заводские испытания завершены не были из-за ава-
рии.
И-222 («ЗА») (р ис. 151) —высотный стратосферный истребитель-
перехватчик с двигателем АМ-39Б-1, с одним турбокомпрессором
ТК-300Б, работавшим от левого выхлопного коллектора двигателя.
Справа были реактивные выхлопные патрубки. Мощность взлетная —
1860 л. с., на высоте 6500 м — 1620 л. с. и на высоте 13 200 м — 1430 л. с.,
масса его—1043 кг, масса ТК—85 кг. Винт — четырехлопастный
АВ-9Л-26 массой 190 кг.
Крыло площадью 22,44 м2, профиля NACA 230-14-10 (на концах),
удлинение 7,5. Площадь горизонтального оперения 3,34 м2, вертикаль-
ного 2,01 м2. В общем были приняты все меры к достижению больших
высот. На двигателе были свой ПЦН (приводной центробежный нагнета-
тель), ТК и высотный винт.
Это был вовсе не рекордный самолет, а полноценный истребитель,
вооруженный двумя 20-миллиметровыми пушками ШВАК, с бронеспинкой
сиденья летчика, передним (внутри фонаря) и задним бронестеклами
герметической (впервые на МиГах) кабины вентиляционного типа.
250
|pWc. 151. Самолет И-222 («ЗА»)
*с. 152. Самолет И-224 («4А»)
« Конструкция — смешанная, консоли крыла и хвостовая часть фюзе-
яжа — деревянные, как в МиГ-3. Мидель фюзеляжа (без фонаря) —
>0 м2, с фонарем — 1,14 м2. Колея шасси — 3652 мм, колеса основные
ВЬ0Х200 мм, хвостовое — 350X 125 мм, убираемое. Радиаторы — водя-
ной и масляный — установлены в крыле, в туннелях. В отличие
рт И-221 воздуховоздушный радиатор вынесен из-под кабины вперед под
Иригатель. Топливный бак мягкий.
К Данные по массе: ВМГ — 1845 кг, в том числе моторама — 30 кг,
Радиатор с водой — 128 кг, воздуховоздушный радиатор — 80 кг, масло-
Радиатор с маслом — 65 кг, маслобак в носке крыла — 10,5 кг, водопро-
вод — 12 кг, коллектор — 23 кг.
£ Самолет был выпущен в конце апреля, а первый полет состоялся
,17 мая 1944 г., были достигнуты скорости 682 км/ч на высоте 6700 м и
Я>91 км/ч на высоте 12 500 м и потолок 14 500 м — рекордный для истреби-
телей, как и скорости на высотах. Посадочная скорость — 169 км/ч.
и с. 4>tШиигх U (/
И-224 («4А») (рис. 152) — модификация И-222 (ЗА) с форсированным
двигателем АМ-39Б и одним ТК-2Б (ТК-300Б) того же назначения, той же
геометрии, размеров и конструкции. Винт четырехлопастный с очень
широкими лопастями, увеличен и улучшен воздуховоздушный радиатор.
Вооружение — две пушки ШВАК. И по внешнему виду мало отличался от
«ЗА». В ходе заводских испытаний осенью 1944 г. была достигнута
высота 14 100 м. Расчетная дальность полета 1400 км не была получена.
И-225 («5А») (рис. 153) —модификация И-220 с его же геометри-
ческими размерами и площадью крыла 20,38 м2, но с двигателем
АМ-42Б взлетной мощностью 2000 л. с. с одним турбокомпрессором
ТК-300Б. Вооружение: 4 синхронных пушки ШВАК. Первый полет был
выполнен 21 июля 1944 г. летчиком А. П. Якимовым. По расчетам само-
лет должен был иметь на боевом режиме работы двигателя скорость
729 км/ч на высоте 8520 м, а на номинальном режиме — 721 км/ч на
высоте 8850 м. 7 августа в ходе летных испытаний И-225 показал
на номинальном режиме скорость 704 км/ч на высоте 7800 м, близкую
к расчетной на этой высоте. 9 августа 1944 г. на 15-м полете произошла
авария и самолет был разрушен. Второй его экземпляр с двигателем
АМ-42ФБ и ТК-300Б начал испытываться только 14 марта 1945 г. По срав-
нению с первым экземпляром на этом самолете несколько улучшили обзор.
Таким образом, все семейство истребителей «А», планомерно разви-
ваемое от типа к типу, дало рекордные показатели для промежуточного
Рис. 153. Схемы самолетов И-222, И-224, И-225
252
[дериода, до появления истребителей с ТРД, переходной ступенью к кото-
рым был самолет И-250 («Н») с комбинированной силовой установкой.
Г И-250 («Н») (рис. 154) — опытный скоростной истребитель с поршне-
вым двигателем ВК-107А взлетной мощностью 1650 л, с и на высоте
1*3800 м— 1450 л. с. Двигатель ВК-107А был с дополнительным отвод-
валом на расположенный сзади ВРДК конструкции К- В. Хол-
Кцевникова из ЦИАМ. Это обусловило своеобразную схему самолета,
Кйиалогичную схеме Су-5 П. О. Сухого. ВРДК (воздушно-реактивный
Кдигатель компрессорный) — в хвостовой части фюзеляжа, воздух к нему
Поступает по туннелю под ВК-Ю7А и под кабиной. Камера сгорания —
К семью форсунками за кабиной, выходное газовое сопло — с регулируе-
Кдлми боковыми створками.
р / Конструкция цельнометаллическая. Размеры самолета небольшие,
Мдощадь крыла всего 15,0 м2, оно тонкого профиля, со специальной
Кэродинамической компоновкой. Общая мощность поршневого двигателя
К Врдк была 2800 л. с. на высоте 7000 м при скорости 820 км/ч. Полетная
Квсса — 3680 кг, удельная нагрузка на крыло — 245 кг/м2 — для
|№>го времени очень большая, хотя потом значительно превзойденная
Kft' истребителях с ТРД. Но в И-250 все было сделано для достижения
Мвибольшей возможной скорости, которая и была действительно получена.
Яюсадочная скорость— 150 км/ч.
Яр Самолет выпущен был в феврале 1945 г. Первый полет (летчик
ЯкП. Деев) был выполнен 3 марта 1945 г., первый этап испытаний был
ЯБоведен в марте — мае. Была зафиксирована (в марте) скорость
№ км/ч на высоте 7800 м (впервые в СССР), потолок был достигнут
Ииоло 12 000 м, но больший и не был нужен.
Ь И-250 имел мощное вооружение: три пушки Г-20 (калибр 20 мм),
ha — в развале цилиндров мотора и две синхронных. Это был полноцен-
истребитель. Была построена малая серия, проведены войсковые
ЯКпытания. Самолет применялся в ВВС Северного и Балтийского флотов
v 1950 г. Дальность полета без включения РД на скорости 600 км/ч была
№18 км (МиГ-13).
К' Самолет И-250 («Н») был началом работ ОКБ МиГ по реактивным
вМолетам. Первым шагом в этом направлении был МиГ-9 с двумя ТРД,
ВКтем И-270 («ж») с ЖРД.
кр^Роме работ по истребителям, в ОКБ были выпущены еще два типа
ИКмрлетов другого назначения.
LjUifc (МиГ-5) (рис. 155) —двухмоторный одноместный истребитель
Д^ИРвожден и я тактических бомбардировщиков, он же легкий бомбарди-
Ярщжк, разведчик и торпедоносец. Вооружение: одна пушка ВЯ-23, два
Иидемета БС и четыре пулемета ШКАС. Самолет был построен в двух
Л1Риантах — «Т» с двумя двигателями АМ-37 (в конце 1941 г.) и «ИТ» с
М-82Ф (в октябре 1942 г.). Схема ДИС — низкоплан с разнесенным
«Щурением, подобно ОКО-ббис (Та-3). Конструкция смешанная.
• Ж’РРвый экземпляр проходил заводские испытания и показал скорость
км/ч на высоте 6800 м. Второй испытаний не закончил, поскольку был
в массовой постройке самолет Пе-2, который тоже мог строиться
$ разных вариантах.
9КЯ
Рис. 154. Самолет И-250 и его схема
254
L«Утка» (МиГ-8) (рис. 156) — экспериментальный легкий высокоплан,
Иполненный по схеме «утка», с двигателем М-11ФМ в 110 л. с. с толкаю-
ШМ винтом. Кабина — закрытая, трехместная (летчик впереди),
ЖСИ — с носовым колесом, стойки шасси — свободнонесущие, колеса —
Ибтекателях, неубираемые. Крыло — подкосное, постоянной хорды,
Штатным поперечным V, угол — 2°, двухлонжеронное. Вертикальное
|й||)ение — «шайбы» с рулями направления — было расположено на
№ёдине каждого полуразмаха крыла (первоначально они были на концах
рта). Нос фюзеляжа — удлиненный, тонкий, несший горизонтальное
Рфение — стабилизатор с рулями высоты. Вся конструкция деревянная
'Полотном.
[^'Самолет строился как пробный для проверки схемы «утка», которая
•РГла бы пригодиться в дальнейшем для скоростных самолетов и для
спытания стреловидного крыла на малых скоростях, был выпущен в
L 255
полета. Для решения этой трудной задачи впервые была разработана
концепция включения бронекорпуса в силовую схему самолета, т. е.
броня заменяла многие элементы обычной конструкции и обеспечивала
потребную прочность. Осуществление такой концепции возможно было
лишь при наличии броневых листов двойной кривизны, а их промышлен-
ность не выпускала. Наладить производство этих листов стоило
больших усилий.
Работы над созданием цельнобронированных штурмовиков были
начаты по инициативе Ильюшина во второй половине 30-х годов, а в пер-
вой половине 1939 г. Ильюшиным был выпущен первый опытный образец
такого самолета — БШ-2 (бронированный штурмовик — второй, он же
ЦКБ-55).
Следует напомнить, что было и название БШ-1, присвоенное несколь-
ким самолетам С. А. Кочеригина и лицензионному самолету Валти
V-11, в которых бронирование было очень ограниченным, тогда как в БШ-2
были полностью защищены двигатель, люди и топливо. Характеристики
штурмовиков Ил даны в табл. 21.
БШ-2 (ЦКБ-55, ДБШ) с двигателем АМ-35 в ИЗО л. с. номинальной
мощности, 1200 л. с. на высоте 4500 м и 1350 л. с. взлетной с винтом
ВИШ-22Т, трехлопастным. Самолет был выпущен в двух экземплярах,
в общем одинаковых. На первом производились доводки и изменения,
второй был предъявлен на госиспытания. Самолет был двухместный
(летчик-радист и стрелок). Его размеры, формы, оборудование в даль-
нейшем уже мало менялись, самолет сложился сразу, только вооружение
его значительно усиливалось. Первые полеты самолетов № 1 и № 2 были
2 октября и 30 декабря 1939 г. (летчик В. К. Коккинаки), заводские испы-
тания закончены 26 марта 1940 г., а государственные были проведены 1 —
19 апреля. Выводы их были таковы, что с двигателем АМ-35 самолет не
соответствует тактико-техническим требованиям (ТТТ), что необходим
двигатель АМ-38, более мощный у земли, и что следует заказать
войсковую серию для дальнейших испытаний.
Скорость у земли составила 362 км/ч вместо заданной 385 км/ч,
посадочная — 135—140 км/ч вместо 105—110 км/ч, дальность — 618 км
вместо 800 км; время виража — 27,3 с. Потолок при госиспытаниях не
определялся, так как для штурмовика он не был решающим фактором.
Вооружение: четыре пулемета ШКАС и 400—600 кг бомб, плюс один
ШКАС оборонительный.
Конструкция БШ-2 была смешанная. Бронекорпус фюзеляжа, его
передняя часть — капоты двигателя, состояли из листов стальной
брони АБ-1 толщиной 4 мм (капоты), 5 мм (пол и бока), 7 мм (задняя
стенка кабины стрелка); защита двигателя сверху — листовой дуралюмин
в 5 мм. Общая масса бронирования — около 700 кг. Стыковка и крепление
кусков брони — на 5- и 6-миллиметровых стальных заклепках на дуралю-
миновых профилях и полосах каркаса. Задняя часть фюзеляжа — дере-
вянный монокок, выклеенный из березового шпона и фанеры (на прямых
участках). Шпон в виде лент толщиной в среднем 0,8 мм и шириной
до 100 мм. Средняя толщина стенок монокока — 5 мм (с клеем). Крыло
и оперение дуралюминовые.
258
"2_1Б7. Самолеты ЦКБ-57 (вверху) и ЦКБ-55П (Ил-2 одноместный)
В целом самолет был безусловно удачным по схеме и конструкции
не требовал особых изменений. Однако военными был сделан вывод,
самолет должен быть одноместным, чтобы за счет массы стрелка уве-
запас топлива. Необходимость защиты сзади для самолета-
ика если и не отвергалась совсем, то во всяком случае
не придавали должного значения, не предполагали, что в начале войны
, хватит истребителей прикрытия для них. С. В. Ильюшину пред-
выпустить самолет в одноместном варианте, что и было им
нено к концу 1940 г.
ЦКБ-57 (рис. 157) — одноместный штурмовик, переделанный из
№ 1; двигатель АМ-38, невысотный. Вместо кабины стрелка
или бронеперегородку и бензобак; наступательное вооружение
изменений. Была повышена продольная устойчивость и облегчено
е элеронами. Первый полет — 12 октября 1940 г. (В. К. Кок-
). На заводских испытаниях достигнута скорость у земли 423 км/ч,
высоте 2800 м (граница высотности двигателя) — 437 км/ч. Самолет
начался прежде всего для оценки двигателя АМ-38 и госиспыта-
не проходил.
ЦКБ-55П, Ил-2 одноместный (рис. 157) с двигателем АМ-38 в 1500—
л. с., причем двигатель был опущен на 175 мм, добавлен бензобак
; 9*
259
на 155 кг и тогда запас топлива стал 470 кг вместо 315 кг в ЦКБ-55. Как
и на ЦКБ-57, для улучшения продольной устойчивости консоли крыла
были отогнуты назад на 5° и центровка стала 30,2 % САХ. Площадь
стабилизатора была увеличена на 3,1 %. Был сделан новый фонарь
кабины с задним бронестеклом, толщина задней брони была увеличена до
12 мм. Вместо четырех пулеметов ШКАС были установлены две пушки
ШВАК-20 (420 снарядов), два ШКАС (1500 патронов) и восемь снарядов
РС-82. Нагрузка возросла с 1110 кг до 1320 кг, масса пустого
самолета — с 3615 кг до 3990 кг и полетная — до 5310 кг, т. е. увели-
чилась на 585 кг отчасти благодаря усилению конструкции крыла.
Первый полет был 29 декабря 1940 г. (В. К- Коккинаки). Госиспытания
проводились с 28 февраля по 20 марта 1941 г. Ил-2 был запущен в серийное
производство на трех заводах, причем работа над ним продолжалась
и вносились некоторые изменения. Так, первоначально фонарь кабины
замыкался пологим непрозрачным обтекателем, замененным прозрачным
лишь в серии.
Мощность двигателя АМ-38 за это время была увеличена —
номинальная до 1575 л. с. при той же взлетной в 1665 л. с., повышенной
в 1942 г. до 1720 л. с. (это был уже АМ-38Ф).
Самолет с апреля 1941 г. стал называться в серии Ил-2. Вооружение
было еще усилено: две пушки ШВАК, два пулемета ШКАС, восемь
РС-82 или РС-132 и 400—600 кг бомб. Пушки ШВАК уже с лета 1941 г.
стали заменяться пушками ВЯ (Волкова — Ярцева) 23-миллиметровыми,
имевшими большие начальную скорость снаряда (915 м/с), скорострель-
ность (550 выстрелов/мин) и сам снаряд большей взрывной силы.
Полетная масса серийных экземпляров достигала 5750 и 5873 кг,
по данным госиспытаний в июне 1941 г. Запас топлива был увеличен
до 535 кг. Скорость стала 372—382 км/ч у земли и 391—412 км/ч
на высоте 2500 м (так как дигатель АМ-38 был невысотный).
Летные качества сильно зависели от наружной подвески бомб и PC,
но они были в общем достаточны для боевого применения Ил-2. В лучшем
случае скорость у земли на взлетной мощности могла достигать
433 км/ч и на номинальной — 419 км/ч. Снижение летных качеств
в серии, вовсе не оправданное возросшей массой и более сильным воору-
жением, было вызвано главным образом производственным выполнением,
в серии более грубым, чем в опытном экземпляре. В 1942 г. в ЦАГИ были
подробно исследованы причины снижения летных качеств самолета и даны
рекомендации по их устранению. Так, отсос створок бомболюков мог
уменьшать максимальную скорость на 12—15 км/ч, отсутствие обтека-
телей полозов под PC и над хвостовым колесом — на 11 км/ч, плохая
внутренняя герметизация бронеспинки и противопожарной перегородки —
на 5,5 км/ч. Всего набиралось более 30 км/ч потерь в максимальной
скорости. Было проведено два существенных конструктивных улучше-
ния — маслорадиатор был установлен в общем туннеле с водорадиатором
(а был под фюзеляжем). Пробовали убрать нижний и боковые воздухо-
заборники продува картера (у кока винта), что давало выигрыш в
несколько км/ч, но это не было принято, так как нарушило бы форму
брони, налаженной в серийном производстве.
260
В мае-июне 1941 г. первые серийные Ил-2 стали поступать в строевые
5ч#сти штурмовой авиации наших ВВС, но в 1941 г. их было еще мало
Ьз-за последовавшей вскоре эвакуации авиапромышленности. Однако они
Ьуспехом применялись в боях на дальних подступах к Москве в августе —
Ьябре. и показали себя как действенное противотанковое оружие при
Кгурмовке танковых и мотомеханизированных колонн противника. Их
Кюружение плюс появившиеся в 1943 г. специальные противотанковые
Кмбы ПТАБ-2,5—1,5 (кумулятивного, т. е. направленного действия)
Щссой 1,5 кг в количестве 200 шт. давали возможность вести
Нстивную и успешную борьбу с танками и пехотой.
|ы, Были приняты чрезвычайные меры для увеличения выпуска Ил-2
мЬаигателей АМ-38 за счет сокращения выпуска АМ-35А, АМ-37 и других;
надписывалось самолеты с ними переделывать под другие двигатели или
Кекращать их производство. Выпуск Ил-2 неуклонно рос и уже в конце
«М2 г. достиг больших размеров.
'Ну Однако успехам Ил-2 на фронте сопутствовали очень большие их
ЙЙЙгери (как и старых самолетов СБ и ТБ-3). Бывало, что летчик-
Ыюрмовик после десяти успешных боевых вылетов получал звание
1КрОЯ Советского Союза (а обычно — после ста вылетов). Отсутствие
Грелка определенно вредило самолету Ил-2, беззащитному сзади.
Вщиецко-фашистское командование учло это и сформировало специаль-
ные истребительные авиагруппы из летчиков, натренированных в атаках
шди — сверху на самолеты Ил-2. Истребителей для прикрытия Ил-2 у
тогда еще не хватало. Бронекорпус хорошо защищал летчика,
Ьцгатель и баки, но хвостовая деревянная часть фюзеляжа была очень
«займа и бывало даже, что хвост чуть-чуть не отламывался, буквально
ррёрезанный пулеметной очередью. Но летчик часто оставался жив в
врнекорпусе, который не страдал при посадке на фюзеляж («на брюхо»).
Ку На одном из заводов, где производился ремонт Ил-2, главный
Инженер А. К. Беленков применил как меру спасения усиление монокока
КЯНрьмя лонжеронами — стальными Л-профилями. Потери умень-
МйВИСЬ. Потом и в сериях стали усиливать монокок Л-профилями.
Кроме того, в строевых частях инженеры и техники иногда сами обору-
Шпали импровизированные стрелковые установки для защиты самолета
НЬди.
И|В начале 1942 г. в Бюро новой техники (БИТ НКАП) была
Доведена конференция фронтовых летчиков-штурмовиков, летчиков-
1КрЫтателей Ил-2 и конструкторов по обмену опытом боевого применения
о улучшению Ил-2. Пожелания штурмовиков, уже не впервые выска-
Вные, сводились к необходимости выпуска двухместного варианта,
«Усилению пушечного вооружения, так как пушки ШВАК-20 были
ККтаточно эффективны против танков, и к увеличению мощности дви-
Оставалось все это осуществить.
, дуфоизошел возврат к первоначальному двухместному типу. Двигатель
;АЯ1"38 был форсирован до 1720 л. с. взлетной мощности (АМ-38Ф).
исключения были предприняты две описанные ниже попытки соз-
ДР* Одноместный вариант Ил-2 со специальной целью применить его
ИМЯ воздушного боя, используя его штурмовые качества.
261
Рис. 158. Самолет Ил-2 двухместный и его схема
Ил-2 двухместный (рис. 158). В июле 1942 г. прошел государственные
испытания Ил-2 с двигателем АМ-38Ф, с двумя пушками ВЯ-23, двумя
пулеметами ШКАС, восемью РС-82 или четырьмя PC-132, одним пулеме-
том УБТ у стрелка и 400—600 кг бомб.
С третьего квартала 1942 г. эти самолеты стали поступать на фронт
во все возраставшем количестве. 30 октября они впервые были применены
и притом с большим успехом.
262
В этом варианте крыло оставалось с прежним углом стреловидности
онсолей (деревянных — временно). В связи с появлением кабины
Йтелка изменилась конструкция бронекорпуса, а также хвостовой части
рзеляжа (деревянной).
। Кабину стрелка оборудовали вне бронекорпуса за бронеперегородкой
|днего топливного бака. Спиной к перегородке на подвесной брезентовой
ймке сидел стрелок, защищенный от огня со стороны хвоста самолета
донеперегородкой толщиной 6 мм. Вырез в верхней части фюзеляжа под
|бину стрелка окантовывался отштампованным из дуралюминового
’ста жестким кольцом1.
Масса бронекорпуса в ходе доводки и изменений достигла 990 кг.
Ьнекорпус состоял из двух десятков кусков, штампованных, точной
#рмы, с чистыми краями и с заранее сделанными отверстиями под
айные заклепки в 5 и 6 мм. Броня — гомогенная (однородная)
щиной 4, 5, 6, 8 и 12 мм (бронеспинка цементированная).
^Элементы бронекорпуса проверялись отстрелом, чтобы убедиться в
йутствии трещин. Лунки от пуль допускались. Пробовали вариант
Электросварке, но удачных результатов не было, и академик Е. О. Патон
го не мог справиться со сваркой самолетной брони. Листы ее из-
лились на нескольких заводах в разных городах. К концу войны
Нку освоили.
^Деревянная хвостовая часть фюзеляжа стыковалась с бронекорпусом
алюминовой лентой на дуралюминовых же 5-миллиметровых заклеп-
яГТакой она была почти до конца войны, когда ее стали делать дуралю-
Мовой, как и консоли крыла.
переднем смотровом стекле была «мозаичная» прозрачная броня —
Шесте кд о толщиной 63 мм, склеенное из кусков размером примерно
(X 1'5 см и дававшее лишь ограниченные трещины при попадании
Ь.
^Центроплан — дуралюминовый со стальными (ЗОХГСА) полками
11Жеронов, двухлонжеронный, с бомбовыми отсеками между фюзеляжем
долами — обтекателями шасси. Консоли крыла — деревянные, двух-
Керонные с фанерной обшивкой, позднее они стали делаться из
Ййюмина, когда этот материал перестал быть у нас дефицитным. Дере-
Ная конструкция была вынужденной и имела свои неудобства.
МОЙ часто приходилось клеить в холодных цехах, потом ремонти-
вать крылья уже на фронте (например, перед началом Курской бит-
'«угол стреловидности по передней кромке первоначально оставался,
'р одноместном Ил-2, хотя кабина стрелка смещала центровку назад.
ь с конца 1943 г. консоли были переконструированы, и угол их
Мловидности по передней кромке доведен до 15°.
лОперение дуралюминовое с полотняной обшивкой рулей и элеронов.
®>Нью 1943 г. был введен «контрбалансир» к рулям высоты для
^Ж*ЫШения степени продольной устойчивости.
«Самолеты марки Ил», М., Машиностроение, 1983, с. 105—106.
263
Шасси — убираемое (не полностью) поворотом назад в специальные
гондолы-обтекатели на центроплане. Колеса 888X260 мм, хвостовое —
300X120 мм — неубираемое, с небольшими обтекателями перед ним и за
ним. Каждая нога шасси с двумя амортизационными стойками — шасси
более трудоемкое, чем одностоечное, но зато при простреле одной из
стоек другая* более или менее обеспечивала посадку. Управление
подъемом и выпуском колес — сжатым воздухом под давлением 35—
50 ат. Гондолы-обтекатели — с дуралюминовыми носками, средняя
часть их фанерная, хвостовая из шпона. Давление в пневматиках
главных колес — 2,9 ат, хвостового — 3,9 ат.
Шасси изготовлялось из стали ЗОХГСА. Пробовали использовать
аналогичную сталь американской поставки, но она оказалась хрупкой и
с малой ударной вязкостью.
Ил-2 (крыло со «стрелкой») — модификация предыдущего с тем же
двигателем АМ-38Ф, но форсированным до 1720 л. с., с некоторыми
аэродинамическими и конструктивными улучшениями. Угол стреловид-
ности консолей крыла — 15°. С 1945 г. консоли крыла и хвостовая часть
фюзеляжа стали дуралюминовыми.
В январе — феврале 1943 г. этот Ил-2 уже в больших количествах
прошел летно-боевые войсковые испытания на Сталинградском фронте
в составе Восьмой воздушной армии, потом широко и с большим эффек-
том применялся в Курской битве против танков и пехоты. Тут шли в ход
их пушки, пулеметы и PC.
Госиспытания были закончены еще раньше — 12 декабря 1942 г.
Присутствие стрелка позволило в ряде случаев действовать без
прикрытия истребителями. Однако это давалось нелегко, и потери среди
стрелков были очень велики (примерно на одного погибшего летчика
приходилось семь убитых стрелков), так как голова и грудь их не были за-
щищены.
Ил-2 двухместный с успехом применялся в авиации морского
флота для уничтожения кораблей и других плавсредств противника.
Летчики-штурмовики вели активную борьбу с железнодорожными эшело-
нами и автомобильными колоннами противника. Основным же назначе-
нием Ил-2 была непосредственная поддержка войск на поле боя и борьба
с танковыми и моторизированными группировками противника на линии
фронта и в ближних тылах, на переправах, при подготовке атак и т. д.
Ил-2 с крупнокалиберными противотанковыми пушками. Двигатель
АМ-38Ф. Был взят серийный самолет и на нем взамен прежних пушек
ШВАК и ВЯ установлены две пушки Нудельмана НС-ОКБ-16 калибра
37 мм (по 50 снарядов). Оставлены два ШКАС и один УБТ у стрелка.
Масса увеличилась на 760 кг. С 20 июля по 16 декабря
1943 г. были проведены войсковые испытания на боевое применение.
Пушки НС могли поражать любые танки вплоть до «тигров». Они
очень пригодились в Курской битве.
Оригинальный опыт был произведен в 364-м ШАП. Под крыло
Ил-2 были подвешены 32 штуки РС-82 в «два этажа». Было три
очень удачных боевых вылета, но в дальнейшем эта установка не при-
менялась, так как скорость заметно уменьшилась.
264
159. Самолет Ил-2У
Ил-2 И («Истребитель бомбардировщиков») — с двигателем АМ-38Ф.
До усилено крыло, снято бомбовое вооружение, оставлены две пушки
амолет был выпущен в одном экземпляре в 1943 г. и предназначался
Вяым образом для уничтожения бомбардировщиков, транспортных
етов, Для подавления зенитной обороны. Самолет был в общем
1*чен на 760 кг.
^Свмолет успеха не имел и по госиспытаниям в июле 1943 г. был
ан нецелесообразным, так как снятие бомбового вооружения
Ительно ухудшило его данные как штурмовика. В серии не вы-
||М1ся: мощь нашей истребительной авиации все время возрастала,
отив немецких истребителей и скоростных бомбардировщиков
и Do-215 самолет Ил-2И вести активный наступательный воздуш-
ной не мог, против других же самолетов — только на высотах не
4000 м.
Л-1 — одноместный истребитель малых и средних высот. Двигатель
^42 в 2000 л. с. взлетной мощности. Самолет был как бы уменьшенной
Ц1ей Ил-2 одноместного с меньшей площадью крыла и с повышенными
|№<ми данными. Вооружение — две пушки ВЯ-23 со 150 снарядами.
S-корость достигала 580 км/ч на высоте 3260 м и 525 км/ч у земли.
виража 20 с. Серийно не выпускался, поскольку в 1944 г. (а его
1Шй вылет был 19 мая) летные качества требовались уже более высо-
Л-2 У (УИл-2, Ил-2 учебный) (рис. 159) — учебно-тренировочный
ЖНт двухместного Ил-2 со вторым управлением в задней кабине, с
о уменьшенным вооружением (два ШКАС, два РС-82 и 200 кг
^олетная масса 5091 кг, скорость—414 км/ч на высоте 1500 м,
ок — 7000 м. Выпущен в 1943 г. и строился серийно в сравнительно
ьших количествах в 1945 г.
мроме Ил-2У, совершенно такие же переделки Ил-2 производились
’Инициативе летного и технического персонала в ремонтных организа-
Рис. 160. Самолет Ил-2 с двигателем М-82 и его схема
циях. Так, в 11-х ПАМ (полевые авиамастерские) был самостоятельно
выпущен 1 учебно-тренировочный вариант Ил-2.
Ил-2 с двигателем М-821 2 (рис. 160). Этот вариант создавался как за-
пасной, т. к. завод, выпускавший АМ-38, эвакуировался на неподготовлен-
ные производственные площади.
При установке двигателя воздушного охлаждения на Ил-2 была снята
передняя часть бронекорпуса, в которой этот двигатель не нуждался.
Переход от М-82 к фюзеляжу Ил-2 получился неплавный, но важно было
вынести общую оценку этого варианта с кабиной стрелка.
Эксперимент себя не оправдал. Масса пустого самолета уменьшилась,
но летные качества ухудшились, статическая продольная устойчивость
1 По сообщению В. Е. Фальковича — конструктора и участника этих работ.
2 Иногда его называли Ил-4.
266
1з-за более задней центровки также ухудшилась. Кроме того, двигатель
-82 был высотный, что не требовалось для штурмовика. Самолет,
пущенный в сентябре 1941 г. и прошедший госиспытания в феврале —
рте 1942 г., в серии не строился.
Бронированный штурмовик Ил-2 был одним из основных наших само-
тов в Великой Отечественной войне, и его массовое применение было
щественным фактором успеха всех наших операций по разгрому против-
ка в решающих сражениях, особенно во второй половине войны. Такой
молет был нужен при прорыве обороны противника для действий на
X) коммуникациях, по танковым и моторизованным колоннам на подходе
[И на поле боя. Он хорошо поднимал дух войск. Бытовало его название
тающий танк». Успех самолета был велик, чему способствовал его мас-
1вый выпуск.
Ил-8 (рис. 161) с двигателем АМ-42 и четырехлопастным винтом,
много увеличенный в размерах и массе против Ил-2 с целью получения
тльшей дальности — до 1000 км при скорости 305 км/ч и с бомбовой
(грузкой до 1000 кг при калибре бомб до 500 кг. Шасси, как в Ил-10,
остоечное, с убиранием в крыло. Вооружение: две пушки ВЯ-23, два
Немета ШКАС и один УБТ на турели. Серийно не строился.
Ил-16 с двигателем АМ-43НВ и четырехлопастным винтом — двух-
местный облегченный штурмовик. Целью было увеличить скорость и
улучшить маневренность, необходимые для ведения наступательного
воздушного боя. Конструкция — как в Ил-10, с которым этот самолет
имел много общего. Крыло меньше, чем у Ил-10, броня. 6 и 12 мм.
Самолет строился с начала'1945 г. Выпущено было три экземпляра.
С окончанием войны постройка остальных была прекращена. С самолетом
Ил-16 была проведена только часть заводских испытаний в августе
1945 г.
В ходе испытаний увеличили длину хвоста и площадь киля, т. к. реак-
тивный момент от винта оказался очень большим, а путевая устойчивость
малой. Ил-16 должен был превосходить Ил-10, но недоведенный двигатель
и конец войны определили прекращение работ.
Ил-10 (рис. 162) — преемник Ил-2, тоже двухместный бронированный
штурмовик, но крыло уменьшено по площади на 22 % и по размаху —
на 8 %, а двигатель взят более мощный — АМ-42 номинальной мощ-
ностью в 1750 л. с. и взлетной — 2000 л. с. с винтом АВ-5Л-24. Схема та же,
бронирование аналогичное, вооружение первоначально как у Ил-2, а после
войны значительно более сильное и только пушечное. Под крылом —
восемь РС-82. В бомбоотсеках центроплана и под крылом — 400—600 кг
разных бомб.
Аэродинамика по сравнению с Ил-2 была значительно улучшена.
Хвостовое колесо убираемое, главные колеса убирались назад и укладыва-
лись плашмя в крыло, с поворотом стойки на 90°, что стало возможным
при одностоечной схеме; гондол для шасси уже не было, и крыло стало
почти чистым. Пушки устанавливались в основании консолей крыла,
стволы выходили наружу вне диска винта (по 300 снарядов для каждой).
Установка радиаторов — более компактная. Посадочный щиток —
сплошной под фюзеляжем и основаниями консолей. Профиль крыла
был принят более скоростной. Все это позволило увеличить скорость
на 120—150 км/ч против скорости Ил-2 при тех же потолке и дальности.
Конструкция — цельнометаллическая.
Опытный экземпляр Ил-10 был выпущен в апреле 1944 г. и к 9 июня
прошел госиспытания (летчик А. К- Долгов). 23 августа было решено
запустить его в серийное производство. В октябре самолеты начали
поступать на вооружение.
Испытательные полеты войсковой серии были на фронте в Германии,
на реке Нейссе со 2 февраля 1945 г.
Заключение:
1) самолет Ил-10 обладает явными преимуществами перед Ил-2
по ЛТД — большой диапазон скоростей, лучшая устойчивость и маневрен-
ность, что облегчает сопровождение истребителями и позволяет вести
активный воздушный бой;
2) полное бронирование экипажа повышает живучесть самолета;
3) простота в технике пилотирования, легкий переход на Ил-Ю
с Ил-2, переучивание за 3—4 ч, 10—15 посадок.
После войны вся штурмовая авиация была переведена на Ил-Ю
в СССР и в странах социалистического содружества.
268
|УИл-10 (Ил-10У)— учебно-тренировочный вариант, аналогичный
fl-2, но без уменьшения вооружения и с теми же качествами. Выпущен
Д^ольшой серии в 1945 г.
йрл-ЮМ — улучшенный вариант Ил-10, выпущенный в 1951 г. Его
Всание имеет смысл дать здесь для цельности изложения, как и
Йсание последующего штурмовика Ил-20 выпуска 1948 г.
£1л-10М. — модификация Ил-10 со следующими различиями: 1) крыло
Мичено в размахе на 0,6 м и по площади на 3,0 м2,
Ифйль его принят «Кларк-YH» 18 % — 12 %; 2) фюзеляж удлинен
Мм5 м, в том числе хвостовая часть — на 0,5 м; 3) колеса двухтормоз-
900X300 мм вместо 800X260 мм, хвостовое колесо 400X150 мм
269
перенесено назад на 0,77 м; 4) концы крыла срезаны, а не скруглены.
Были и некоторые менее важные различия.
Двигатель — тот же АМ-42 в- 1750/2000 л. с. с винтом АВ-5Л-24
диаметром 3,6 м, трехлопастным. Конструкция самолета цельнометал-
лическая. Внесенные изменения значительно повысили летно-тактические
и эксплуатационные качества Ил-ЮМ по сравнению с Ил-10.
Удлинение крыла X —5,95, сужение т|=2,15, САХ — 2,47 м, элероны
типа Фрайз, закрылки щелевые. Площадь горизонтального оперения —
5,6 м2, вертикального — 2,29 м2. Угол отклонения руля высоты вверх —
30°, вниз — 15°. Колея шасси — 3,26 м.
Масса пустого самолета — 5570 кг, нормальная взлетная масса —
7100 кг, перегрузочная — 7320 кг, центровка допустимая — от 22
до 31 % САХ. Емкость бензобаков — 800 л (580 кг бензина), масса
масла — 80 кг.
Броня — комбинированная; сталь 4, 5, 6, 8 и 16 мм, дуралюмин
4 и 6 мм, всего 50 кусков, из них шесть — крышки лючков. Соединение
кусков брони — болтами и замками на каркасе.
Вооружение — четыре пушки НР-23, неподвижные, сдвоенные в крыле
(600 снарядов), на задней установке у стрелка одна пушка Б-20 ЭН
(150 снарядов). Бомбовая нагрузка 400—600 кг калибра от 1 до 100 кг в
бомбоотсеках центроплана. Под крылом могли подвешиваться восемь
снарядов РС-82 или четыре PC-132.
Летные показатели были немного ниже, чем у Ил-10, из-за большей
массы, но взлетно-посадочные качества, а также устойчивость и управляе-
мость на всех режимах полета были значительно лучше.
Ил-ЮМ строился в серии в 1953—1954 гг. и применялся до 60-х
годов.
В последние годы на них обучали стрелков, которые потом направля-
лись на Ил-28.
Ил-20 (рис. 163) — бронированный штурмовик, представленный на
госиспытания в 1948 г. в качестве дополнения к состоявшему тогда
на вооружении Ил-Ю и к предназначенному к выпуску Ил-ЮМ. Этот
самолет имел довольно необычную схему, не встречавшуюся, пожалуй,
нигде на протяжении всей истории авиации. В общем это был нормальный
низкоплан с двигателем МФ-47 в 3000 л. с. взлетной мощности, невысот-
ным, с четырехлопастным винтом, но кабина летчика находилась не-
посредственно над двигателем и была до предела выдвинута вперед с
целью достижения наилучшего обзора.
Самолет двухместный. Кабина стрелка-радиста — за кабиной летчика,
дальше турельная установка пушки НА-23, для защиты задней полу-
сферы сверху, с дистанционным управлением. В основании консолей
крыла — две пушки НС-23, подвижные. Бомбовая нагрузка нормаль-
ная — 1190 кг, с калибром бомб до 500 кг на наружной подвеске. Под
консолями — восемь РС-82 или четыре PC-132.
Конструкция — цельнометаллическая. Колеса шасси — убираемые в
центроплан плашмя движением назад с поворотом на 90° (как в Ил-Ю).
Хвостовое колесо тоже убираемое. Площадь крыла — 44,0 м2, размах
его — 17.0 м, длина самолета — 12,59 м. Масса пустого — 7535 кг, полет-
270
» *183. Самолет Ил-20 и его схема
WV*---------------------—------------------------------------—
Е""' i
Ю>~9500 кг, с перегрузкой — 9820 кг. Двигатель и кабины — под
Ижй броней.
НРри испытаниях была достигнута скорость 515 км/ч (как у Ил-10М),
Дуй набора высоты 3000 м — 8 мин, потолок — 7750 м и дальность —
By км с нормальной бомбовой нагрузкой. С появлением реактивных
Вредителей этих качеств стало уже недостаточно, и самолет принят не
несмотря на попытки его внедрения. Стало ясно, что нужно подумать
реактивном штурмовике. Таким самолетом стал Ил-40 в 1953 г.
Кр-
г Штурмовики ОКБ П. О. Сухого
— бронированный штурмовик в трех вариантах: Су-6 (СА, ОБШ,
R3*) одноместный с двигателем М-71 в 2000 л. с.; Су-6 (С2А) —
РУхместный с двигателем М-71Ф в 2200 л. с. (взл.); Су-6 — двухместный
двигателем АМ-42 в 2000 л. с. (см. табл. 22).
271
Схема и конструкция планера во всех вариантах одинакова: низко-
план с бронированием кабины экипажа и баков, а при двигателе АМ-42—
и с бронированием двигателя. Звездообразные двигатели воздушного
охлаждения М-71 и М-71Ф не бронировались, как более живучие и
пулестойкие. Броня в этих случаях состояла из листов плоских или же
гнутых,,но без двоякой кривизны. Стенки бронекоробки являлись бортами
и дном фюзеляжа. За задней стенкой кабины фюзеляж — деревянный
монокок из обычной фанеры, без выклейки.
Листы брони имели различную толщину — от 2 до 12 мм. Самые
тонкие — 2-миллиметровые — шли непосредственно за двигателем (ко-
нус) и по бортам около бензобака (в центроплане). Листы 4-миллиметро-
вые шли за двигателем (цилиндр) и по бортам над крылом, по кабине и по
всей нижней поверхности. 6-миллиметровые образовывали верхнюю по-
верхность кабины; 8-миллиметровые — отдельные куски брони кабины
стрелка и 12-миллиметровые — заголовник кабины летчика и нижнюю
часть задней стенки кабины стрелка. Всего было до 50 кусков брони,
собранных на болтах и заклепках. Было два бронестекла — переднее у
летчика (толщиной 50 мм) и заднее — кабины стрелка (толщина 65 мм).
Масса бронирования в двухместном варианте — 643 кг, в том числе
бронестекло — 64 кг, бронирование около двигателя — 72 кг, кабины
летчика — 345 кг и кабины стрелка — 198 кг. На крепежные детали
приходилось 11 кг. В одноместном варианте задняя стенка кабины имела
толщину 12 мм, и общая разница в массе брони двух вариантов не
превышала 150 кг при звездообразных двигателях. При двигателе
АМ-42, бронированном со всех сторон, добавлялось еще около 250 кг
массы брони и итог достигал 895 кг (в Ил-2 эта масса была 990 кг)
благодаря рациональному подбору толщин.
Крыло — двухлонжеронное, из Д-16, полки лонжеронов — тавровые
профили из ЗОХГСА. На крыле — автоматические предкрылки и посадоч-
ные щитки. Обшивка рулей и элеронов — полотно. Шасси — убираемое
назад в центроплан с поворотом колес на 90° вокруг амортизационной
стойки. Маслорадиаторы — в центроплане, защищенные броней вместе с
проводкой. Управление самолетом жесткое.
Вооружение'Су-6 в одноместном варианте: две пушки калибра 23 мм
(230 снарядов), четыре пулемета ШКАС (1500 патронов) и 400 кг
бомб на внутренней подвеске в фюзеляже.
Вооружение в двухместном варианте: две пушки ОКБ-16 калибра
37 мм или же 11-П-37 длинноствольные противотанковые (90 снарядов),
два пулемета ШКАС (1400 патронов) и один пулемет УБТ (196 патро-
нов) у стрелка. Кроме того, под крылом могли подвешиваться 200 кг
бомб.
Самолет Су-6 в одноместном (рис. 164) варианте проектировался в
1940 г. и строился по правительственному заданию, выпущен весной
1941 г. и передан на испытания перед самой войной. Эвакуация и другие
обстоятельства не дали возможности испытать самолет своевременно.
Это было сделано лишь в 1942 г. Но к этому времени требовался уже
двухместный вариант. Он был спроектирован и построен в 1942 г. и
проходил испытания с сентября 1943 г.
272
(, 164. Схема самолета Су-6 (одноместного)
It
«’’Летные качества опытного самолета были выдающиеся (как и в одно-
|сстном варианте). Скорость (одноместного и двухместного) у земли —
ЙЮ'и 480 км/ч, на высоте — 527 и 514 км/ч, на 100 км/ч превосходив-
Кй скорость штурмовика Ил-2. Маневренность оказалась отличной. Она
проверена в 1944 г. в пробных воздушных боях на высоте 6000 м
Истребителем Як-3.
КЖдесь можно обратить внимание на то, что площадь крыла Су-6 была
ВИтора раза меньше, чем у Ил-2 (26 м2 и 38,5 м2), масса значительно
Ннше, а мощность — немного больше. Аэродинамически он был совер-
Ьее, шасси убиралось полностью. В этом и причина его гораздо лучших
И» а тел ей.
КВ®К штурмовик Су-6 (особенно двухместный с двигателем М-71Ф)
МВ&165) обладал прекрасными характеристиками устойчивости и управ-
МкЬсти, был прост и приятен в пилотировании, но он появился слишком
ИВЙО> да и двигатель был не серийный. Поэтому Су-6 в серию пущен не
К' О. Сухому еще заранее было предложено сделать вариант под
Игвтель АМ-42 (рис. 166), что и было им выполнено в конце 1943 г.
ИИРлет проходил госиспытания уже в 1944 г. и по скорости уступал
Ирму штурмовику Ил-10 на 20—30 км/ч при том же двигателе.
ВРУ-8 (ДДБШ, «Б») (рис. 167) — двухмоторный двухместный брони-
ИртНный штурмовик, крупнейший из когда-либо созданных штурмовиков.
Ий Двигателя М-71Ф по 2200 л. с. взлетной мощности и 1900 л. с. на
В®оте 3600 м. Схема — среднеплан с полным бронированием кабин,
Р^этелей, баков и маслорадиаторов. Общая масса брони — 1680 кг,
ИЕТЬ! различной толщины.
273
Рис. 165. Самолет Су-6 (двухместный) и его схема
Рис. 166. Самолет Су-6 с двигателем АМ-42
274
Ic. 167. Самолет Су-8
fe
г' Конструкция — смешанная. Фюзеляж в передней части — броне-
Я&рпус, средняя часть — дуралюминовая, хвостовая — деревянный моно-
Mf- Центроплан — дуралюминовый со стальными полками лонжеронов.
ЖОнсоли крыла — деревянные с дуралюминовыми лонжеронами (их
Клки — тавры из стали ЗОХГСА). Разнесенное хвостовое оперение —
Ильнодуралюминовое. Шасси — одностоечное, убираемое назад в мото-
Ишдолы, хвостовое колесо — убираемое в фюзеляж.
С Вооружение было особо мощное: под фюзеляжем — батарея из
Ивтырех пушек калибра 37 мм или же 45 мм, в консолях крыла — по
пыре пулемета ШКАС, один пулемет в верхней установке — УБТ и один
Крюковой ШКАС. На все пулеметы — 5900 патронов (массой 232 кг).
Итого—600 кг на внутренней подвеске, с перегрузкой— 1400 кг.
П*Самолет проектировался в 1942 г. и был построен в 1943 г. в двух
ИВшплярах. Проходил заводские испытания в 1944 г.
КЙЛощадь крыла — 60,0 м2, горизонтального оперения — 10,2 м2 верти-
Икыгого— 6,6 м2. Масса пустого самолета — 9180—9218 кг (в зависи-
Нсти от вооружения), полетная— 12425—12736 кг и до 13 380 кг
ИЕииерегрузкой). Летные качества были очень хорошие: скорость у
— 485 км/ч, на высоте 4600 м — 550 км/ч, время набора высоты
— 9 мин, дальность полета с 600 кг бомб — 600—1450 км (с пере-
Иикой), разбег и пробег — 350 м. В серии не строился.
Иирг-
Дуй
' Самолеты ОКБ В. Г. Ермолаева
Нкь
ш|/Все они обозначались маркой Ер и были по существу модификациями
ИгОго самолета Ер-2 — дальнего ночного бомбардировщика, пред-
ИВВлявшего собой прямое развитие самолета «Сталь-7» Р. Л. Бартини
Mhгл-1).
М^адание на бомбардировщик возникло при следующих обстоятель-
275
Р. Л. Бартини с января 1938 г. перестал
принимать участие в постройке и испыта-
ниях самолета «Сталь-7»1, который дово-
дился и испытывался уже без него. Ведущим
инженером был Захар Борисович Ценципер,
работал над этим самолетом и небольшой
коллектив конструкторов — инженеры
Н. В. Синельщиков, Т. К- Сверчевский,
М. В. Орлов (по расчетам прочности),
В. В. Смирнов (по аэродинамике),
В. Г. Ермолаев и др. Большую заботу о
самолете проявил заместитель начальника
Аэрофлота М. Ф. Картушев.
После ряда испытательных полетов
«Сталь-7», проведенных летчиками
Н. П. Шебановым, В. А. Матвеевым с
Владимир Григорьевич Ермолаев участием инженера-радиста Н. И. Байкузо-
ва, были совершены беспосадочные полеты
28 августа 1938 г. по маршуруту Москва —
Симферополь — Москва протяженностью 2360 км за 8 часов и 6 октября
1938 г. по маршруту Москва — Батуми — Одесса — Москва протяжен-
ностью 3800 км за 11 часов со средней скоростью 350 км/ч.
В январе 1939 г. 3. Б. Ценципер, летчики Н. П. Шебанов, В. А. Матвеев
были приглашены на специальное заседание, на котором они доложили о
самолете «Сталь-7», там же был поставлен вопрос о дальнем бомбарди-
ровщике на его основе. Ценципер сообщил, что вариант дальнего
бомбардировщика предусмотрен и учтен в конструкции «Сталь-7» и что
в апреле, т. е. через 2—3 месяца, может быть представлен его эскизный
проект.
Тогда же было получено разрешение на установление международного
рекорда по скорости полета на дальность 5000 км на самолете «Сталь-7».
Затем последовало решение об организации в системе Аэрофлота ОКБ.
В него вошли работники группы Д. С. Максимова и СНИИ ГВФ.
М. Ф. Картушев утвердил В. Г. Ермолаева руководителем ОКБ, а
М. В. Орлова — его заместителем.
Новое ОКБ энергично взялось за работу, которая облегчалась тем, что
надо было лишь переделать существующий самолет, его смешанную
конструкцию в цельнометаллическую. Сохранялись его схема, формы,
размеры и другие параметры, уже проверенные. Р. Л. Бартини консуль-
тировал эту работу.
В. Г. Ермолаев и коллектив ОКБ успешно справились с этой большой
работой, и в мае 1940 г. был выпущен опытный бомбардировщик, назван-
ный ДБ-240, прошедший без осложнений к октябрю заводские и государ-
ственные испытания и в октябре 1940 г. запущенный в серию на
1 Сообщили: Александр Дмитриевич Казанли — ведущий инженер по летным
испытаниям самолетов Ер, В. Г. Ермолаев, 3. Б. Ценципер и др. Использованы
также личные воспоминания автора.
276
1аводе, где директором был А. Б. Шенкман. ОКБ Ермолаева было
предано в НКАП.
На опытном самолете был выполнен в начале 1941 г. перелет
Аосква — Омск — Москва без посадки в Омске, со сбросом там 1000 кг
условных бомб. Были и еще испытательные перелеты. К началу войны
1ыло сделано уже несколько десятков самолетов и из них сформированы
>ва полка с летчиками ГВФ, с базой в Смоленске. Отзывы о самолете
|ыли очень хорошие. На протяжении своей истории самолет менялся и
ыел ряд модификаций (см. табл. 22).
ДБ-240 — первый прототип бомбардировщика. Схема его отличалась
и> схемы «Сталь-7» новой носовой остекленной кабиной штурмана,
|нноместной кабиной летчика, смещенной к левому борту, задними
игоелковыми установками, разнесенным хвостовым оперением и бомбовым
йсеком в фюзеляже. Шасси, силовая группа и ряд других элементов были
Ставлены без изменений, в том числе лонжероны центроплана. Самолет
||*ал четырехместным.
БьВзамен смешанной конструкции «Сталь-7» была принята совершенно
ДОая, основанная на применении плазово-шаблонного метода производ-
доя' самолетов и всей связанной с ним технологии.
ДОКонсоли крыла ДБ-240 стали цельнометаллическими из Д16, профили
(мрду прессованные открытые — тавры в полках лонжеронов и углобуль-
Мвые — все остальные. Стенки лонжеронов — листы, подкрепленные
ЬГОчисленными стойками — углобульбовыми профилями с подсечкой их
МИДОВ при переходе на тавры полок. Нервюры — листовые с круглыми
1ортованнь1ми отверстиями облегчения. Элероны и закрылки щелевые.
Иощадь крыла — 72,1 м2, размах — 23,0 м.
Фюзеляж длиной 16,34 м — полумонокок стрингерного типа с компо-
Вшсой бомбардировщика и большим бомбовым отсеком между лонжеро-
Идо центроплана. Благодаря большому сужению крыла (4,8) при
йшении 7,3, а потому и большой корневой хорде расстояние между
Серонами на оси самолета достигало 2,5 м. Лонжероны центро-
Кна оставлены прежними, сварными из труб стали ЗОХНЗА, так как
ИК'Йыли выполнены рационально и вместе с раскосами центроплана
рвзбвывали общую пространственную ферму, к которой очень удобно
Шарив ал ись узлы крепления подмоторных рам, шасси и пр. Переделка
й этой конструкции с заменой труб на профили не оправдывалась, и
^сохранялась и в серии.
Кдосе шпангоуты фюзеляжа — рамные, без раскосов; два централь-
коробчатые. Толщина обшивки фюзеляжа 1,0—0,8 мм при легких
BBptepax.
рея конструкция была рациональной и чисто выполненной, несмотря
«которую новизну этой работы для ремонтного завода.
Двигатели предполагались М-106, но они запоздали и пришлось по-
Идоть менее мощные М-105 в 1050 л. с. Стрелковое вооружение (по
сражениям того времени) было сравнительно слабым: два пулемета
и один БТ. На внутренней подвеске могло быть размещено
Кг различных бомб. Полетная масса — И 300 кг. Летные качества
К-40 были признаны отличными. Скорость — 395 км/ч у земли и
277
445 км/ч на высоте 4200 м, потолок — 7700 м, дальность — 4100 км.
Замечаний заказчика было мало, внедрение в серию не вызвало осложне-
ний и прошло быстро. Уточнение тактико-технических требований
(ТТТ) ВВС было сделано на дублере самолета — образце для серии,
показавшем те же качества и названном Ер-2.
Ер-2 серийный (рис. 168 и 169). Самолет применялся с первых дней
войны, в частности в налетах на Берлин. Бомбы брались в 100 и
250 кг, а при малой дальности — и на наружной подвеске более крупные.
В боях под Воронежем Ер-2 были применены как ближние бомбардиров-
щики. Были сформированы два полка (Новодранова и Гусева) по
40—60 самолетов.
Однако самолет Ер-2 с двигателем М-105 мог иметь успех лишь до
1942 г., когда потребовалось значительное увеличение дальности полета
(из-за сдвига фронтов на восток), увеличение бомбовой нагрузки и
усиление стрелкового вооружения. Эти требования касались и других
классов боевых самолетов, процесс был всеобщим. Удовлетворение этих
требований вызвало возрастание полетной массы, недостаточной станови-
лась мощность.
Уже в конце 1940 г. были спроектироаны и в 1941 —1942 гг. испытаны
варианты Ер-2 с двигателями АМ-35 и АМ-37, более мощными, но и более
тяжелыми, смещавшими центровку самолета и вынуждавшими изменить
площадь и стреловидность крыла по передней кромке и развернуть оси
двигателей на 3—5° в стороны из-за большого диаметра винтов. С дви-
гателем АМ-37 было выпущено пять самолетов, а с АМ-35 всего один, ко-
торый испытывался и оказался неудачным — скорость возросла мало,
а дальность уменьшилась.
Еще перед войной велись (но не завершились) работы по установке
на ДБ-240 опытных двигателей М-120 (мощностью около 1500 л. с.)
18-цилиндровых трехрядных, составленных из трех блоков от М-103 (один
блок вверх и два вниз, что было неудобно для капотирования этих
двигателей). Позже, в конце 1942 г., была сделана попытка на двух
Рис. 168. Самолет Ер-2
278
pi установить опытные 24-цилиндровые двигатели МБ-100 (конструк-
и Алексея Михайловича Добротворского). Они имели Х-образную схе-
Кбставленную из двух М-103, положенных горизонтально, от коленча-
м^алов которых приводился общий редуктор вала соосных винтов.
Цшость — 2400 л. с. номинальная и 3200 л. с. взлетная (она была
вшгнута в 1945 г.). Однако громоздкость МБ-100 (его ширина 1,95 м)
июзволяла установить его на Ер-2, и к тому же были трудности с
ИЬкдением. Было десять полетов Ер-2 с этими двигателями, не давших
Вжительных результатов. Оба эти двигателя не пошли в серийное
Кзводство, и варианты отпали. К тому же они никак не вязались со
И. компоновкой самолета по форме и массе. Дальность и бомбовая
Вузка только снижались.
Вйеобходимость увеличить дальность полета заставила обратиться к
Кшщым двигателям как более экономичным. У нас был разработан
И|ОЙны ряд их типов. В 1931 —1933 гг. в спецлаборатории ЦИАМ,
вводимой Алексеем Дмитриевичем Чаромским, был создан первый
Явственный авиадизель АН-1 (авиационный нефтяной) в 850—900 л. с.
939—1942 гг. он был развит в более мощные дизели АЧ-30, АЧ-ЗОБ
рОБФ.
К941 —1942 гг. на опытном экземпляре Ер-2 (№ 4) были установлены
Кители М-40 и М-30 В. М. Яковлева и А. Д. Чаромского, причем из-за
1|№1его диаметра винтов оси двигателей были развернуты на 5° в сто-
рыли выполнены перелеты Москва — Омск — Москва без посадки
IftypocoM 1000 кг условных бомб. Оба варианта дали преимущества,
мешала недоведенность этих двигателей. Более удачцой была постанов-
ив Ёр-2 дизелей АЧ-ЗОБ мощностью в 1250 л. с. номинальной на высоте
IrM'и 1500 л. с. взлетной. Винты — АБ-5ЛВ-116, потом ВИШ-24.
1«тный самолет прошел госиспытания в декабре 1943 г.
0*70
В октябре 1941 г. ОКБ Ермолаева было эвакуировано. В эвакуации с
самолетами Ер-2 почти ничего не делалось, кроме опытов с тремя экзем-
плярами. В марте — апреле 1942 г. ОКБ вернулось на старое место, где
продолжалась работа по модернизации и модификации самолета
Ер-2. Часть ОКБ была направлена в Сибирь, где с конца 1943 г.
был возобновлен и продолжен серийный выпуск Ер-2 с АЧ-ЗОБ. Головной
экземпляр вышел в феврале 1944 г. Выпуск самолетов лимитировался
количеством двигателей АЧ-ЗОБ, поступавших с заводов. Напоследок
были АЧ-ЗОБФ (с непосредственным впрыском спирта), но в единичных
экземплярах.
Ер-2 — АЧ-ЗОБ имел следующие отличия: самолет пятиместный, каби-
на на двух летчиков (рядом), вооружение усилено, площади крыла
и оперения увеличены. Полетная масса нормальная стала 14 850 кг,
перегрузочная— 18 580 кг, в связи с чем пришлось усилить шасси и
сменить колеса на более крупные (1200X600 мм). Вооружение: один
УБТ, один УБК и одна пушка ШВАК (на ТУМ-5). Дальность полета
достигла 5000 км на высоте 4000 м при скорости 0,8 Vmax. Бомбовая
нагрузка — от 1 до 5 т, обычно до 3 т (четыре ФАБ-500 или три
ФАБ-1000 на наружной подвеске). Были опыты с воздушными торпеда-
ми — подвешивались три торпеды по 980 кг. Летные качества были ниже,
чем первоначально с М-105, но вооружение, бомбовая нагрузка и даль-
ность улучшились. Скорость у земли 360 км/ч, на высоте 6000 м —
420 км/ч, время набора высоты 5000 м — 30 мин, взлетная дистанция —
1860 м.
Самолет широко применялся в АДД (Авиация дальнего действия).
Испытания всех самолетов Ер проводил Анатолий Дмитриевич
Алексеев, известный полярный летчик, Герой Советского Союза. В НКАП
были одновременно представлены два отчета о заводских испытаниях
Ер-2 и Ил-6, причем по Ер-2 данные были фактические, а по Ил-6 —
только расчетные. Ил-6 не был принят.
В эксплуатации Ер-2 приходилось постоянно преодолевать дефекты
дизелей, в которых выходили из строя ТК, ТН-12 (топливный насос),
генератор ГС-1000, регулятор РТН-2, но бывали и поломки коленчатого
вала, прогорали поршни и т. п. Вообще дизели никогда не были так
отлажены, как бензиновые двигатели. Но эти дефекты в общем не
ограничивали применения Ер-2. Были попытки постановки на Ер-2
дизелей АЧ-31 и АЧ-32, не получившие развития. АЧ-ЗОБ ставился также
на самолеты Ил-6 и Пе-8, но на немногих экземплярах.
Интересно привести некоторые сведения по Ер-2 из «Инструкции
летчику».
Полетная масса 14 850 кг. Щитки во взлетном положении опускаются
на 15°, в посадочном — на 45°. Скорость отрыва 175 км/ч, выдержива-
ния — 200 км/ч, разворота — 235 км/ч, минимальная безопасная —
230 км/ч, подвода к земле — 210—230 км/ч (без щитков), она же и эко-
номическая (наибольшей продолжительности полета). Скорость планиро-
вания — не более 450 км/ч. Скорость максимальная (по приборам) ни на
какой высоте не превосходила 446 км/ч, что было меньше, чем с М-105, но
это при массе 14 850 кг вместо 11 300 кг. Скорость пикирования (сверх-
280
максимальная) — около 530 км/ч. Расход топлива 95—240 л/ч на дви-
гатель.
На одном работающем двигателе с затяжеленным винтом другого
молет мог продолжать горизонтальный полет лишь при массе
500 кг у земли с убранным шасси. При большей массе — полет только
/снижением до 3,5 м/с.
В ходе серийного выпуска Ер-2 было несколько модификаций по
кылу. Немного менялись размеры, угол стреловидности за счет узлов
ъема и угол поперечного V, но все это только при двигателях, не
дших применения, и на серийных самолетах не отражалось.
г Ер-2 - АЧ -30БФ — развитие Ер-2 под более мощные двигатели. При
"'же геометрии отличался туннельными радиаторами в крыле
йгулирующими кожухами на выходе воздуха (на верхней поверхности
а) — по два на каждый двигатель. Хвостовое оперение увеличен-
Самолет был выпущен в начале 1945 г., но в серии не строился.
£р-2 ОН (особого назначения) — пассажирский вариант с двумя дви-
[дми АЧ-ЗОБ. Предназначался для дальних полетов по особым зада-
й. Переделан из серийного Ер-2. Вместо бомбового отсека и задних
ковых точек — два больших салона, по девять мест. Масса полет-
до 19 000 кг. Компоновка делалась с участием работников ОКБ
О. Сухого. Были выпущены в конце 1944 г. три экземпляра, два из
^прилетели из Сибири в Москву, причем топлива оставалось еще на
^Характеристики не снимались, так как самолеты вели себя отлично,
^/поскольку двигатели были все-таки ненадежны, для самых ответ-
Ймцых полетов эти самолеты не применялись.
Йм>*2 носитель. В 1944 г. на самолете Ер-2 были проведены испытания
метов-снарядов «10Х» конструкции Владимира Николаевича Челомея
|мьсирующими двигателями (ПуВРД)1. Было пять полетов, показав-
что мощность носителя недостаточна, а сопротивление велико.
шлось применить в качестве носителя самолет Пе-8, более пригодный
ДуЕрй цели.
КД*. Ермолаев умер 31 декабря 1944 г. В марте 1945 г. его ОКБ было
Код но П. О. Сухому. После окончания войны производство самолетов
К-0 течение двух лет прекратилось. Были проекты малой и большой
гоикаций. В 1947 г. на них еще проводились опыты с флюгерными
шин.
< Самолеты Д. Л. Томашевича
L*
В10» (рис. 170, см. табл. 22) —одноместный истребитель с дви-
BWM М-107П в 1400 л. с., с сильным вооружением, эффективной
йргой летчика, с большой дальностью полета, приспособленный к
В^ку на конвейере. Автор — Дмитрий Людвигович Томашевич, ра-
В0Ший тогда в КБ-29, сначала в группе А. Н. Туполева по самолету
начальником бригады управления, потом — самостоятельно на
А
А. И. Шахурин «Крылья победы», М., Политиздат, 1983, с. 196—197.
281
Рис. 170. Самолет «110»
заводе в Сибири в 1942—1944 гг., где и строился самолет «110»
в 1943 г.
Особенность конструкции этого самолета — разделение его на части,
агрегаты и узлы, соединяемые без подгонки: 1) винтомоторная группа
с радиатором, капотами и оборудованием крепилась в четырех точках;
2) пульты кабины летчика, целиком собранные, крепились на трех точках
и т. д. Широко применялись фланцевые соединения.
Схема — обычный низкоплан. Конструкция — в основном деревянная,
точнее — смешанная. Передняя часть — моторама и кабина — фермен-
ная, сварная из труб стали ЗОХГСА, задняя часть фюзеляжа — монокок
из березового шпона, капоты — дуралюминовые, крыло однолонжеронное
дуралюминовое с тавровыми полками лонжерона из стали ЗОХГСА,
передний и задний дополнительные лонжероны и нервюры — дуралюмино-
вые, но обшивка крыла — березовый шпон. Киль и стабилизатор
цельнодеревянные, рули и элероны — дуралюмин с полотном. Вообще
дуралюмин старались экономить.
Радиатор (площадью 29 дм* 2) был подвешен под двигателем, из-за
чего капоты образовывали изрядную «бороду». Бензобаки общим числом
восемь, протектированные от прострела пулями калибра 12,7 мм, раз-
мещались в центроплане (четыре бака) и в консолях. Шасси одно-
стоечное. Вооружение: одна пушка ШВАК-20 и два пулемета УБС, были
еще два пулемета ШКАС, потом их сняли; бомб — до 500 кг. Бронеспинка
15-миллиметровая.
Самолет был исключительно технологичным. Производство его было
разложено на операции — не более трех минут каждая — и хорошо
приспособлено для массового выпуска на конвейере.
282
Однако далось все это (как и мощное вооружение) лишь ценой
^которого утяжеления самолета и увеличения лобового сопротивления,
Особенно из-за свисавшего радиатора силовой установки. Масса пустого
кцолета достигла 3285 кг (площадь крыла 18,73 м2 была на 1,5 м2 больше,
hr в других истребителях), полетная масса — 3980 кг, а двигатель
К-107 еще не был доведен. Самолет прошел испытания, но так и остался
Корытном экземпляре.
Ир^Пегас» (рис. 171, табл. 22) — оригинальный по замыслу самолет
Л. Томашевича. Идея — одноместный штурмовик, частично —
ИйЮардировщик, ПРОСТОЙ в управлении и дешевый, не требующий высо-
ИЕ квалификации летчика, но максимально обеспечивающий его без-
Икяость в бою.
И^Самолет легкого типа с двумя двигателями М-11Ф и винтами от
Имг деревянной конструкции, но с бронекабиной, стойкой против пуль
У* мм и снарядов 20 мм, а бронестекло — против пуль 7,62 мм. Бензо-
Mw— сбрасываемые, с продолжением питания двигателей после
НКйде из специальных бронированных баков в течение полу-
^мшКв-1""
^КЙзначение — борьба с танками и другими наземными объектами
^Кивника и с его живой силой.
МКростота в управлении достигалась рядом мер: у летчика ручка с
^Кмкой и по одному рычагу газа на каждый двигатель, рычагов
^мжения нет, так как управление опережением кинематически
Ьено с рычагом газа, постоянные предкрылки против элеронов и
^Ншольцевые капоты, профилированные над двигателями, обеспечивали
^Мичивый полет без сваливания до углов атаки 20°. Осуществлялась
^шка с разворотом на 180° при остановке обоих двигателей на взлете
^ИИквешенной 500-килограммовой бомбой. Для удобства штурмовки
был обеспечен обзор вперед и вниз до 55°.
— низкоплан; конструкция — деревянная с бронекабиной в но-
^MKtyacTH фюзеляжа. Контуры самолета образованы прямыми линиями,
^Мврукция предельно проста и технологична, сборка без стапелей, из
^Мюоек». Фюзеляж четырехгранного сечения с плоскими стенками,
^Мювляемыми заранее вместе с лонжеронами и планками шпангоутов.
— двухлонжеронное с фанерной обшивкой, как и оперение.
’— одностоечное неубираемое, с резиновой пластинчатой амортиза-
Вооружение: две пушки ВЯ-23, один пулемет УБК калибра
две бомбы по 250 кг или же одна 500-килограммовая
^МЙЙУшек). Могла быть оборудована кассета в фюзеляже для мелких
^ИВитериалы применялись неавиационные: фанера простая строитель-
сосна, кровельное железо (баки), мягкая сталь разных толщин
и бронеспинка), дуралюмин (только в капотах). Все стыки —
^ИяЦевые наружные. Простота и дешевизна конструкции были предель-
^Жрощадь крыла — 26,6 м2, масса пустого самолета — около 1800 кг,
^^МгНая 2150—2700 кг. Скорость достигала 172 км/ч, потолок — 2620 м,
ВрОсть полета — 400 км.
283
Рис. 171. Самолет «Пегао и его схема
Самолет строился в 1942—1943 гг. в Сибири. Было построено пять
экземпляров. Самолет испытывался. Признано было, что «Пегас» не
удовлетворяет требованиям ни как штурмовик, ни как бомбардировщик
и принят не был, несмотря на все его достоинства, конструктивные и
технологические преимущества.
284
Первые самолеты с ЖРД
Самолет БИ (БИ-1) (Березняк и Исаев) (рис. 172) — эксперимен-
1льный, первый, насколько нам известно, истребитель-перехватчик с
чРД — жидкостно-реактивным (ракетным) двигателем. Самолет имел
добычно малые размеры: размах крыла 6,48 м, длину 6,4 м и площадь
>ыла всего 7,0 м2. Вооружение: две пушки ШВАК-20 с 90 снарядами и
бомб. Двигатель Д-1 А-1100 Леонида Степановича Душкина и Влади-
ina Аркадьевича Штоколова с практически достигнутой к этому времени
№рй 1100 кгс (тот самый двигатель, что проектировался для самолета
Ю&», о котором речь будет ниже).
Е Конструкторы самолета БИ — инженеры Александр Яковлевич
Ерезняк и Алексей Михайлович Исаев — сотрудники ОКБ В. Ф. Болхо-
Ц'йнова. Березняк был начальником бригады механизмов, Исаев —
Ваятелей. Ранней весной 1941 г. они по своей инициативе начали
йЬ'аботку эскизного проекта истребителя нового типа — с ЖРД,
Мипявшего скорость 800 км/ч и более.
№ началом войны они предложили Болховитинову подать проект по-
Иимвления. Было послано письмо от института (где делались двигатели)
штОда, которое подписали семь участников, в том числе конструкторы
Шлёта Березняк и Исаев, конструктор двигателя Душкин, директор
шда Болховитинов и главный инженер института Костиков. Письмо
-.Отправлено 9 июля 1941 г., и вскоре все были вызваны в Кремль,
вложение было одобрено, принято, А. И. Шахуриным и А. С. Яковле-
НКыл составлен проект постановления, которое через несколько дней
(утверждено. На его основе был уточненный приказ по НКАП. Срок
юка был установлен 35 дней (вместо трех месяцев, как хотели
И®1 Березняк и А. М. Исаев).
се ОКБ Болховитинова было объявлено «на казарменном положе-
к работали не выходя с завода месяц и десять дней. К 1 сентября
мй экземпляр самолета был отправлен на испытания в НКАП.
шли самолет почти без детальных рабочих чертежей, вычерчивая в
Иу на фанере его части, по плазам. Это облегчалось малыми раз-
ми самолета. В натурной трубе ЦАГИ были сделаны продувки
рций Г. С. Бюшгенс).
инструкция самолета — цельнодеревянная. Фюзеляж — фанерный
кок, оклеенный полотном. Крыло — многолонжеронное с фанерной
ИиКкой, оперение — также, фанера в 2 мм. Рули и элероны с полотня-
обшивкой. Баки-баллоны — сварные из хромансиля. Двигатель —
Иней хвостовой части фюзеляжа. Шасси с колесами малых разме-
F 500X150 мм, убираемое пневматически в крыло в направлении
‘'самолета. Практически испытания проводились в значительной
ИИнй зимой — на лыжах, которые убирались. Крыло — кессонное —
двумя коробчатыми лонжеронами сплошная толстая несущая
ИВИка, образованная полками десятка промежуточных более легких
ркеронов. Посадочные щитки Шренка, опускаемые на 50°, и элероны
и”*’' Малых размеров — лишь на 1/3 полуразмаха крыла. Хвостовое
ВРвние нормальное, стабилизатор расчален к фюзеляжу и килю. В ходе
285
Рис. 172. Самолет БИ и его схема
продувок на нем добавлены небольшие круглые «шайбы» вертикального
оперения. Костыль — неориентирующийся, в обтекателе.
Общее конструктивное и производственное выполнение было среднее,
встречались и непрочные места (из-за спешки).
Масса пустого самолета БИ-1 опытного — 790 кг, войсковой серии —
805 кг Масса планера самолета — 462 кг, в том числе: фюзеляжа —
286
Д <а9. кг, крыла — 174 кг, оперения — 30 кг, шасси — 60 кг, управления —
мЖлгг- масса двигателя — 48 кг.
Mfc В фюзеляже помещались баки для сжатого воздуха массой 22,4 кг,
jEL-и для керосина массой 31,2 кг и баки для азотной кислоты — около
Ж кг. Масса различного оборудования — около 20 кг.
ЖЖ Пушки ШВАК-20 (с 45 снарядами каждая) были установлены в
Носовой части фюзеляжа под съемной (на замках) крышкой. Самолет
К1- вооружению был полноценным истребителем: было электроуправле-
НКе огнем, пневматическая перезарядка, была кассета для мелких бомб
ЯЯдой массой до 38,4 кг. Масса оружия — 76 кг, бронестекла — 6 кг.
life Полная нагрузка — 860 кг, в том числе: летчик — 90 кг, кислота —
ЯнЕ0 кг, керосин—135 кг, боезапас—19,6 кг, бомбовая нагрузка —
Яир кг.
Взлетная масса первого опытного самолета — 1650 кг, войскового —
др3 кг-
Мив Разрушающая перегрузка 9, при массе 1100 кг (с израсходованием
Мурти горючего) — 13,5.
Ж На аэродроме были прежде всего начаты пробежки и подлеты на
Якксире, а силовая установка еще отрабатывалась. Здесь было много
ЛЬризны и трудностей, особенно с азотной кислотой, разъедавшей баки
Проводку. Требовался ряд мер по технике безопасности из-за вредности
яЯши человека даже паров азотной кислоты, были случаи ожогов. Но с
вМиим удалось более или менее справиться.
Я® Самолет без двигателя испытывал Борис Николаевич Кудрин.
МИг 15 полетах были снятььвсе характеристики. До эвакуации 16 октября
ЯКИН г. большего сделать не удалось. Когда все было перебазировано на
на самолет с установленным на нем двигателем был назначен
И^ик-испытатель Григорий Яковлевич Бахчиванджи. Б. Н. Кудрину
•«ЙЬмешала болезнь. После полной наладки силовой установки и других
гЯНю^боток удалось приступить к полетам с двигателем (он был получен в
'|Ми1реле 1942 г.). Проба двигателя на самолете была 27 апреля.
ЛК1 15 мая 1942 г. капитан Бахчиванджи (известный фронтовой летчик,
ЛЯУ Д° в°йны работавший испытателем) выполнил первый полет на
Зимой 1942 г. один полет на БИ-1 выполнил подполковник
«Уястантин Афанасьевич Груздев — выдающийся фронтовой летчик.
||МрГом полете при выпуске шасси перед посадкой оторвалась одна лыжа,
|ЯКЖруздев благополучно посадил самолет.
ДЖ/Летные данные получились: скорость максимальная— около 800 км/ч
тЙечетная 1020 км/ч на высоте 10 000 м1), скороподъемность у земли —
м/с, время полета — 7 мин, разбег — около 400 м, время набора
5000 м — 30 с, разгона до скорости 800 км/ч — 20 с, посадочная
ИИЯфость— 143 км/ч.
ИуРолет на БИ-1 был труден и не только от непривычки. Сесть
МД Йем,можно было только после выработки горючего, неприятно было
ОИВуЕДство с азотной кислотой под большим давлением, иногда прорывав-
1 «Воздушный транспорт», 20 февраля 1979 г., № 22.
К, 287
шейся наружу через стыки проводки, а то и через стенки трубок и баков.
Эти повреждения приходилось все время устранять, что сильно задержи-
вало полеты, продолжавшиеся всю зиму 1942—1943 гг. В ходе их погиб
Г. Я. Бахчиванджи 27 марта 1943 г., когда самолет с горизонтального по-
лета перешел в пикирование, из которого не мог выйти. Причина выясни-
лась только позже. Виною было прямое (нестреловидное) крыло, которому
присущ эффект затягивания в пикирование при скоростях в 900 км/ч и
более.
Была построена войсковая серия в восемь самолетов БИ-1 (их назы-
вали также БИ-2). На одном из них летал Б. Н. Кудрин по возвращении
в Москву, больше полетов не было. Была попытка — незавершенная —
на одном из самолетов сделать кабину герметической путем оклейки всех
швов резиновыми полосками.
Вскоре стало ясно, что самолет БИ как истребитель принят быть не
может из-за чрезмерно малой продолжительности полета, что не покрыва-
лось полуторакратным перевесом в скорости. Самолет БИ послужил для
накопления опыта в подобного рода работах — в других проектах истре-
бителей с ЖРД и в установках ЖРД на поршневых самолетах в качестве
временных ускорителей полета.
В 1948—1949 гг. у А. Я- Березняка был проект истребителя-перехват-
чика с трехкамерным ЖРД (своим) с тягой в 10 т плюс двигатель АМ-5
с тягой в 2 т для возвращения на аэродром и посадки.
Ожидалась скорость, соответствующая 1,8 М. Время набора высоты 20 км
за 20 мин и дальность — 750 км.
Проект не был осуществлен.
Самолеты такого типа строились за рубежом раньше, чем у нас, но
только все они были экспериментальные, без стрелкового вооружения,
а БИ все-таки был полноценным истребителем в этом смысле, хоть в
деле и не применялся.
Самолет «302П». Истребитель с необычной силовой установкой,
состоявшей из одного разгонного ЖРД и двух ПВРД, нормальный
свободнонесущий низкоплан по схеме. Под хвостовым оперением —
ЖРД Л. С. Душкина РД-1400 тягой до 1400 кг, под крылом два ПВРД
конструкции В. С. Зуева. В носу фюзеляжа две пушки ШВАК и две таких
же под кабиной летчика, а под крылом — выдвижная подвеска для
двух PC или ФАБ (рис. 173).
Таким был самолет по проекту 1940 г., задуманный как первый в
мире истребитель с составной реактивной группой. Его разрабатывала
группа инженера М. К. Тихонравова под общим руководством А. Г. Кости-
кова,— в то время главного инженера РНИИ. Весной 1941 г. проект
был доложен и утвержден на техсовете института. После защиты проекта
на комиссии ВВА А. Г. Костиков направил проект в НКАП,
где 17—18 июля 1942 г. он был утверждён на комиссии: С. А. Христиа-
нович, А. В. Чесалов, С. Н. Шишкин, В. И. Поликовский и др.
Во второй половине 1942 г. А. Г. Костиков ознакомил с проектом
К- Е. Ворошилова. В тот же день, на приёме у Сталина проект «302» был
утвержден, а сам Костиков был назначен Главным конструктором
ОКБ-55 и директором опытного завода. Начальником ОКБ стал М. Р. Би-
288
173. Самолет <302 П» и его схема
^Т, заместителем — А. А. Андреев. Для расчетов на прочность при-
ги В. Д. Яровицкого, а аэродинамическими расчетами ведал
; Тихонравов.
весне 1943 г. выявилось отставание от графика с выпуском ПВРД
( они были закончены лишь в виде моделей в половину натураль-
величины и полных испытаний не проходили. ЖРД Душкина
_ тягой 1100 кгс с дополнительной камерой 450 кгс еще не был готов и
Ько начал огневые испытания.
виде планера ракетный перехватчик, получивший обозначение
Г*1**’ в конце августа 1943 г. поступил на испытания в ЛИИ. Там он был
» Зак. 182 289
всесторонне изучен в нескольких десятках полетов на буксире за
Ту-2 и Б-25. По летной оценке С. Н. Анохина, самолет «302П» был исклю-
чительно устойчив и управляем по всем осям, хорошо скользил, выполнял
«бочки», был прост на посадке после отцепки от буксировщика. М. Л. Гал-
лай, бывший на «302П» в облете, называл машину «эталоном». Подобную
оценку давал второй летчик облета Б. Н. Кудрин и ведущий инженер
по испытаниям В. Н. Елагин. Установленная на испытаниях посадочная
скорость 115—120 км/ч отвечала нормальному режиму посадки перехват-
чика. Во время продувок в трубе Т-104 ЦАГИ было достигнуто аэро-
динамическое качество К= 15.
Конструкция самолета деревянная, крыло (профили RAF-34
15 % в корне и NACA-230 8 % на концах) и оперение с фанерной об-
шивкой, фюзеляж — монокок. Выполнен был самолет очень чисто и был
приятен в пилотировании. Шасси убиралось гидросистемой.
Первый вариант силовой установки (ЖРД и 2ПВРД) предполагал
наибольшую скорость «302» — 900 км/ч, потолок — 9000 м и время его
набора — 2 мин.
Расчетные данные «302П»: скорость у земли 800 км/ч, потолок —
18 000 м, набор высоты 5000 м — 2,1 мин, 9000 м — 2,8 мин, дальность по-
лета — 100 км. Реальным были лишь разбег, 16—18 с и скорость отрыва
200 км/ч. При боезапасе к 4 пушкам в 400 снарядов, запасе горюче-
го 505 кг и окислителя 1230 кг масса пустого самолета была 1502 кг и
взлетная масса 3358 кг. Силовая установка — один ЖРД.
Самолеты ОКБ И. В. Четверикова
МРД-6 (Че-2) (рис. 174) — морской дальний разведчик. Под этим наз-
ванием объединялось по крайней мере девять модификаций (см. табл. 23),
в ряде случаев сильно различавшихся между собой размерами, формами,
двигателями и представлявших собой по сути дела новые самолеты.
Схема всех одинакова. Это — летающая лодка, высокоплан со сво-
боднонесущими консолями типа «чайки» — первое у нас свободнонесущее
крыло типа «прямой чайки» («чайка» в И-15 была для другой цели —
для обзора летчику, «обратная чайка» — в самолете «Сталь-7»).
Центроплан был круто изогнут от корпуса лодки, с которым сопрягался
обтекателями. Два двигателя устанавливались в местах перегиба крыла
на концах центроплана и были значительно подняты над хордой крыла
(для максимального удалений винтов от воды). Консоли крыла трапецие-
видные с эллиптическими законцовками. Размеры крыла немного меня-
лись. Подкрыльные поплавки или неубираемые, на стойках с расчалками,
потом — с подкосами, или же убираемые в крыло.
Лодка — двухреданная, хорошо обтекаемых форм. Передний редан
поперечный, задний — заостренный («утюг»). Все поперечные сечения
лодки криволинейные, плоских поверхностей не было. Размеры лодки
немного менялись в модификациях самолета. Руководящей идеей
конструктора было максимальное обжатие и сужение ее для достиже-
ния наименьшего возможного миделя и наименьшей массы лодки. Носовая
290
П4. Самолет МДР-6 и его схема
я* лодки была предельно короткой, что иногда вызывало необходи-
в брызгоотражателях по передним скулам. Конструкция была
Цельно облегчена (в пределах норм прочности), иногда даже в ущерб
МНОЙ прочности. Бывали случаи поломки редана.
Конструкция цельнометаллическая, за исключением полотняной об-
1ми элеронов, рулей, иногда килей и хвостового участка консолей
ИВ. Обшивочные листы корпуса лодки в основном тонкие (0,8 мм)
Встым набором стрингеров (шаг—120—150 мм), обшивка кры-
ГГДО 2 мм, на редане — также. Клепка была преимущественно,
$ И полностью потайная, техническое выполнение самолетов высо-
Рроект МДР-6 был начат разработкой в 1936 г. иод два двигателя
т5 » а летом 1937 г. опытный самолет был выпущен с двигателями
и
‘ ЦГАВМФ, ф. 192, д. 48 (там же АРК-3)
10*
291
Игорь Вячеславович Четвериков
М-25Е и М-62, прошел заводские и государ-
ственные испытания и был принят к серий-
ной постройке с двигателями М-63 (1100 л. с.
взлетной мощности). Построенные в 1939—
1940 гг. самолеты, получившие название
Че-2, применялись на Балтике, Черном море
и на Дальнем Востоке.
Образцом для серии был дублер МДР-6 с
двигателями М-63 (заводское обозначение
«Н» — буква «аш»), В этом типе крыло
имело значительный размах, а поплавки
крепились на стойках с ленточными рас-
чалками. Экипаж три-четыре человека.
Вооружение: три пулемета ШКАС в двух
стрелковых установках и до 12 различных
бомб общей массой до 1000 кг на наружной
подвеске под крылом (при норме 400 кг).
Хвостовое оперёние — однокилевое, стаби-
лизатор крепился на воздушном киле с
V-образными подкосами. Самолет мог устанавливаться на колесное
шасси (без его подъема) и применяться на суше или зимой на снегу
и на льду. Полетная масса была 5600 кг, с перегрузкой — 6450 км.
Скорость у воды была 338 км/ч, техническая дальность — до 2650 км.
Летные качества первоначально были удовлетворительны, но скоро
выяснилась необходимость значительного их повышения с тем, чтобы
летающая лодка могла более или менее равняться с серийным бомбарди-
ровщиком типа ДБ-3. Отсюда пошли модификации МДР-6, обозначав-
шиеся «А», а затем «Б» с номерами от 1 до 5 за 1940—1946 гг.
Отмечались дефекты Че-2: слабость конструкции лодки на главном
шпангоуте № 10, шум и вибрации внутри из-за близости концов лопастей
винтов к корпусу, недоработанность топливной системы и др.
«А» (1940 г.) и «Б» (1941 г.) (рис. 175, см. табл. 23) —два опытных
экземпляра, почти подобные, но с резкими отличиями от серийного
типа «Н».
Двигатели М-105 в 1050 л. с. рядного типа, консоли крыла значи-
тельно уменьшены (в пользу скорости), поплавки на «А» убирались
заподлицо в крыло, на «Б» (обозначенном позже «Б1») немного вы-
ступали; хвостовое оперение — разнесенное; формы фонаря и турели —
измененные, турель отнесена за задний редан. Ширина лодки оставалась
прежней— 1,9 м. Конструкция ее — тот же полумонокок с каркасом из
прессованных и катаных профилей. Крыло двухлонжеронное, полки
лонжеронов — стальные тавры 60X60X6 мм, обшивка его до заднего
лонжерона — от 2 мм в центроплане и в основаниях консолей до 0,8 мм
на концах крыла, в хвостовой части — полотно.
На «А» поплавки специальной формы, чтобы они при уборке могли
уместиться между лонжеронами крыла, в виде ящиков на жестких
коробчатых стойках с управлением от электросистемы с червячной
передачей.
292
На Б1 водоизмещение поплавков было немного увеличено, и их
мещающие части в убранном положении немного выступали из
Двигатели М-105 имели гораздо меньший лоб, чем М-63, даже при
радиаторов, которые были подвешены под центропланом за
его лонжероном.
Модификации самолета МДР-6 (сверху вниз): А, Б2 и Б4.
293
Выполнены были эти самолеты очень чисто, и вообще этот тип мог
по праву считаться самым красивым из гидросамолетов, где-либо и когда-
либо существовавших. Скорость достигала 454 км/час на высоте 6000 м.
Вооружение: три пулемета ШКАС и четыре бомбы по 100—250 кг.
Проектирование самолета «А» было начато осенью 1939 г. Он был
выпущен в 1940 г., в 1940—194Ггг. прошел заводские испытания и был
передан на государственные.
Б1 был выпущен весной 1941 г. и также прошел заводские испыта-
ния. 16 октября оба самолета полетели к месту, где должны были про-
ходить госиспытания. «А» потерпел аварию около Углича, Б1 долетел
благополучно, проходил испытания, которые не удалось довести до
конца из-за дефектов силовой установки. К тому же были трудности с
уборкой поплавков, которые обычно не до конца входили в крыло из-за
малых плеч механизма подъема. Сказывалась и близость винтов к воде
из-за небольшой высоты лодки: брызги, а то и волна попадали в винты.
В общем предстояла дальнейшая работа по развитию типа «Б», по
доводке силовой группы и увеличению дальности полета.
МДР-6—Б2 и БЗ (см. рис. 175) —оба имели размеры и конструкцию
крыла как в Б1, развитием которого они и были. Оба выпущены в
1943 г., Б2 — с моторами М-105, а БЗ — с М-105ПФ. Радиаторы лобовые
с жалюзи (как у самолета СБ). По сравнению с Б1 поплавки были еще
уширены и увеличены в объеме и не полностью убирались в крыло.
Лодка в основном сохраняла прежние размеры и в связи с увеличившейся
массой глубже сидела в воде. Мореходность была ограниченной,
брызгоотражатели на скулах и днище носовой части помогали мало,
взлет с волны был труден.
Модификация БЗ имела усиленное вооружение: в хвостовой части
фюзеляжа были устроены два блистера под пулеметы УБ. Экипаж
увеличили до 5 человек. Масса самолета возросла в нормальном варианте
до 7200 кг, а в перегрузочном до 8200 кг (масса топлива в обоих
вариантах 1100 кг). Летные данные Б2 и БЗ были близки к характеристи-
кам «А», но дальности по-прежнему не хватало. Для обеспечения требуе-
мой дальности (3000 км) выпускались следующие модификации.
МДР-6—Б4 и Б5 (рис. 175, 176). Самолет Б4 (1944 г.) существенно
отличался от БЗ. Лодка была уширена с 1,9 до 2,2 м и сделана выше в
среднем на 0,4 м, с поднятым хвостом и оперением. Задний редан был
немного смещен назад. Поплавки были сделаны неубираемыми, на стойках
с подкосами. От их уборки пришлось отказаться, так как длина стоек воз-
росла и убрать поплавки в прежние гнезда было нельзя. Запас топлива
увеличен на 2150 кг. Двигатели ВК-107, радиаторы лобовые (как у БЗ).
Экипаж 5 человек. Блистеры сконструированы заново и имели увеличен-
ные сферы обстрела. Вооружение: три УБ и 1000 кг бомб. Площадь
вертикального оперения увеличена за счет добавления третьего (средне-
го) киля. Масса самолета возросла до Ют.
Б5 (1945 г.) был непосредственным развитием Б4 с двигателями
ВК-107А в 1650 л. с. Лодка — от Б4, но с удлиненным на 0,5 м носом и со
сдвинутой вперед кабиной летчиков (перед винтами). Центроплан был
увеличен в размахе (как и у Б4), консоли те же, что и во всех гидросамоле-
294
Мис «Б», поплавки неубираемые, как в Б4, оперение разнесенное, немного
Обличенное, без среднего киля. Радиаторы (с жалюзи на выходе) под
тылом между лонжеронами, винты четырехлопастные. Вооружение —
пушки Б-20, одна в носу лодки неподвижная (200 снарядов), две — на
Ктли СЭБ (самолетная электрофицированная башня) с 300 снарядами,
мщб — четыре ФАБ по 100—250 кг или две ФАБ—500.
£, Масса вооружения — 125 кг, аэронавигационного оборудования —
D кг, электрооборудования и связи — 172 кг, снаряжения и разного
Ииррудования — 542 кг. Масса конструкции планера — 2355 кг, силовой
ктановки — 3067 кг. Масса пустого Б5 без съемного оборудования —
Щ0 кг« т- е- была равной полетной массе Че-2. Полетная масса Б5 стала
jfenee Ют. Самолет был закончен постройкой летом 1945 г. и удовлетвори-
ЙМШно прошел заводские испытания. На госиспытания не передавался.
К Вся история самолета МДР-6 — свидетельствует о поистине герои-
К1(их попытках И. В. Четверикова, энтузиаста морского самолето-
Мадения, создать гидросамолет — летающую лодку, по скорости со-
Уиную сухопутному самолету с теми же двигателями и при той же
Ийшерно массе.
ИнД эта цель была в основном достигнута, но лишь ценой снижения
[иУГИх качеств — мореходности, дальности. Конструкция всех МДР-6
ЙИ® рациональной и совершенной, хотя прочность лодок иногда остав-
рла желать большего.
gfo® условиях военной и послевоенной обстановки считалось, что
ИДЮщая лодка уже не может быть в полной мере военной машиной и что
Встей остаются лишь некоторые ограниченные задачи. Действитель-
показала, что остаются жизненными крупные летающие лодки
Врп'а Бе-6, М-12), даже с ограниченной скоростью, что вполне применимы
Ж^Рактике и легкие поплавковые самолеты.
Следующей работой ОКБ И. В. Четверикова стала средняя амфибия
МкРДНохозяйственного применения — ТА.
(Транспортная амфибия) — с двумя двигателями АШ-21 в
^//00 л. с., парасоль с крылом на пилоне и небольших N-подкосах.
оок
Рис. 177. Самолет ТА-1 и его схема
Шасси — убираемое в борта лодки, подкрыльные поплавки — в крыло.
Платная нагрузка — восемь пассажиров и небольшой груз, всего —
до 1000 кг. Конструкция цельнометаллическая с полотном в обшивке
элеронов и рулей, отличавшаяся предельной простотой и технологич-
ностью, с применением лишь простых прессованных дуралюминовых
профилей углобульбовых, тавровых и зетовых.
Самолет был построен в трех экземплярах, имевших между собой
различия.
296
ТА (TA-1) - 1 -и экземпляр. Особенность этого самолета — свободне-
йшие консоли крыла постоянной хорды и профиля NACA-23015.
дина хорды 2,5 м, удлинение крыла — 6,9. Щелевые элероны и за-
ылки — отклоняемые на взлете на 30° и при посадке — на 50°. Поплавки
поднятом положении замыкали собой торцы крыла, размах с ними —
>2 м. Вертикальное оперение — однокилевое, на нем горизонтальное
рение. Винты, трехлопастные «саблевидные», диаметром 2,8 м, на-
делись достаточно далеко от воды. В лодке — просторная пассажирская
дена, разделенная на две части, с проходом в месте убираемого шасси.
Самолет был закончен постройкой в июле 1947 г., испытывался на
>дроме и на воде до ноября, был удачен и направлен на испытания.
перелете
была
поломка
шасси с посадкой на киль лодки. Самолет
отремонтирован, но не испытывался из-за закрытия ОКБ. Скорость
мигала 320 км/ч на высоте 1700 м.
»ТА-1 — 2-й экземпляр (рис. 177). Конструкция та же, но крыло имело
(евые, полукруглые в плане обтекатели. Размах с ними 17,8 м. Поплавки
рались в крыло по другой схеме — с сохранением горизонтального положе-
I’— и выступали из крыла своей донной частью у концов крыла. Закрыл-
Выдвижные.
Самолет был выпущен в начале
1948 г.,
к маю с успехом
[ел заводские испытания. 20 июня был передан на госиспытания,
>ые не проводились по той же причине, что и испытания первого
ймпляра.
РАФ — аэрофотосъемочный вариант ТА-1. Крыло было увеличено в
йахе и консоли его сделаны трапециевидными с уборкой поплавков,
'to во втором экземпляре. Самолет был выпущен летом 1948 г., удачно
1Л, но полные заводские испытания не проводились из-за прекраще-
свсех работ.
Кроме гидросамолетов ОКБ И. В. Четверикова выполнило опытные
йэты по катапультированию самолетов, по отработке установок и
ройств для этой цели.
Ныл и ряд проектов, касающихся катапультных устройств и специаль-
Рдеалубных самолетов.
В конце 1948 г. ОКБ было закрыто и все работы прекращены.
В. Четвериков перешел на преподавательскую работу в Ленинград-
10 Краснознаменную Военно-воздушную инженерную академию
ЙВВИА).
Модификация самолета У-2
[’• (1939—1944 гг.) 1
рервые модификации У-2 описаны в предыдущей книге. Они про-
кались в большом количестве и разнообразии до самого прекращения
^ска У-2 (потом По-2) как типа. К предвоенному времени относится
санитарных вариантов, лимузинов и поплавковых самолетов
>- табл. 24).
Лебедев Н. М. Самолет У-2, М., Воениздат, 1937, 181 с.
Самолет «Поликарпов-2». М., Изд-во ДОСААФ, 1952, 203.
297
С-2 — близкий к первому типу С-1 санитарный вариант, отличавшийся
только лучшей формой гаргрота при той же полной нагрузке в 340 кг
(один человек на носилках). Выпущен в 1939 г. Двигатель М-11Д
в 115 л. с. Строился крупными сериями. Самолет несколько изменялся,
в основном в сторону увеличения объема под носилки.
С-3 (СКФ, санитарная кабина Филатова). Двигатель М ИД. По
предложению техника Филатова во время советско-финского конфликта
1939—1940 гг. на фюзеляже У-2 была установлена фанерная кабина-
коробка на двух лежачих раненых, разделенная продольной перегород-
кой по оси самолета, с откидными крышками гаргрота. Оказалось, что
можно возить двух раненых вместо одного с тем же успехом. Самолет
У-2 вполне допускал это, центровка не становилась опасной. Было
построено много этих кабин.
К предвоенному времени относится несколько поплавковых вариантов
У-2. Они стали возможными и желательными после того, как мощность
М-11 была повышена и, главное,— когда он был снабжен воздушным
запуском с места летчика (а до тех пор было очень трудно и почти не-
возможно проворачивать винт, стоя на поплавке). Все поплавковые
варианты были с успехом испытаны.
У-2 на поплавках ЦАГИ-10. Этих самолетов было несколько. Шасси
у всех одной схемы и формы, состоящее из 10 стоек каплевидного сечения
и двух труб с обтекателями, соединявших поплавки. Обводы поплавков —
по протаскам ЦАГИ — с прямыми сечениями днища, углом поперечной
килеватости на редане в 23°, с круто отогнутыми вниз скулами и цилиндри-
ческой вставкой на редане. За реданом килеватость постепенно возрастала
до 45°; верхняя сторона круглая, вся форма поплавков очень чистая;
они снабжены управляемыми водяными рулями. Передние и задние стойки
образуют М-образные фермы при виде спереди и сзади. Нижние узлы
утоплены в корпус поплавка. Мореходные качества поплавков были от-
личные.
Самолеты на этом поплавковом шасси были следующие.
СП, выпущенный Ленинградской авиаремонтной базой ГВФ (Ленарм)
в 1940 г. Самолет эксплуатировался в ГВФ. •
СП — такой же, выпущенный в мастерских под Москвой в 1944 г. в
одном экземпляре.
У-2 (По-2) ПП — лимузин, выпущенный осенью 1944 г. в одном
экземпляре.
Во всех указанных самолетах поплавки были деревянные.
С-2 на дуралюминовых поплавках, построенных под руководством
инженера С. А. Мостового в 10 экземплярах для работы в Арктике и в
Сибири в 1946 г.
У-2 на поплавках В. Б. Шаврова '. Поплавки деревянные одноредан-
ные, по типу и конструкции такие же, как и у самолета АИР-6. Поплавко-
вое шасси состояло из шести стоек и двух соединяющих поплавки труб
с тремя крестами расчалок. Материал поплавков — сосна и фанера
толщиной от 5 мм на редане до 2 мм в боках хвостовой части. Все оклеено
1 «Самолет», 1940, № 23, 24, с. 36.
298
[отном на аэролаке. Пдплавки делились переборками из 1,5—1,0 милли-
ровой фанеры на восемь отсеков с лючками наверху. Строил поплавки
кенер М. А. Каспаров. Самолет показал очень хорошие летные и
>еходные качества: скорость — 147 км/ч, потолок — 3000 м, разбег —
С, пробег — 10 с.
У-2 на поплавках А. Я. Щербакова. Поплавки деревянные с несколько
•ощенными обводами — с большой длиной цилиндрической вставки на
£не. Шасси всего из четырех стоек и двух труб, соединявших поплавки,
. пятью крестами расчалок. Самолет удачно летал в 1942 г.
У-2М (У-2П) Н. Н. Поликарпова1 (рис. 178) — на одном поплавке
вумя подкрыльными, с двигателем М-11Д, с винтом изменяемого в
1ете шага и с воздушным запуском. Поплавок дуралюминовый одно-
анный с обводами, указанными ЦАГИ. Его размеры: 6,4X1,0 (шири-
Х0.65 м, водоизмещение 2310 л. Двигатель был закапотирован, на
уе — кок. Элероны и рули — с осевой аэродинамической компенса-
й. Нагрузка: два человека, рация, пулемет ШКАС или ДТ на
>рневой установке, запас топлива на 4,5 ч полета, бомб — четыре по
Ь*, всего — 41,0 кг. Самолет успешно прошел испытания и был передан в
Некую часть.
С началом Великой Отечественной войны настал новый этап в жизни
Юлета У-2.
Возникли многочисленные варианты его применения даже
:их областях, о которых никогда и не думали. Обычно эти варианты не
ювождались переделками самолета и различия были лишь в оборудо-
I(jh и вооружении, но были и лимузинные варианты, сильно отличав-
ши внешне.
гже в первые дни войны Григорием Ивановичем Бакшаевым были
видены и 28 июня испытаны кассеты для перевозки раненых, уста-
1йваемые на нижние крылья У-2 (С-2). Кассеты состояли из площадки
носилок и легкой съемной крышки над ней. Крышка полотняная на
ом каркасе из реек. Таким образом, на С-2 можно было перевозить
лежачих раненых и одного сидячего; сопровождающего не брали.
са каждой кассеты была 17 кг, носилок — 9 кг, всего — 52 кг.
-2 с санитарными кассетами А. Я. Щербакова. Эти кассеты были
^ЙСные под нижними крыльями, на два сидячих места каждая. Раненые
1И спина к спине, их головы находились на уровне передней кромки
!ьев, а ноги помещались в обтекаемом корпусе кассеты, примыкав-
к нижним крыльям. Таким образом, самолет С-2 перевозил одного
«его (а С-3 — двух лежачих) и пять сидячих раненых.
'Ыл и ряд других самодельных конструкций кассет и контейнеров
йжних крыльях и под ними.
«к, в начале 1942 г. был выпущен санитарный вариант У-2С —
фикация СП с двигателем М-11 Г в 100 л. с. В нем использовался
фюзеляжа, до тех пор
пустовавший.
Самолет брал трех раненых
то сидячего, двух лежачих). При испытаниях признано было, что
1ет в смысле удобства загрузки уступает С-2, в нем применены
Отчет о госиспытаниях ВВС и ВМФ от 8 июля — 8 сентября 1944 г. (мате-
ОКБ Н. Н. Поликар пова).
299
Рис. 178. Самолет У-2П и его схема
нестандартные носилки, неудобна конструкция фонаря. Поэтому к эксплу-
атации он может быть допущен в случае нехватки С-2. Самолет
применялся на фронте, причем с перегрузочной массой 1220 кг.
У-2ВС (ЛНБ) (рис. 179). Во время Великой Отечественной войны
самолет У-2 получил новое, казалось бы, неожиданное применение, не-
виданное для легкого учебного самолета первоначального обучения.
Н. Н. Поликарпов, Г. И. Бакшаев и другие сделали из него легкий ночной
бомбардировщик (ЛНБ). Бомбовая нагрузка достигла 350 кг, что оказа-
лось возможным благодаря исключительным качествам У-2 в смысле его
300
йрсобности брать большую нагрузку без особенного удлинения разбега
Сбез риска поломки в воздухе. Действительно,'коэффициент разрушаю-
щий перегрузки самолета У-2 как учебного при полетной массе около
Ю кг на случай Ак равен 8 по нормам прочности. При этом самолет мог
мполнять всевозможные фигуры высшего пилотажа. Но от бомбарди
Шщика этого вовсе не требуется, и перегрузки в полете с бомбами
кшцго по крайней мере в полтора раза уменьшить, а полетную массу
к-столько же раз увеличить, не оглядываясь на прочность. Что касается
Ерта, то бипланная коробка У-2 с очень малой удельной нагрузкой
шшло 27 кг/м2) допускала значительное увеличение взлетной массы в
№делах возможностей 100-сильного двигателя. Скоростной моноплан с
плой поверхностью крыла потребовал бы при этом значительного
Ивдичения мощности, а для биплана это не представляло трудной
Идчи. Поэтому и возник ряд модификаций У-2, в которых полетная
£са была принята в 1350 кг, т. е. увеличена в полтора раза.
ВШоД фюзеляжем и нижним крылом устанавливались соответствующие
пжатели с тросовым управлением сбрасыванием, иногда в фюзеляже и
М Крылом ставились кассеты для мелких бомб. На заднем сиденье
й^навливался пулемет ШКАС или ДА с 80—200 патронами, на шквор-
Щй установке, у летчика — бомбардировочный прицел. Первоначально
ВСЬ не было установившихся конструкций, много было изобретательства,
ИрО подсказанных практикой решений. Подвешивались бомбы в 50 кг,
ЩУО кг, снаряды PC, трубы с горючей жидкостью и др. С 1942 г. самолеты
ВВС (военный самолет) поставлялись с заводов готовыми. Рекордной
подвеска бомбы в 500 кг под фюзеляжем и еще двух пулеметов
гМАС на нижнем крыле, осуществленная инженером К- А. Москатовым.
^/Назначением самолета были бомбардировочные операции на малой
^Оте> преимущественно ночью с целью не давать покоя противнику,
|Уать его сна и отдыха, изнурять, уничтожать его авиацию на аэродро-
В** склады горючего, боеприпасов и продовольствия, мешать действиям
|ййспорта, штабов, оперативных пунктов и т. п. Одновременно велась
№ 301
разведка, осуществлялась связь между войсковыми частями, с партиза-
нами, словом, выполнялось много разнообразных заданий. На У-2ВС со
славой воевали и наши женские полки.
У-2ВС был любимцем наших воинов, называвших его ласкательно
«кукурузник» (из-за бреющего полета), а немцы проклинали назойливый
«рускартон», или «русфанер», причинявший им много беспокойства.
Боевая работа У-2ВС — славная страница в летописи Великой Отече-
ственной войны.
Данные самолета могут быть охарактеризованы на примере одного из
установившихся его типов, прошедшего контрольные испытания 9—18 де-
кабря 1942 г.: масса пустого самолета с бомбодержателями и оборудова-
нием — 773 кг, полная нагрузка — 627 кг, в том числе бомбы — 350 кг;
полетная масса — 1400 кг (на лыжах — 1406 кг), без бомб как связного —
1050 кг. Скорость—134 км/ч, без бомб—151 км/ч, но скороподъем-
ность и потолок были, конечно, сильно снижены.
Были сомнения в прочности, особенно местной, в зонах, где подвеши-
вались большие бомбы. Там конструкция была усилена. Тысячи У-2ВС
несли без осложнений свою службу на фронте и никогда в воздухе не ло-
мались.
Упоминался иногда У-2ЛШ (легкий штурмовик) с полетной массой
1400 кг, с двигателем М-11Д, но нигде не указаны его признаки. Очевидно,
это тот же У-2ВС с какими-то небольшими различиями.
У-2НАК — ночной артиллерийский корректировщик. От У-2ВС
отличался отсутствием бомбового вооружения и наличием приборов арт-
корректировки. Выпущен Н. Н. Поликарповым в 1943 г. Стрелковое
вооружение — один пулемет ШКАС. Был установлен выхлопной коллек-
тор с глушителем, что обеспечивало относительно бесшумный полет с
дистанции 200—300 м, установлен генератор с приводом от вала двига-
теля М-11, рация, ночной прицел. Самолет широко применялся на
фронте.
У-2ГН («Голос неба») — самолет без вооружения, для полетов с
агитационной целью, оборудованный мощной радиоустановкой с громко-
говорителем, генератором и глушителем на выхлопном коллекторе.
Выпущен Н. Н. Поликарповым в двух экземплярах в 1944 г. и с успехом
применялся на фронте.
ВОМ-1 (У-2 «Воздушный огнемет»). По предложению СНИИ ГВФ
в 1941 г. на У-2 с двигателем М-11Д были установлены «огневые мешки»
для сбрасывания «огневых зарядов». Кроме того, на левом нижнем
крыле — неподвижная пулеметная установка с 500 патронами для обстре-
ла наземных целей (масса 45 кг, в том числе пулемета— 14 кг). Был
выпущен в одном экземпляре, удачно прошел испытания, но серийно не
строился.
У-2 — лимузин инженера Зусмана, переделан в 1943 г. из учебного
У-2, над обеими кабинами которого был установлен изящный обтекае-
мый фонарь из плексигласа.
У-2 — лимузин 3-й Воздушной армии переделан из учебного У-2 с
двигателем М-11Д и ВИШ в 1943 г. по проекту Н. Н. Поликарпова
в мастерских Третьей ВА (ведущий инженер Л. Н. Марьин и летчик
302
У 180. Самолет У-2ШС
В. Синельников). Масса пустого самолета — 839 кг, полетная —
82 кг, скорость— 158 км/ч, разбег— 180 м (14 с), пробег — 230 м
Гс) (из-за хвостового колеса взамен костыля). По отчету о госиспыта-
totOT 9 февраля 1944 г., самолет «выполнен культурно» и по поведению
Ьрггличается от обычного У-2. Был передан в эксплуатацию в 3-ю
^душную армию.
ЙИГ2ШС (штабной самолет) (рис. 180) —пятиместный лимузин,
Мущенный по инициативе и проекту Н. Н. Поликарпова, согласно
желанию ВВС. Большая четырехместная пассажирская кабина в фю-
Ирке закрыта сверху прозрачным фонарем. Полезная ширина кабины
Ю<мм, фюзеляж шире обычного на 350 мм, вынос верхнего крыла
Тросы управления частично скрыты в фюзеляже. На руле высоты
|ЙМер, руль высоты и элероны с осевой аэродинамической компенса-
М. Двигатель М-11Ф, винт деревянный, на нем кок. Электрооборудова-
КГенератор ГС-35 с приводом от торца коленчатого вала двигателя,
ВШ Приемо-передающая. Самолет мог быть за 10 минут переоборудован
ВЙитарный ’.
Ж2ШС был признан удачным как лимузин, но остался только в
Юу-рпытных экземплярах.
к®*? — лимузин (ВГ). В 1943 г. в самолетных авиамастерских
|ро0здушной армии под руководством инженера В. П. Григорьева
выпущен У-2 — трехместный лимузин. Кабины были закрыты про-
ИрЫм фонарем с двумя сдвижными крышками. Хвост фюзеляжа
В™ен на 0,5 м. Однако У-2 все вынес, и получившаяся чрезмерно
ВЙ1Я центровка не причинила неприятностей. Самолет применялся по
рачению в 1-й Воздушной армии.
да этот обзор не вошли еще несколько лимузинных модификаций
’₽УГие> о которых не найдено документальных данных или не определены
Нртоснимки.
И?',Отчет о госиспытаниях У-2ШС, ВВС, 21 октября 1943 г.
303
Рис. 181. Самолет У-2Л
У-2Л—лимузин А. Н. Рафаэлянца (рис. 181) занимает особое
место среди лимузинов У-2. В нем фюзеляж значительно увеличен в
высоту и ширину и подведен вплотную под верхнее крыло. Размеры
кабины 2,6Х 1,1 X 1,6 м. Двигатель М-11Д. Самолет рассчитан на летчика
и четырех пассажиров (а с перегрузкой — до шести) или на двое стан-
дартных носилок с ранеными и одним сопровождающим. Коробка
крыльев оставлена без изменения, носовая часть фюзеляжа немного
удлинена. Большая высота его отразилась на путевой устойчивости,
пришлось увеличить киль. Но в общем в пилотировании самолет мало
отличался от исходного У-2, хотя уже начинал чувствоваться недостаток
мощности. Был построен в ПАМ-11 (полевых авиаремонтных мастерских)
конструктором А. Н. Рафаэлянцем и остался в опытном экземпляре
для местного применения.
У-2 с двигателем М-12. В 1943 г. на самолет У-2 в порядке опыта был
поставлен несерийный двигатель М-12 в 200 л. с. М. А. Коссова, звездо-
образный, пятицилиндровый, крепившийся на ту же мотораму, что и
М-11. Летные качества У-2 сильно возросли, потолок достиг 5000 м,
скороподъемность возросла на 30 %, разбег уменьшился на 25 %. Были
проведены полные летные испытания общей продолжительностью 75 ч,
но дальнейшего развития не было, так как двигатель М-12 в серии не
производился.
Самолеты По-2
После смерти Н. Н. Поликарпова, последовавшей 30 июля 1944 г.,
его самолет У-2 стал называться По-2. Но с 1945 г. это уже не был
прежний У-2. При сохранении размеров и линий он был переконструирован
304
И. Бакшаевым — тогда главным конструктором завода, где выпуска-
ть серийные У-2. Бакшаев унифицировал все варианты самолета,
орые сводились к трем основным типам: По-2 учебный, По-2А — аэро-
\ и По-2С — санитарный лимузин. Фюзеляжи их были одинаковы,
лья и оперение — также, а системы стоек были сделаны одинаковыми
всех вариантов, что было достигнуто путем небольшого сдвига
ив на фюзеляже. Это позволило иметь 92 % общих деталей для трех
Данных типов По-2 и способствовало их массовому выпуску.
После войны самолеты По-2 строились на заводах МАП еще несколько
а к 1949 г. выпуск их прекратился. В качестве учебного самолета
^ монопланы УТ-2, потом — Як-18. Но и позже По-2 продолжал
Искаться на авиарембазах ГВФ. С июля 1959 г. их стали списывать.
В 1954 г. самолет По-2 эксплуатировался в следующих модификациях
,табл. 24)1: По-2 — учебный; По-2Т — тренировочный; По-2С (С-2) —
^тарный; По-2А (АП-СП) — сельскохозяйственный с аэропылом,
>дского выпуска до 1941 г.; По-2 — переоборудованные в авиарем-
кх гвф из учебных По-2; По-2А — заводского выпуска 1946 г.;
(лимузин) — переоборудованные из учебных По-2 в авиарембазах
Ф; По-2Л — заводского выпуска 1948 г.
^Основные отличительные признаки всех По-2 по сравнению с У-2 за-
даются в нескольких нововведениях. Колеса вместо спицевых стали
(овыми 700X150 мм, масса одного колеса— 17,6 кг вместо 11,0 кг.
Сто центропланного бензобака поставлен увеличенный фюзеляжный;
1ки коробки крыльев — из стальных труб с деревянными обтекателями;
>’ высоты — с триммером и управлением им от летчика. Приборное
удование стало богаче. Самолет был пересчитан на прочность, ряд
в на основе опыта эксплуатации был усилен. Применялись двигатели
1Д, м-1 1К или М-11Л. В общем масса самолетов По-2 возросла по
Н«’ию с У-2 не менее чем на 50 кг. Нагрузка была установлена не
М40 кг (кроме учебного), полетная масса — 1250 кг. Ресурсы само-
и двигателя сильно возросли.
>2 учебный (рис. 182). Кроме вышеуказанных признаков, ничем не
алея от У-2. Масса пустого самолета — 750 кг, нагрузка — 273 кг,
мая масса при полетах «по кругу» — 1023 кг. Центровка пустого
САХ, груженого — 32,7 % САХ.
Р-2 тренировочный отличался от предыдущего откидным колпаком
1Дней кабине и приборами для слепого полета.
О-2 санитарный (рис. 183) — на месте задней кабины учебного
н первого отсека задней части фюзеляжа оборудована закрытая
#а для медработника и больного на носилках или же двух сидячих
1Ых, или двух пассажиров. Передняя часть фюзеляжа удлинена на
для обеспечения эксплуатационных центровок самолета при полной
гзке санитарной кабины. Кабина летчика закрыта сдвижным фона-
Для обеспечения дальности полета установлен задний бензобак.
а пустого самолета — 810 кг, полетная — 1250 кг, нагрузка — 440 кг
Липатов М. В. Самолет По-2 и его модификации. М., Редиздат Аэрофлота,
240 с.
305
Рис. 182. Самолет По-2 учебный
(в том числе бензина — 145 кг и масла — 15 кг). Применялся на местных
аэролиниях ГВФ и как транспортный самолет.
По-2А сельскохозяйственный (рис. 184) применялся для рассеивания
минеральных удобрений с целью подкормки сельскохозяйственных куль-
тур, для борьбы с вредными насекомыми и других целей. На самолете
устанавливался аэроопыливатель или же аэроопрыскиватель. Кроме
того, самолет применялся как транспортный на местных линиях.
В самолетах выпуска 1946 г. и в переоборудованных из учебных По-2
месте задней кабины устанавливался бак для химикатов, а в начале
йей части фюзеляжа была оборудована третья кабина — для авиа-
дока при перелетах с баз к местам химических работ. Был уменьшен
ЮС верхнего крыла с 800 до 600 мм для обеспечения допустимых
ДОуатационных центровок при полной загрузке химикатами или при
мещении техника в третьей кабине. Все три кабины были оборудованы
несъемными фонарями закрытого типа для улучшения условий работы
дока и для перевозки пассажиров осенью и зимой. В самолетах
выпуска до 1941 г. эти кабины были теснее (короче), поскольку
ЦОС верхнего крыла был 800 мм. Масса пустого самолета — 740 кг,
Ьтная — 1150 кг, нагрузка — 410 кг, в том числе химикаты — 235 кг,
масло — 15 кг, бензин — 34 кг. Бак и спецаппаратура — 46 кг. В грузовом
варианте полетная масса — 1250 кг, центровка — до 41 % САХ.
По-2Л пассажирский (рис. 185). На местных линиях ГВФ применялся
как для перевозки грузов и почты, так и в качестве санитарного. В самоле-
тах выпуска 1948 г. на месте второй кабины По-2, в начале задней части
фюзеляжа оборудована закрытая кабина для двух пассажиров или же
медработника и больного на стандартных носилках. Вынос верхнего крыла
уменьшен с 800 до 600 мм для обеспечения центровки. Кабина летчика —
со сдвижным фонарем.
В самолетах, переоборудованных из учебного По-2, пассажирская
кабина длиннее на 0,4 м. Масса пустого самолета — 810 кг (1948 г.)
и 780 кг (у переоборудованных), полетная масса — 1250 кг, нагрузка —
440 кг и соответственно — 470 кг, в том числе топливо — 145 кг.
Центровка 29—41 % САХ. Характерной особенностью внешнего вида
По-2С и По-2Л была далеко идущая назад кабина и от этого своеобразный
(не слишком красивый) горбатый вид фюзеляжа.
В 50-х годах на многих самолетах По-2С, По-2Л и других вместо
костыля ставилось хвостовое колесо, что позволяло им пользоваться
любыми аэродромами, но удлиняло пробег до 200 м и более.
Для всех модификаций По-2 в инструкциях по их эксплуатации были
указаны с большой точностью многочисленные варианты загрузок и
центровок с указанием безопасных пределов их от 22 до 41 % САХ.
По-2 строился по лицензии в Польше под маркой CSS-13 в санитарном
варианте в 1948—1955 гг.
В виде опыта на одном По-2 была испробована противокапотажная
лыжа на шасси, оказавшаяся практически ненужной.
Рис. 186. Самолет По-2ЛС М. М. Кулика
308
По-2ЛС ( связной лимузин М. М. Кулика) (рис. 186). В апреле 1945 г.
зсенер ГВФ Михаил Маркелович Кулик переделал По-2 в довольно
бычный вариант со многими элементами новизны.
Нижнее крыло было укорочено в размахе на 1 м и элероны с него
1И сняты, а на верхнем крыле элероны были увеличены по размаху,
всему нижнему крылу, кроме подфюзеляжной части, были сделаны
1евые закрылки, опускавшиеся на 45°. По всей передней кромке обоих
щьев были установлены неподвижные предкрылки (из дуралюмина
л^м). Стабилизатор был сделан с изменяемым в полете углом уста-
,ки и связан с закрылками. Кабина в фюзеляже трехместная, закрытая
ксигласовым фонарем обтекаемой формы. Вход в кабину — через
рь в левом борту, где на месте вырезанного верхнего лонжерона
зеляжа вставлена рама жесткости. Без изменения было оставлено
реи, но в общем переделка самолета была достаточно радикальной и
одой. Масса пустого самолета — около 800 кг, полетная—1150 кг.
Эффект от механизации крыльев был весьма значителен, посадочная
фость была получена рекордно малая — всего 45 км/ч, угол планирова-
| при опущенных закрылках был 12°, поведение самолета — совершен-
Нормальное
Был произведен опыт применения самолета По-2 для поисков
!. Самолет был оборудован большим кольцом-антенной под
ем и соответствующей аппаратурой.
мин в
фюзе-
У-2 на гусеничном шасси
Н. А. Чечубалина
то оригинальное устройство (рис. 187) было осуществлено и испы-
в 1937 г. взамен колес шасси с целью радикального улучшения
одимости самолета на мокром, вязком, покрытом водой и грязью
te, на тающем снежном покрове и т. п., где взлет на колесах труден
Невозможен. Гусеничный ход был сделан в виде цепочки роликов-
Юв, изготовленных из текстолитовых прутков диаметром 50 мм и
й 0,3 м, заключенных между боковыми направляющими стенками
ки, по форме, напоминавшей корпус ранних танков. В последующие
-три года Н. А. Чечубалин, работавший в БРИЗе Главсевморпути,
оил близкие гусеничные взлетно-посадочные устройства для самоле-
*5 и Ли-2. Они были более крупными, сложными и имели иногда
I настоящий тракторный или же танковый гусеничный ход с цепью из
Ин. Испытания показали, что проходимость у гусениц была исключи-
Вя, они работали во всяких условиях, не засорялись, не отказывали,
м недостатком их была сравнительная конструктивная сложность,
емкость и несколько большие масса и сопротивление по сравнению
есами. Это помешало их внедрению.
®-2 на гусеничном шасси С. А. Мостового. Шасси было построено в
г. по образцу устройств Н. А. Чечубалина, тоже работавшего в
еме Полярной авиации. Это гусеничное шасси было столь же удачно,
[Чно прошло испытания, но так же не нашло применения по уже
занным причинам.
309
L Работы ОКБ А. Я. Щербакова
L Алексею Яковлевичу Щербакову (1901 —1978) принадлежат работы в
ких областях авиации, которых у нас до него никто не затрагивал, и
(полеты собственной конструкции (см. табл. 25). Он окончил Харь-
Кагкий технологический институт в 1929 г., в 1926—1935 гг. работал в
ЖБ К. А. Калинина, потом — в Москве на заводе в Отделе спецконструк-
В (ОСК). К этому времени относятся его работы по высотной буксиров-
Епланеров и по герметическим кабинам, описанные в гл. 1. К 1937 г.
носится его стратосферный планер и проект истребителя ИВС.
Ев 1939—1940 гг. А. Я. Щербаков принимал активнейшее участие
«испытаниях ракетопланера С. П. Королева РП-318 (СК-9) и в летных
Йытаниях прямоточных двигателей (ПВРД), подвешенных под крылом
Вребителя И-15 бис. В эвакуации и по возвращении из нее были выпол-
|шы работы:
Е 1941 г.— подвесные двухместные кассеты для перевозки раненых под
Ийльями самолета У-2, строившиеся серийно;
К'1942 г.— поплавки к самолету У-2, построенные и испытанные;
ВЙЧ943 г.— самолет Ще-2, строившийся серийно;
®|948 г.— высокоскоростной истребитель (ВСИ) с вертикальным
ЕЙИгом и посадкой, не завершенный.
ЕВыл и ряд других работ и предложений, частично или полностью
ЙЙйзованных.
шве — проект высокоскоростного истребителя, представленный
НТ. Щербаковым в 1937 г. и получивший положительное заключение
№ 29 сентября 1940 г., но не реализованный в условиях тех лет.
Егребитель одноместный по схеме «Эркобры» с дополнительным ПВРД
Ииосте фюзеляжа для кратковременного увеличения скорости в бою.
Идйигатель — М-120 в 1650 л. с. (2500 об/мин) у земли и 1500 л. с. на
мУГебООО м, 18-цилиндровый трехрядный под 120°; ПВРД И. А. Мерку-
НЕПод фюзеляжем находился радиатор этиленгликолевого охлажде-
МКНагревшийся в нем воздух поступал к форсункам ПВРД, топливом
И11ртооого служил тот же бензин.
МШасси с носовым колесом, двигатель — за ГК летчика, длинный вал,
ИтСТор к винту с передачей 0,666. Вооружение: один ШКАС и два БС.
М№Р тяжести — 18 % САХ. Расход бензина для ПВРД — 25 кг/мин.
^КТ^оект был одобрен ВВС: схема, хороший обзор и рекордная
ИвЬсть (расчетная) 700 км/ч, с ПВРД — 825 км/ч, потолок — 12 000 м,
Орд — 14 000 м. Однако в условиях начала войны проект осуществлен
рыл.
Kwe-2 (ТС-1, транспортный самолет) (рис. 188) — подкосный высоко-
с трапециевидными консолями крыла, двумя двигателями М-11Д
л. с., разнесенным вертикальным оперением, большой грузовой
Мной с большой дверью в левом борту (1,43Х 1,64 м) хорошо обтекае-
фюзеляжа. Шасси — неубираемое с обтекателями на колесах.
МИрлет был предназначен для перевозки крупногабаритных грузов
г'Гь до любых двигателей, рядных и звездообразных, массой до
Р Кг. Это было нужно в условиях войны для обслуживания баз, когда
311
Рис. 188. Самолет Ще-2
требования ремонта боевых самолетов осложнялись постоянными пере-
мещениями ремонтных баз в ходе наступления.
Конструкция деревянная с полотняной обшивкой крыла и оперения,
очень легкая, ради легкости местами и трудоемкая. Так, многочисленные
стрингеры фюзеляжа-монокока, оклеенного полотном, были сделаны в
виде миниатюрных коробчатых лонжеронов сечением 30X10 мм, со
стенками в 1 мм и полками-рейками площадью 4X8 мм, на клее и мелких
гвоздиках. Зато легкость была достигнута необыкновенная без ущерба
для общей и местной прочности. Разрушающая перегрузка 5,85. Аэро-
динамическая характеристика (£$хГ)ср =1,17 м2. Крыло однолонжерон-
ное, площадью 63,88 м2, амортизационные стойки шасси — от Ла-5,
колеса 600X180 и 300X125 мм, лыжи: 240X620 мм (1,42 м2) и 800X
Х380 мм (0,24 м2). Четыре бензобака на 850 л, сварные из АМц.
Моторамы с резиновыми буферами.
Масса пустого самолета — 2210 кг, бензина — 370 кг, масла — 40 кг,
полетная масса — 3400—3700 кг.
История самолета Ще-2 такова. На небольшом заводе шел ремонт
самолетов и строилась малая серия контейнеров под крылья самолетов
У-2 и Р-5 для перевозки небольших грузов. Но нужно было перевозить
крылья истребителей, целые двигатели и был заказ на подвески для
перевозки по воздуху малых противотанковых пушек. Крылья истреби-
телей возили под крыльями Р-5, но двигатели самолет Р-5 перевозить
не мог. А. Я. Щербаков — тогда директор и главный конструктор завода,
а одновременно и начальник Главного управления по ремонту самолетов
НКАП смог договориться о постройке специального грузового самолета
для перевозки крупногабаритных грузов первоначально по заказу морской
авиации. За 1942 г. был представлен проект и построен самолет под маркой
ТС-1. Летом 1943 г. он с успехом прошел испытания, и в августе было
принято решение о выпуске серии под маркой Ще-2. 3 октября 1943 г.
в ОКБ Щербакова было начато производство. Головной самолет
Ще-2 вышел летом 1944 г. Серия шла до начала 1946 г.
Первый выпущенный Ще-2 выполнил не менее 20 полетов по маршруту
Чкалов — Куйбышев — Москва, показал ресурс до 1000 ч. Ще-2 широко
312
вменялся в частях как транспортный (до 16 человек), грузовой, сани-
пный (И носилок), десантный (9 десантников), учебный для обучения
гурманов. Было пять модификаций Ще-2: опытный (1942 г.), серийный
Азовой и санитарный (1944 г.), штурманский (1944 г.), сельскохозяй-
|енный (1945 г.) и даже с дизелями GMC, взятыми с американского
Нка (1945 г.). Был вариант облегченный с уменьшенным крылом
К м2 вместо 64 м2 при той же площади оперения горизонтального
Н4 м2 и вертикального 5,48 м2), при той же массе 3400 кг, но без пере-
рки.
|Был нереализованный проект двухфюзеляжного Ще-2 с тремя М-11Д,
минутый заместителем Щербакова М. В. Ляпиным.
ЕуТетные и эксплуатационные испытания серийных экземпляров в
геме ВВС и ГВФ подтвердили хорошие качества самолета. Не был
|ько одобрен сельскохозяйственный вариант из-за недостаточной
Кёвренности на бреющем полете (время виража 85 с) и малой скоро-
ИЙмности. В этом варианте было повышено шасси на 0,45 м и взяты
Цса 800X260 мм.
ирмолет Ще-2 не показал всех своих возможностей. Это был по
Вству планерлет (мотопланер) с очень большой нагрузкой на мощ-
Кь, достигавшей 16 кг/л. с. Взлетная дистанция до набора высоты
Ми — 980 м, посадочная — 560 м. Ему нужны были двигатели в
t-200 л. с. или МГ-31 в 300 л. с., предусмотренные в проекте самолета,
прекращенные с войной. М-11Д в 115 л. с. были для него определенно
Кстаточны, но других для серии не было. И все-таки самолет Ще-2
Mtec большую пользу, хотя летчики его не очень любили из-за малой
Кности.
Годна ко полет на одном работающем двигателе был возможен у земли
шассе до 3000 кг, т. е. почти без платной нагрузки. Самолет был
№г в эксплуатации, пригоден и целесообразен для местных линий.
Вменялся он и после войны, будучи доступен и летчику ниже средней
ДЙфикации.
ВВСИ (рис. 189) — экспериментальный высокоскоростной истребитель
ИфУикальным взлетом и посадкой. По современной терминологии
Ухема — конвертоплан. Фюзеляж — с высоко поднятым хвостовым
гением и крылом — «центропланом» малого размаха, на концах его
Вйювлены ТРД, которые могли поворачиваться в вертикальной
ИжЬсти на угол до 120°, с газовыми рулями. Шасси — трехколесное,
Юаемое в фюзеляж. При этой схеме сила тяги двигателей должна
Восходить вес аппарата, чтобы был обеспечен его взлет без разбега,
ВрЙ набор высоты, горизонтальный полет, снижение с торможением
Осадка при вертикальном положении двигателей без пробега,
ртная скорость — до 1500 км/ч, дальность — 1000 км. ТРД требова-
«Нин» с тягой 2270 кге, так как полетная масса аппарата могла
Вичь 4—5 т.
Ердея конвертоплана вполне жизненна, но для первых послевоенных
1ГТакое предложение было более чем смелым. Идея была выражена
К, Щербаковым в 1946 г., проект сделан в 1947 г. уже после закрытия
Е°КБ.
313
Проект был доложен и получил поддержку Б. Н. Юрьева и
В. С. Пышнова в Военно-воздушной инженерной академии, а также
командования ВВС.
Решено было построить испытательный стенд. Но, поскольку Щерба-
ков не был теперь в системе МАП, строить стенд пришлось в ВВИА
им. Н. Е. Жуковского, на площадке учебного аэродрома. Двигатели
«Нин» получить не удалось, и для стендовых испытаний ВВС мог предо-
ставить только трофейные ЮМО-004 (с заведомо недостаточной тягой
900 кгс).
Конструкция ВСИ — смешанная, фюзеляж и крыло — с ферменным
каркасом, сварным из хромансилевых труб, и обшивкой из нержавеющей
стали, как и оперение. Были и рабочие чертежи.
Стенд в виде четырех больших мачт, между которыми на тросе под-
вешен аппарат, был построен с подземными туннелями для отходящих
газов, с отводом их в стороны.
Аппарат ВСИ в упрощенном виде был построен, и начаты его стендо-
вые испытания, проходившие в 1948 г., но потом эти работы были пре-
кращены как неперспективные в то время.
«Крылья танка»
Этот аппарат (рис. 190) имел и другие обозначения: КТ, А-Т, планер
А-40. Идея конструкции — перевозка по воздуху на буксире у самолета
небольшого танка, к которому для этого прикреплялась специальная
коробка крыльев с хвостовым оперением и управлением. Идея возникла
314
Издания доставлять партизанам танки и военную технику, переправ-
: воздушные десанты.
Ддание на планер, способный поднять большой и притом специфи-
ке груз, было дано ОКБ О. К. Антонова в конце 1941 г. (по его же
Мативе). Предполагалось, что планер буксируется до нужного места,
Шляется и производит посадку, после чего крылья сбрасываются.
НК может вести бой.
|спользование танка в качестве фюзеляжа планера обещало немалую
рмию в массе, поскольку не нужен был крупногабаритный корпус,
вление планером — его рулями и элеронами (легко отсоединяемое)
проведено в танк, и им управлял водитель танка, он же летчик.
№р был выполнен по бипланной схеме для уменьшения размаха
ВД. Хвостовое оперение (тоже бипланное) устанавливалось на двух
ИЙ1. Коробка крыльев одностоечная, без выноса. Размах крыльев —
длина планера — 12,06 м, площадь коробки крыльев — 85,8 м2.
(дарйнят танк Т-60, весивший с нагрузкой 5800 кг, масса планера —
гкг, полетная — 7804 кг, удельная нагрузка 91 кг/м2.
испытания проводились осенью 1942 г. Буксировщик — самолет
Летчик-испытатель — С. Н. Анохин, мастер планеризма. Результаты
нН УДачны, и идея оказалась полностью осуществимой. Из-за того, что
К еще не имел обтекателя, буксировка осуществлялась на максималь-
##*ОЩности двигателей. Однако скороподъемность такого воздушного
«Да была мала, требовался более мощный буксировщик Пе-8, однако
ОНИ были заняты в боевых операциях и буксировать крылатый танк
*0 нечем.
315
Взлетные лыжи
После того, как в 1940 г. было принято решение отказаться от примене-
ния лыж на военных самолетах из-за большой потери скорости, вопрос
взлета со снега все-таки остался нерешенным для самолетов гражданских
а в ряде случаев и для военных.
Летчик-испытатель НИИ ГВФ Борис Кириллович Кондратьев пред-
ложил идею «взлетных» лыж, оставляемых после отрыва на земле, на
которых самолет мог бы выполнить разбег с любого снежного покрова,
в том числе и с такого, с которого взлет на колесах невозможен (глубокий,
рыхлый, мокрый, тающий) с места вынужденной посадки на снег.
Взлетные лыжи* были построены в опытных экземплярах, испытаны и
приняты к применению в Аэрофлоте и ВВС. Посадка — обычная, на
1 Тетерюков А. М., Взлетные лыжи. М., Редиздат Аэрофлота, 1943, 61 с.
олеса, вовсе не рискованная, так как она возможна на снег, в два-три
-«за более глубокий, чем при отрыве на взлетных лыжах.
Конструктивно они делались из сохранившихся обычных лыж, в
вторых кабан и обтекатель задней половины заменялись гнездом из
педней и боковых дощатых стенок высотой до оси колеса; подошва лыжи
рвалась «энержем» в 1,0 мм. Самолет закатывался сзади на эти лыжи
: специальным доскам-подставкам, рулил и разбегался. Колеса шасси
'» достижении скорости отрыва свободно выходили из гнезд (зазор с
Сов был 12—15 мм) и лыжи оставались на снегу. Они могли применяться
IfropHO много раз. Осложнений не было (рис. 191).
^злетные лыжи были сделаны и испытаны в конце зимы 1941 г.
‘Самолетах П-5, ПР-5, ПС-41, Ли-2, а позже и на военных Як-1,
Ил-4 и потом — на ЛаГГ-3, Ла-5, МиГ-3, Як-7, Г-2 и др. Конструк-
э гнезд (очень простую) разработал инженер-пилот А. М. Тетерюков.
«отовлялись лыжи обычно силами техперсонала аэродромов примени-
ло к определенным типам самолетов. Позднее инженерами А. Ф. Епи-
фм и Л. И. Израецким они были унифицированы и сведены к трем
"Йм для трех групп самолетов по их массе (3—3,5 т, 5,5—7,5 т и 8,5—
f). Для самолетов с хвостовым колесом (Ил-2, Ил-4) под это колесо
'1 делалась взлетная лыжа малых размеров.
клетные лыжи оказались очень нужным и удачным изобретением,
если свою возможную пользу и обеспечили успешный выход из
кого положения — взлет со снега на колесах.
Глава 3
ПОСЛЕВОЕННЫЕ САМОЛЕТЫ
(1945—1950 гг.)
После победы над гитлеровской Германией, с мая
1945 г. был резко сокращен выпуск военных самолетов. Продолжали
выпускаться лишь более поздние серийные типы их: Як-9, Ту-2, Ил-Ю,
Ли-2, По-2 и УТ-2. Выходили опытные поршневые самолеты (проектиро-
вание начато еще во время войны), и некоторые из них строились
серийно. Это прежде всего истребители 1945—1947 гг.— Ла-9 и Ла-11,
доведенные до предельного совершенства в своем классе, но уже терявшие
свое значение с появлением в те же годы истребителей реактивных. Кроме
них вышли в свет модификации Ту-2, разведчик Су-12 и другие самолеты,
обладавшие очень высокими качествами, позволившие в этот переходный
период поддерживать боеспособность наших ВВС на высоком уровне,
пока шла разработка реактивных самолетов, нацеленная на ближайшую
и более далекую перспективу.
Был сделан очень нужный шаг — в бомбардировщике Ту-4 освоена
новая технология цельнометаллического самолета, во многом передовая и
впервые у нас разработанная. По типу Ту-4 были выпущены наши даль-
ние поршневые бомбардировщики Ту-80 и Ту-85, причем последний был
наиболее совершенным из поршневых по схеме, конструкции и летно-
тактическим качествам. Предполагалась его серийная постройка и было
начато внедрение, но вскоре все прекратилось, так как началась работа
над реактивными бомбардировщиками, в которых имело смысл приме-
нить прогрессивную технологию производства Ту-4.
В 1946—1950 гг. был выпущен ряд морских самолетов — несколько
опытных модификаций Че-2 и серийная летающая лодка Бе-6, но боль-
шого развития гидросамолеты теперь уже не получали. Зато ряд граждан-
ских поршневых самолетов — Ил-12, Ил-14, Ан-2, Як-11, Як-12, Як-18 —
был запущен в серийное производство и широко применялся. Поршне-
вые двигатели, особенно для учебно-тренировочных самолетов, вы-
пускались и много позже, они применяются и до сих пор.
Важнейшей задачей Советского государства в этот, послевоенный
период стал перевод экономики страны на мирные рельсы, восстановле-
ние и дальнейшее развитие народного хозяйства страны. Однако уроки
Великой Отечественной войны, агрессивный курс международного им-
периализма, начавшаяся «холодная война», требовали от нас бдитель-
ности.
После обсуждения перспектив строительства и совершенствования
нашего Военно-Воздушного Флота был принят ряд мер к активизации
научных исследований и опытных работ в самолетостроении. Конструк-
торские бюро получили конкретные задания на разработку определенных
классов и типов военных и гражданских самолетов и вертолетов.
318
L С 1945 г. наступил период быстрого, даже стремительного развития
(Активных самолетов, первоначально — истребителей как ведущего
Ивеса самолетов, в котором раньше всего реализуются передовые
стяжения науки и техники самолетостроения. За истребителями следо-
Кры бомбардировщики, а на их основе — транспортные самолеты.
«Быстро совершенствовались турбореактивные двигатели (ТРД): раз-
Квемая ими сила тяги возросла с 800 кгс в 1945 г. до 2700 кгс в
г.
Шля ускорения процесса создания реактивных двигателей было
рено на первом этапе использовать опыт трофейных и лицензионных
И с их небольшой тягой, чтобы затем уверенно проектировать и строить
гораздо более мощные.
^Реактивные самолеты — истребители и бомбардировщики — прошли
к фазы развития: с нестреловидным (прямым) и стреловидным крылом,
реактивным самолетам с нестреловидным (прямым) крылом (1945—
[Ь- гг.) относились Як-15, Як-17, Як-19, Як-21, Як-23, Як-25, МиГ-9,
И'50, Ла-152, Ла-154, Ла-156, Су-9, Су-11, Су-10, Ту-12, Ту-14, Ил-22,
»28 и их модификации. К реактивным самолетам со стреловидным
Ьом (начиная с 1947 г.) истребители: Як-30, Як-50, МиГ-15, МиГ-15
Е Ла-160, Ла-174, Ла-176, Ла-15, Су-15, Су-17 и бомбардировщик
К2. Из них были в серии Як-15, Як-17, Як-23, МиГ-9, Ту-14, Ла-15,
1мГ-15, МиГ-15 бис и Ил-28 были в массовом производстве.
Ша истребителях с нестреловидным крылом были достигнуты скорости
Кютветствующих 0,85 М в 1947 г., а на самолетах со стреловидным
КОм в конце 1948 г. была достигнута, а в 1950 г. неоднократно
июйдена скорость звука (до 1,15 М). В 1947 г. был освоен групповой
пилотаж на реактивных истребителях.
ИрЫла налажена серийная и массовая постройка реактивных самолетов
игателей, в ходе которой, как и в опытном строительстве, преодоле-
Ксь многочисленные трудности создания и освоения конструкций ново-
Яа, требовавших непривычно большой точности изготовления, более
НОЙ и дорогой оснастки, иных производственных приемов. Стоимость
ДЙки опытных образцов самолетов значительно возросла. Конструк-
(данера самолета по трудоемкости и стоимости уступала иногда в
Лько раз трудоемкости и стоимости оборудования и приборов,
^Чество и сортамент которых увеличились чрезвычайно. Строитель-
Опытных военных самолетов всех классов (как и больших граждан-
стало настолько трудоемким делом, что оказывалось посильным
для больших ОКБ и опытных заводов, обеспеченных целым рядом
Йраторий для стендовой проверки работы электро- и радиолокацион-
|0борудования, гидро- и пневмосистем, управления самолетом и его
Вйтами. На самолеты легкие и учебные действие этих факторов,
ЦМеется, не распространялось. Их можно было строить, как и до войны,
Ж же условиях.
УПытное самолетостроение тех лет было сосредоточено в основном в
ВЯИ больших ОКБ: Туполева, Яковлева, Ильюшина, Лавочкина,
|фяна, Сухого, Антонова и Бериева. Вертолетостроение — в двух ОКБ:
1В и Камова.
319
Работы ОКБ А. И. Микояна и
М. И. Гуревича
Во время войны и немного позже ОКБ было загружено работами по
достижению предельных качеств в поршневых истребителях. Переход на
комбинированную силовую установку был некоторым шагом вперед —
в самолете И-250 (Н) — и вызвал необходимость в последующем качест-
венном шаге. Данные по самолетам приведены в табл. 26.
И-270 (Ж) (рис. 192) — экспериментальный истребитель-перехватчик
с двухкамерным ЖРД Л. С. Душкина и В. П. Глушко (тяга 1450 кгс).
Крыло прямое (нестреловидное) тонкого профиля, малого сужения,
Рис. 192. Самолет И-270 и его схема
320
ймзонтальное оперение — на вершине киля, фюзеляж веретенообраз-
двигатель РД-2М-ЗВ — в его хвостовой части, кабина герметическая.
й^ртрукция цельнометаллическая. Площадь крыла — 12,0 м2, взлетная
Ьса___4120 кг, в том числе топлива — 2150 кг, а после отрыва и разгона
Скорости 800 км/ч полетная масса становилась 3500 кг. Запаса топлива
гало на 4—9 мин полета, причем расчетное время набора высоты
Быс. м составляло 2,37 мин, а время набора высоты 15 тыс. м —
К мин. По расчету практический потолок— 17 000 м, скорость —
К км/ч. Вооружение — две пушки НС-23 (80 снарядов) — не устанав-
рлось.
ИКямплет был выпущен и испытывался с лета 1947 г. в двух экземпля-
К'Оба были разбиты при испытаниях по причинам, не зависевшим от
Вы и конструкции самолета.
IP'
L Самолет МиГ-9
Одноместный истребитель-среднеплан (рис. 193) с двумя ТРД осевого
Ик установленными в фюзеляже рядом под крылом и кабиной с выходом
МЬгивных сопел под хвост фюзеляжа, т. е. схема реданная. Крыло
Кмое, тонкое, площадью 18,2 м2. Самолет имел еще два обозначения:
ММ) и «Ф».
МВхема самолета была оригинальной и необычной для своего времени.
Кмкла она не сразу. В 1944—1945 гг. ТРД на первых истребителях
Ийгавливались в фюзеляже или над фюзеляжем (например, Хейн-
11462), а если их было два, то в крыле (Глостер «Метеор») или же
Нмдалом (Арадо 234, Ме-262 и др.), что сильно портило аэродинамику
ЦррЬмолетов. У нас некоторые предлагали на первых порах скопировать
НК62, чтобы, изучив его, идти дальше. В этом духе и делался в 1945 г.
Ирачальный проект в ОКБ Микояна. Разработка зашла уже довольно
когда по инициативе А. И. Микояна такая схема была отвергнута и
ИиЬоект стал делаться заново, с установкой в фюзеляже двух трофей-
Имигателей БМВ-003 (стоявших на первых опытных И-300), а потом
И№> Один двигатель вдвое большей мощности был бы лучше, но его
ИВеще не было.
ИВиУдности были тут очень большие из-за крайней тесноты размещения
Цугелей и сложности подхода к ним при условии всемерного обжатия
Вмя фюзеляжа. Однако это удалось преодолеть, крыло осталось
ИКПС, площадь его оказалась возможным уменьшить, и вся компоновка
М»ЙЛась очень компактной и аэродинамичной.
Жмолет строился по плану опытного строительства со сроком предъяв-
на госиспытания 22 октября 1946 г. Этот срок был выдержан.
^Шиётрукция МиГ-9 цельнометаллическая, в основном из дуралюмина
^Волнительной защитой нижней поверхности хвостовой части фюзе-
кшг горячих газов путем установки слегка гофрированного листа
ИВ жароупорной стали (с просветом около 15 мм). Были введены
ИрОДые щитки-закрылки, так как посадочная скорость была значитель-
Иг 170 км/ч и пробег достигал 1060 м. Площадь горизонтального
МБНия — 0,206 площади крыла, а вертикального — 0,147. На всех
ВРНЫх МиГ-9 был введен форкиль, улучшивший жесткость конструкции
Рак. 182 321
Рис. 193. Самолет МиГ-9 и его схема
322
«оста и путевую устойчивость самолета. Кабина на последнем
ЙГ-9М (рис. 195) — герметическая, вентиляционного типа, а сиденье —
Bfany-льтируемое, на всех остальных — обычная и без катапультиро-
шия.
^Вооружение: одна пушка Н-37 (40 снарядов) и две НС-23 (160 снаря-
ilvНа первом опытном МиГ-9 стояла пушка Н-57, но в серии ее не было.
Ейтгная масса опытных экземпляров была в общем около 5000 кг, а с
Кесными сбрасываемыми топливными баками — около 5500 кг при
Кдьзовании самолета как истребителя сопровождения. Дальность
Кйетственно 800 и 1100 км при продолжительности полета до 1 ч 45 мин,
Вмя набора высоты 5000 м соответственно 4,3 мин и 6,25 мин. Название
появилось на смену первоначального И-300 после внедрения его в
Щк'й
мю.
Ем-301Т («ФТ») (рис. 194) —учебно-тренировочный двухместный
мант, построенный вслед за основным для обучения и вывозки летчиков
мдаком малознакомом самолете в 1946 г. Это один из первых самолетов,
^котором в СССР проводились летные испытания по катапультирова-
В|*летчика (из задней кабины). Были два опытных экземпляра ФТ-1
ИЬТ-2 отличающиеся формой фонаря кабины.
Иервый экземпляр И-300 («Ф-1») был выпущен к весне 1946 г. и
Мшй его полет был выполнен 24 апреля в один день с Як-15, но на три
Ьраньше (летчик А. Н. Гринчик). Шли доводки самолета, но 11 июля
И№*м полете Гринчик погиб, показывая самолет М. В. Хруничеву и
Имм руководителям.
Ийюнадобились дальнейшие работы, и первый полет второго самолета
ИВ») состоялся только 9 августа (летчик М. Л. Галлай), а третьего
НЬг
Катапультирование с МиГ-9УТИ
39.4
Рис. 195. Самолет МиГ-9М (ФР)
(«Ф-2») — 11 августа (летчик Г. М. Шиянов). На Ф-2 были в основном
проведены испытания.
18 августа 1946 г. на воздушном параде в Тушино МиГ-9 уже демон-
стрировался (вместе с Як-15). Эти первые экземпляры самолетов серий-
ного завода были переданы в ГК НИИ ВВС в декабре 1946 г., а в
мае 1947 г. туда были переданы два опытных самолета «Ф-2» и «Ф-3».
Серийные МиГ-9 («ФС») с двигателями РД-20 (тяга 800 кгс) показали
качества, не более высокие, чем опытные самолеты с БМВ-003.
Была попытка поставить двигатели ТР-1 А. М. Люлька (с тягой
1350 кгс). Осенью 1947 г. был построен, но в полете не испытывался
такой вариант — И-305 («ФЛ») с ТР-1 А. Двигатель еще не был доведен и
ломался при стендовых испытаниях.
МиГ-9 «с бабочкой» — с устройством для отвода дульных газов из
поля воздухозаборника. На ствол большой пушки была надета коробка-
гильза с отводящими патрубками обтекаемого сечения, направленными
вверх и вниз. Часть дульных газов выходила за пределы воздухозабор-
ника. Без этого бывало, что при выстреле из 37-мм пушки двигатель глох.
Этот самолет был выпущен в 1948 г. на базе серийного МиГ-9 («ФФ»),
когда МиГ-9 уже снимался с вооружения.
МиГ-9 («ФФ») — тот же серийный, но с форсированными двигателя-
ми, не отличавшийся внешне от «ФС» с нефорсированными двигателями.
МиГ-9 был наряду с Як-15 первым реактивным истребителем,
принятым на вооружение, но применялся он недолго, будучи лишь про-
межуточным типом с прямым крылом, и вскоре сменился истребителем
МиГ-15 со стреловидным крылом.
Самолет Ми Г-15
Это был один из самых известных самолетов мира, долго применяв-
шийся и состоявший на вооружении в разных модификациях у нас и в
других странах.
324
Схема — среднеплан со стреловидным крылом и оперением (рис. 196),
Хмпместный околозвуковой истребитель, фронтовой и многоцелевой, с
й>Д центробежного типа, установленным в задней половине фюзеляжа,
«Нему и схема стала называться «фюзеляжной», в дальнейшем обще-
ЙИЯТой. Угол стреловидности по передней кромке крыла — 35°, опере-
Н горизонтального — 40°, вертикального — 56°. Площадь крыла —
Л’
i Конструкция цельнометаллическая, в основном из дуралюмина
на потайной клепке, узлы — из стали ЗОХГСА. Фюзеляж —
умонокок балочный круглого сечения диаметром 1,45 м. Задняя
вина его (с оперением) за крылом отъемная с внутренним фланцем,
постановки и всестороннего обслуживания двигателя. Этот необходи-
разъем стал общепринятым для истребителя подобной схемы,
ина фюзеляжа — 8,08 м, удлинение — 5,57, мидель— 1,16 м2, а с
Йарем — 1,35 м2. Кабина герметическая с катапультируемым сиденьем.
1Жрыло однолонжеронное с косой поперечной балкой, образующей
Игольную нишу для убранного шасси в корне консолей, с дополнитель-
М задним лонжероном, 21 стрингером и 20 нервюрами, перпендику-
»иыми к передней кромке консолей крыла. Полки лонжеронов —
Всованные тавры из В-95, накладки и стенки — из Д16-Т. Обшивка
шиной от 2 до 1 мм. Профиль крыла корневой — ЦАГИ С—10с,
ИЦевой ЦАГИ СР-3 (более несущий). Поперечное V равно — 2°,
2,12 м, удлинение — 4,85, сужение 1,61. В носках на концах кон-
М 30-килограммовые балансиры от флаттера. Элероны (по 1,01 м2
ждый) с весовой и аэродинамической компенсацией (герметизирован-
Схема самолета Ми Г-15
'М,
Йов.
325
ная ткань в щели). Щитки-закрылки (2,36 м2) — отклоняемые на взлете
на 20°, при посадке — до 55°, на рельсовых каретках. На каждой консоли
по два аэродинамических гребня высотой до 100 мм. Разъемы — в
плоскости бортов фюзеляжа. На правой консоли приемник воздушного
давления. На нижней стороне крыла — держатели бомб и подвесных
баков. На левом элероне — триммер.
Вертикальное хвостовое оперение очень больших размеров — 4,0 м2
(19,4 % крыла), горизонтальное — небольшое — 3,0 м2 (14,5%). На
хвосте фюзеляжа — тормозные щитки (0,48 м2 — оба). Управление
самолетом жесткое.
Колея шасси — 3,81 м, база — 3,17 м. Колеса 660Х 160 мм, носовое —
480X200 мм, все на рычажной подвеске. Ход шасси — 273/120 мм
(шток) и 246/114 мм. Гидросистем две: основная — для шасси и щитков и
гидроусилитель — для элеронов.
Вооружение: одна пушка НС-37 (40 снарядов) и две НС-23 (по
80 снарядов) с небольшими изменениями в различных вариантах
МиГ-15. Кабина местами бронирована, бронеспинки нет (двигатель
защищает летчика).
Некоторые данные по массе: двигатель РД-45Ф — 808 кг, а с соплом
и удлинительной трубой — 852 кг; передняя часть фюзеляжа снаряжен-
ная — 2074 кг, а без снаряжения — 626 кг; задняя часть фюзеляжа
снаряженная — 467 кг; консоли крыла снаряженные — 841 кг, неснаря-
женные — 619 кг; вертикальное оперение — 37 кг, горизонтальное —
76 кг, шасси — 165 кг без механизмов. Масса пустого самолета —
3382 кг.
Нагрузка: летчик — 97 кг, снаряды к НС-37—54 кг, к НС-23—63 кг,
топливо— 1210 кг, всего— 1424 кг, а с подвесными баками (два по
250 л) — 1844 кг. Нормальная полетная масса — 4806 кг, центровка
нормальная — 23,3 % САХ.
Развитие МиГ-15 (рис. 197). В 1946 г. было дано задание на раз-
работку истребителя со стреловидным крылом, околозвукового на боль-
ших высотах, с продолжительностью полета в 1 ч. Делался предэскиз-
ный проект. Обследовалась стреловидность прямая и обратная с разными
углами, были долгие продувки в трубах. Работали аэродинамики
ЦАГИ С. А. Христианович, Г. П. Свищев, Я. М. Серебрийский, В. В. Стру-
минский и др. Была борьба мнений. Скептики были против стреловидных
крыльев, что видно хотя бы из того, что в это время вышел Як-23 с
прямым крылом и реданной схемой, готовый к серийной постройке, по-
скольку схема МиГ-15 еще вызывала споры и как будто не обещала
успеха. Поэтому были начаты работы по прямокрылому дублеру —
И-320 («ФН»).
Казалось, скептики были правы, так как, действительно, первые опыты
со стреловидными крыльями были неудачны. Крылья давали плохие
летные качества, большую посадочную скорость, плохую поперечную
устойчивость. Аналогичные опыты в Германии дали отрицательные ре-
зультаты и иногда сопровождались гибелью летчиков.
Однако нескептики быстро нашли способы устранить эти явления.
Первым из них были «аэродинамические гребни» — продольные ребра
326
Самолет МиГ-15 серийный («СВ»)
_ фхней стороне стреловидного крыла, препятствующие сбегу потока
ЛЬ размаха и срыву потока с концов. На крыле МиГ-15 установили
|^ва таких ребра на каждой консоли, которым еще было придано
, Дательное поперечное V, равное —2°. Подобную же работу вело ОКБ
||ДУ/Лавочкина, выпустившее летом 1947 г. первый в СССР самолет со
овидным крылом Ла-160.
)И-310 («С») — прототип будущего МиГ-15. Первый полет (летчик
. Юганов) был выполнен 30 декабря 1947 г. и показал, что летные
садочные качества в основном удовлетворительны, но были еще
Йше потери тяги. Инженером Калихманом и другими (ЦИАМ)
предложено укоротить сопло и фюзеляж, вместе с тем были еще раз
ценены органы управления — горизонтальное оперение и элероны,
увеличена стреловидность оперения и элеронов, немного изменена
ft! крыла, улучшено сопряжение задней кромки крыла с фюзеляжем,
аким образом, МиГ-15 в своем окончательном виде сложился не
•320 («ФН», МиГ-9 с одним двигателем Роллс-Ройс «Нин-1») —
Шественник МиГ-15, разработанный в 1946—1948 гг. Самолет
«лея, но не испытывался, так как вслед за ним с марта 1947 г.
®более перспективный самолет под маркой И-310 («С») в двух
ШПлярах «С-1» и «С-2» — с тем же двигателем «Нин-I» (тяга
tore). Выбор именно этого двигателя был более удачен, чем «Дервен-
W-500) с тягой 1590 кгс, и самолет с ним был, конечно, более
ПСКтивным. Но «Дервент» уже строился, а «Нин» был получен позже.
>МУ же и переход на стреловидные крылья стал неизбежным.
рмГ-15 («С-3», И-310) — «Нин-11» был построен по планам опыт-
? строительства, утвержденным в марте 1947 г. Ведущий инженер
Андреев, летчики И. Т. Иващенко и С. Н. Анохин. В середине
1948 г. самолет под маркой МиГ-15 с двигателем РД-45 был пущен в
327
серийное производство и был установлен срок передачи опытного
экземпляра в ГК НИИ ВВС — 10 мая 1948 г. Самолет был передан
на испытания 27 мая 1948 г. («С-2») и 5 июля («С-1»).
Двигатель «Нин» (тяга 2230 кгс) был в немногих экземплярах,
РД-45 (тяга 2240 кгс) быстро сменился его улучшенным вариантом
РД-45Ф (тяга 2270 кгс), а в дальнейшем, после работы над ним
В. Я. Климова, при тех же габаритах, тяга его была увеличена до
2700 кгс (ВК-1), а с форсированием — до 3380 кгс (ВК-1Ф). ВК-1 про-
шел госиспытания в ноябре 1948 г.
МиГ-15 («С») — РД-45 — основной тип самолета, выпускался в боль-
шик количествах, в вариантах, немного различавшихся оборудованием
и вооружением, и на протяжении нескольких лет был основным истреби-
телем в наших ВВС.
С 1949 г. были сформированы первые строевые подразделения на
истребителях МиГ-15.
Первые истребители МиГ-15 еще не имели автоматики управления
двигателями, не имели гидроусилителей, тормозные щитки были малых
размеров. Были проведены опыты впрыска воды для увеличения тяги
двигателей, применены ракетные ускорители в полете для кратковремен-
ного увеличения скорости, стартовые ускорители и взлет с передвижной
катапульты.
Предельно допустимая скорость соответствовала 0,92 М, но перво-
начально ее пришлось ограничить 0,88 М из-за имевшего место досадного
явления — «валежки» — самопроизвольного кренения и сваливания на
бок и на спину. Причины этого выяснились: неточное выполнение
крыла в производстве. Бывали отклонения до 4 мм в обводах профиля
нервюр, местные неровности и, кроме того, деформация крыла из-за на-
личия ниши для колеса шасси, где не было обшивки и общая жесткость
ослаблялась даже при сильном лонжероне МиГ-15 и вспомогательной
балке1. Путем конструктивных и особенно технологических мероприя-
тий «валежку» удалось изжить.
МиГ-15 стал строиться на многих заводах массово, а также в
дружественных странах. МиГ-15 применялся в боях против южно-
корейской военщины, развязавшей военные действия против КНДР
в 1950—1953 гг. Это была подлинно «рабочая машина», «самолет-
солдат», как его называли.
Варианты МиГ-15 как многоцелевого самолета: истребитель фронто-
вой и сопровождения, перехватчик, ночной истребитель, истребитель-
бомбардировщик, легкий пикировщик, фоторазведчик. Они различались
оборудованием.
МиГ-15П («СП-5») — перехватчик всепогодный — с радиолокацион-
ной установкой в носу фюзеляжа для обнаружения противника в облаках,
ночью и в сложных метеоусловиях.
МиГ-15 — истребитель сопровождения, с подвесными сбрасывае-
мыми баками для керосина Т-1 (у = 0,81...0,85). Баков два по 250 л. Они
1 Этого явления не было в Ла-15 с его цельным крылом, не ослабленным
нишами для шасси.
328
, 198. Самолет МиГ-15 УТИ («СТ-7»)
;й1
«говлялись или сварные из АМц, прилегающие к крылу, длиной 2,52 м,
ЖОЙ 22 кг, или же фибровые длиной 2 м и массой 15 кг. Форма у
де обтекаемая с небольшими стабилизирующими поверхностями. Даль-
Ми полета возрастала примерно на 400 км. Баки бывали и более круп-
|^'На 300 и 400 л.
Г-15 («СВ») — первые серийные самолеты МиГ-15 (см. рис. 197).
ИГ-15УТИ (И-312, «СТ») (рис. 198) —двухместный учебно-трени-
ный и вывозной вариант (инструктор сзади и чуть выше учлета).
<ы разделенные, с телефонной связью по СПУ, крышка фонаря
ней кабины откидная вправо, задней — сдвижная назад. Управление
мом и выпуском шасси и щитков-закрылков — в обеих кабинах, но
а оно автоматически выключается, когда им управляет инструктор,
«может им действовать, когда управление в кабине инструктора
Самолет МиГ-15бис с подвесными баками на 600 л
находится в нейтральном положении. Оба сиденья катапультируемые.
Вооружение: один пулемет УБК-Е (150 патронов), иногда еще одна
пушка НР-23 (80 снарядов), иногда еще РЛС в носке фюзеляжа
(самолет «СТ-7»),
МиГ-15 в беспилотном варианте с аппаратурой самонаведения.
Проходил испытания.
МиГ-15У («СУ») с двумя ограниченно подвижными в вертикальной
плоскости стрелковыми установками под носом фюзеляжа. Развития не
имел.
Ми Г-15ЛЛ (МиГ-15бис, «СЕ») (рис. 199) — с увеличенным вверх
килем и рулем за счет некоторого увеличения хорды оперения, с более
жестким крылом чуть большей площади. Сделано это было для исследо-
вания способов борьбы с обратной реакцией по крену при даче ноги.
МиГ-15П («СП-1») (рис. 200) с двигателем ВК-1 и радиолокатором,
компасом АРК-5 и МРП-48. Ночной перехватчик. Вооружение — одна
пушка НС-37 (45 снарядов). Выпущен в 1949 г., но в серию не пошел.
Рис. 201. Самолет МиГ-15бис (<СД»)
330
Ь2. Самолет МиГ-15бис («ИШ»)
1949 г. двигатель РД-45Ф (2270 кгс) был сменен на ВК-1 (2700 кгс),
юлет с ним стал называться МиГ-15 бис.
иГ-15 бис («СД») (рис. 201) имел те же размеры и конструкцию,
в управлении элеронами помещен в носке левой консоли крыла,
чена компенсация рулей высоты до 22 %. Вооружение: вместо
— пушка НР-231 (80 снарядов), пушка Н-37 — прежняя (40 снаря-
По задней кромке крыла приклепана полоска «нож» шириной
(от «валежки»), на правом элероне — такой же «нож» шириной
Управление щитками-закрылками — нормальное, от гидросистемы,
1ное — от пневмосистемы. Конструкция консолей крыла — однолон-
Ная до 9-й нервюры, а дальше — моноблочная. Стабилизатор —
авной на земле на угол ±2°. Летные качества повысились:
ъ— 1076 км/ч у земли вместо 1050 км/ч у МиГ-15, потолок —
м вместо 15 200 м, продолжительность полета превысила 2 ч.
Г-15Р бис («СР») — фоторазведчик — с дополнительным фото-
(ованием.
Г-15С и МиГ-15С бис — высотный истребитель сопровождения
я подвесными баками по 600 л (рис. 199).
Г-15бис 45° («СИ-2») — экспериментальный экземпляр с изменен-
>ылом, которому был придан угол стреловидности 45°. Прототип
та МиГ-17.
Г-15бис («ИШ») (рис. 202) —истребитель-штурмовик с двумя
•и под крылом для подвески бомб.
^олетов МиГ-15 во всех вариантах было выпущено большое
ВСТВО.
"IP-23 (Нудельман — Рихтер) — темп стрельбы больше, начальная скорость
а больше благодаря изменению механизма перезарядки.
331
Самолет Ми Г-17
В 1949 г. на основе МиГ-15 бис был разработан с целью дальнейшего
повышения скорости проект подобного же самолета И-330 («СИ»), но
с углом стреловидности крыла в 45°, несколько удлиненной хвостовой
частью фюзеляжа и более острой вверху формой вертикального опере-
ния. Сделано это было на основе исследований, опытов и тех соображе-
ний, что МиГ-15 с крылом в 35° стал уже изживать себя. Самолет
«СИ-2» был выпущен в конце 1949 г., а 1 февраля 1950 г. летчик-испыта-
тель И. Т. Иващенко на заводских испытаниях на первом экземпляре
его впервые на боевом самолете достиг на высоте 5000 м скорости
1161 км/ч. До этого бывали скорости до М = 0,92.
Но в марте И. Т. Иващенко погиб при катастрофе этого самолета,
что задержало испытания. Второй и третий экземпляры («СИ-02»
и «СИ-03») прошли испытания (20 июня 1951 г.), оказались удачными
и получили обозначение МиГ-17 при запуске в серийное, а затем и в мас-
совое производство в 1951 г. на смену МиГ-15 — как его прямое продол-
жение и развитие. Двигатель — тот же ВК-1, но скорость возросла на
40—50 км/ч, улучшилась маневренность на больших (но не на малых)
высотах, возросла скороподъемность, все при том же двигателе. В акте
отмечалось, что, несмотря на некоторое ухудшение взлетных данных,
самолет может взлетать с тех же аэродромов, что и МиГ-15.
По внешним формам и конструкции МиГ-17 (рис. 203) имел много
элементов сходства с МиГ-15. Различия были в основном следующие.
Стреловидность крыла по передней кромке была 45° в корневой части
(до полуразмаха) и 42° в концевой части, площадь крыла увеличена
до 22,6 м2, поперечное V равно — 3°, на каждой консоли по три аэродина-
мических гребня высотой до 100 мм. Профиль крыла чуть тоньше, сопря-
жение крыла с фюзеляжем улучшено за счет участка задней кромки у
бортов. Фюзеляж удлинен, соответственно большей стреловидности.
Хвостовое оперение немного увеличено, особенно вертикальное, стрело-
видность его 56°, горизонтального — 45°. Под концевой частью фюзеля-
жа — небольшой фальшкиль для лучшей путевой устойчивости, отчасти
предохраняющий фюзеляж при возможной посадке под большим углом.
Тормозные щитки отклоняются на 55°; закрылки — выпускаемые
(со сдвигом назад) на 20° при взлете и на 60° при посадке.
Элероны с внутренней аэродинамической компенсацией, на левом —
триммер.
Удлинение крыла — 4,08, сужение—1,23. Длина фюзеляжа —
9206 мм, диаметр — 1,45 м, площадь вертикального оперения — 4,26 м2,
горизонтального — 3,10 м2, руля направления — 0,947 м2, рулей высоты —
0,884 м2, элеронов — 1,6 м2, закрылков — 2,86 м2, тормозных щитков
0,88 м2.
Конструкция — цельнометаллическая, близкая к МиГ-15. В последних
сериях введены необратимые бустеры в управлении рулями высоты.
Управление самолетом жесткое. Катапультируемое сиденье — нового
типа, с защитой лица летчика шторкой, опусканием которой включается
механизм выброса.
332
о
I. Самолет МиГ-17 и его схема
ЦДССи — в общем как в МиГ-15. Колеса 600X160 и 480X200 мм —
pieca на рычажной подвеске. Колея — 3,85 м. Подъем и выпуск шас-
рравление закрылками и тормозными щитками — от гидросистемы,
рйный выпуск шасси, тормоза колес и перезарядка оружия — от
||(Осистемы.
^рметическая кабина — вентиляционного типа, частично брониро-
!®я снизу; лобовое бронестекло; отепление фонаря горячим воздухом;
^®тизация крышки фонаря резиновым шлангом.
333
Подвесные баки — два по 400 л на коротких стержнях, не примыкаю-
щие к крылу. Длина их 3,0 м при хорошо обтекаемой форме, масса — по
32 кг (как и на МиГ-15 бис и МиГ-15УТИ).
Вооружение (в низу носовой части фюзеляжа) — одна пушка Н-37
(40 снарядов) и две пушки НР-23 (по 80 снярядов), иногда все три —
НР-23, под крылом — держатели для двух бомб по 50, 100 и по 250 кг.
Топливных баков два: основной — за кабиной, перед двигателем, рези-
новый на 1250 л и дополнительный — металлический на 160 л в начале
хвостовой части фюзеляжа.
Все самолеты МиГ-17 были снабжены, кроме обычного комплекта
приборов, фотокамерой в носке фюзеляжа наверху, фотокинопулеметом
для анализа стрельбы и перископом на крышке фонаря для обзора
назад.
У серийных самолетов нормальная нагрузка: летчик с парашютом —
100 кг, снаряды НР-23—68 кг, Н-37—55 кг, керосин (Т-1) — 1173 кг,
всего 1402 кг. Топливо в подвесных баках — 664 кг. Бомбовая нагрузка —
сверх этого. Разрушающая перегрузка 12. Максимальная скорость
1114 км/ч на высоте 2000 м. Масса пустого самолета несколько менялась,
главным образом в зависимости от оборудования, будучи в общем
около 3800 кг в первоначальном варианте истребителя с двигателем
ВК-1А, предназначенного для работы в полевых условиях при не
слишком плохой погоде, а также в качестве истребителя-бомбардиров-
щика, для сопровождения бомбардировщиков и для поддержки войск
на поле боя. Продолжительность полета с подвесными баками достигала
2 ч 53 мин, а дальность — 1735 км. В конструкцию вносились усовершен-
ствования, например необратимые бустеры в управлении рулями высоты,
улучшенные тормоза колес и др. Масса пустого самолета возросла до
3900 кг и более, правда, без заметного снижения летных качеств. Взлетная
масса постепенно возросла — до 5340 кг, а с баками — до 6072 кг вместо
первоначальной 5050—5480 кг.
МиГ-17П («СП-7») (рис. 204) — всепогодный перехватчик, оборудо-
ванный радиоустройствами для поиска и обнаружения противника при
Рис. 204. Самолет МиГ-17П
334
Ъо5. Самолет Ми Г-17 Ф
й
|!ствии видимости. Их антенны, установленные над воздухозаборни-
ки в центре его, придали характерное внешнее отличие типу П.
~дет стал многоцелевым и в связи с этим его взлетная масса возросла
50—6280 кг, а летные качества при том же двигателе ВК-1 А сни-
Ь. Скорость не превосходила 1115 км/ч на высоте 3000 м, потолок
^ческий — 14 500 м и скороподъемность у земли — 37 м/с (вместо
Начальных 47 м/с). Требовался более мощный двигатель. В это
1 был выпущен и испытан (в 1951 г.) двигатель ВК-1Ф с той же
[альной тягой 2600—2700 кгс и с форсированной (3-минутной)
О кгс. В том же году он был установлен на основной тип МиГ-17,
952 г.— и на тип П, сменив ВК-1А.
НГ‘17Ф (рис. 205) с ВК-1Ф при испытаниях (летчики Г. А. Седов
К- Коккинаки) показал скорость 1145 км/ч и потолок— 16 200 м,
же— 16 600 м, время набора высоты 10 000 м — 3,7 мин, а без
1Жа — 6,2 мин, скороподъемность у земли — 65 м/с. Предельно
^имое число М= 1,14. После испытаний весной 1953 г. МиГ-17Ф стал
Жаться в массовом количестве. 20 июня 1953 г. на Тушинском авиа-
фм параде демонстрировалась эскадрилья МиГ-17Ф.
ИГ-17ПФ с ВК 1Ф и радиолокационной станцией по внешнему виду
i не отличался от МиГ-17П, но, несмотря на еще более возросшую
,,У (до 5620—6552 кг), сохранил летные качества первоначального
Г 335
МиГ-17, лишь время виража возросло до 85—62 с (с форсажем), скорость
1115 км/ч на высоте 3000 м, а скороподъемность у земли — 55 м/с.
МиГ-17 («СН») с ВК-1 —экспериментальный образец с поворотной
в вертикальной плоскости пушечной установкой из трех Ш-3 в носовой
части фюзеляжа, в связи с чем введены боковые воздухозаборники у
бортов фюзеляжа взамен обычного носового. Угол поворота пушек ±40°
(вверх и вниз). Выпущен в 1953 г.
Следует напомнить, что в 1940 г. аналогичное устройство было
выполнено и испытано в полете Г. М. Можаровским на самолете ББ-22
и предполагалось к реализации в проектированном им, но не построенном
штурмовике МВ (Можаровский — Веневидов, см. гл. 1). А еще гораздо
раньше, в 1916 г., В. В. Иорданом была осуществлена, а летчиком
К- К. Арцеуловым применена в боях установка на истребителе Ньюпор XI
пулемета с возможностью поворота его вверх на большой угол. При
тогдашних скоростях я 140—150 км/ч это давало возможность открывать
огонь еще до полного выхода в положение атаки.
Но полвека спустя условия стали иные. При звуковых скоростях сама
идея уже была непригодна, и на МиГ-17 определенных результатов получе-
но не было.
МиГ-17 («СП-2») (рис. 206) — ночной истребитель-перехватчик клас-
са «СП», снабженный радиолокационной станцией.
Вооружение — две пушки НР-23. Выпущен в 1949 г. в опытном экземп-
ляре, раньше опытного МиГ-17 («СИ-2»). Летал Г. А. Седов.
МиГ-17 («СР-2») — фоторазведчик с двигателем ВК-5Ф на базе
серийного МиГ-17. Серийные «СР-2с» выходили с ВК-1Ф.
Оборудование — два фотоаппарата, размещенных в отсеке между
двумя пушками НР-23, закрытом фотошторками. Тормозные щитки
увеличенной площади — до 1 м2 оба вместе. Фонарь одностекольный.
Фюзеляж переконструирован. Самолет выпущен в 1953 г.
МиГ-17 («СИ-10») с управляемыми предкрылками и поворотным
стабилизатором, бортовой № 214. Был в опытном экземпляре, применения
не имел.
Кроме этих модификаций было еще множество других, различающихся
по составу оборудования, вооружения и по конструкции.
МиГ-17 во многих модификациях выпускался в большом количестве
экземпляров до 1958 г., когда его сменил МиГ-19. На протяжении всех
этих лет МиГ-17 мог считаться одним из лучших истребителей в
мире.
Он применялся в разных странах. Последовательные модификации
МиГ-17 всегда были на уровне современных им требований. Он приме-
няется и до сих пор как тренировочный.
И-320 («Р») (рис. 207). Одновременно с работами по МиГ-15 и МиГ-17
проектировался и был закончен в конце 1949 г. опытный двухместный
ночной всепогодный истребитель-перехватчик тяжелого типа, со специаль-
ным оборудованием, с двумя двигателями первоначально РД-45Ф, с за-
меной их потом на ВК-1. Одновременно аналогичное задание было
дано ОКБ Лавочкина (результатом чего были самолеты Ла-200 и потом
Ла-200Б в 1949—1952 гг.) и П. О. Сухого (самолет Су-15 «П»).
336
Самолет МиГ-17 (<СП-2>)
№
иеСта летчиков расположены рядом в широком фонаре с броке-
рами толщиной 105 мм с электрообогревом. Баки мягкие (два на
ьл) в фюзеляже.
КВигатели были установлены в фюзеляже последовательно уступом.
|Дний, в носовой части его — с выхлопным соплом под фюзеляжем
Двиной, задний, за серединой фюзеляжа — с соплом под вертикаль-
0 оперением. Воздухозаборник — большой общий, с разветвлением
среднему и заднему двигателям. Вооружение: три пушки Н-37 по
г4 и внизу носовой части фюзеляжа с 50, позднее — с 60 снарядами
Мая.
QQ7
Рис. 207. Самолет И-320 («Р-2»)
Такая схема самолета при двух двигателях центробежного типа была
рациональной в смысле наименьшего лба, но поневоле громоздкой.
Крыло площадью 41,2 м2 (и оперение) —стреловидное с углом 35°
по линии фокусов, под углом +1° к оси фюзеляжа.
Все вместе было оригинальным, самолет был опытным и был выпущен
в двух экземплярах, различавшихся главным образом двигателями:
«Р-1» с двумя РД-45Ф и «Р-2» с двумя ВК-1, усовершенствованный
по сравнению с «Р-1»: был немного повышен фонарь и тем улучшен
обзор, улучшен аварийный сброс, были поставлены антиобледенители
на крыле и стабилизаторе, введен электрообогрев каналов к ВК-1-
На «Р-1» первый полет 16 апреля 1949 г. и заводские испытания
выполнили летчики А. А. Верников, и С. Амет-Хан, ведущий инженер
Е. Ф. Нащекин, госиспытания — летчик Ю. А. Антипов. Видно было,
что самолет получился в общем удачным и решал задачи ночного все-
погодного перехватчика.
«Р-2» был выпущен в 1950 г. и прошел полные летные испытания.
Первый полет — С. Амет-Хан, в облете — М. Л. Галлай, С. Н. Анохин,
Ю. А. Антипов и др.
Самолет мог выполнять взлет на одном работающем (любом из двух)
двигателе. Однако 16 %-ный прирост тяги ВК-1 против РД-45Ф не дал
прироста скорости по причине вынужденного ее ограничения и из-за
недостаточной жесткости Конструкции тонкого стреловидного крыла
довольно большого удлинения.
В самолете «Р-2» крыло было впоследствии усилено, но критическая
скорость флаттера отодвинулась незначительно.
На верхней стороне каждой консоли крыла были установлены три
гребня вместо двух на «Р-1», кроме того, введены интерцепторы и местами
усилена обшивка.
В общем, по самолету И-320 были проведены полные испытания,
завершенные в 1950 г. Самолет не приняли к серийной постройке (как
338
л Да-200) по причинам уже ставшей недостаточной скорости, ограни-
|нной прочностью крыла, а главное, был запущен в серию Як-25 —
Еппой самолет с этим обозначением, превосходивший как Ла-200, так
Kf-320.
К Реактивные истребители ОКБ
К А. С. Яковлева
КЯк-15 (рис. 208 и 209) — первый (наряду с МиГ-9) истребитель
Клбореактивным двигателем, выпущенный уже весной 1946 г. За ним
Нюе последовал ряд других усовершенствованных образцов. Двигатель
^начально РД-10 (тяга 900 кгс). В формировании схемы самолета
К применен очень остроумный прием с целью создать в кратчайший
к такой самолет и в то же время дать возможность быстро освоить
Кв массовом применении, преодолеть непривычку летчиков к этому
Кому виду техники.
КДанные по самолетам ОКБ А. С. Яковлева приведены в табл. 27.
основу был взят истребитель Як-3 и в нем поршневой двигатель ВК
Кенен ТРД осевого типа, установленным также в носовой части фюзе-
ка,. но под крылом и кабиной, с выходом реактивного сопла под хвост
Нвеляжа (реданная схема). Кабина по габаритам и оборудованию
Вгсохранена, летчик чувствовал себя в ней привычно, переучивание
Ню1' легким. Сохранена была конструкция каркаса фюзеляжа, конст-
Ыя крыла (но с передним лонжероном, изогнутым аркой в обход
мтеля), оперения и шасси с хвостовым колесом (в нем резина заме-
п катальным ободом из-за нагрева газами). Обшивка фюзеляжа
H^ia дуралюминовой, а низ его за двигателем был защищен листом
^шроупорной стали также от нагрева газами. Площадь крыла —
|1М2, взлетная масса 2634—2742 кг. Вооружение — две пушки 23 мм
^Ияарядов).
юрвый полет был выполнен 24 апреля 1946 г. (летчик М. И. Иванов,
^МИй инженер Е. Г. Адлер) в один день с Ми! -9. 18 августа Як-15
Оказан на параде в Тушино, а 5 октября уже летал первый серийный
Ийляр’
^Испытания были закончены в мае 1947 г. Был выпущен и двухместный
^НКЙт Як-21 в опытном экземпляре.
^Ввмолет Як-15 получился удачным, скорость достигала 805 км/ч
^ИжЯена 23 мая 1946 г.), т. е. прирост по сравнению с серийным Як-3
время виража — 26 с. Як-15 — первый реактивный истребитель,
Юливший на вооружение в СССР. Его развитием были Як-17,
и другие той же схемы, потом улучшенной.
к17 (см. рис. 209) — непосредственное развитие Як-15, тех же форм
®?еРОв> но шасси с носовым колесом, что потребовало соответствую-
^Ю^зменений в крыле, дополнений в форме фюзеляжа и вызвало уве-
массы. Пришлось освободить место между лонжеронами крыла
°РКИ колес и ввести топливные баки под концами крыла (которые
339
ЯК-15
в Як-15 не были нужны). Тип смешанной конструкции еще сохранялся,
но отдельные места были усилены. Взлетная масса стала 2890—3240 кг
и летные качества при том же двигателе РД-10 несколько снизились,
что было вполне закономерным. Но схема самолета была более перспек-
тивной, и шасси с хвостовым колесом отпало окончательно.
Вооружение: две пушки 23 мм. Строился серийно.
340
ЦМ7УТИ (рис. 210) —двухместный вариант Як-17, первый в СССР
йО-тренировочный реактивный самолет. Отличался кабиной и рацией
-6, вооружения не было. Шасси с носовым колесом.
к-19 (рис. 211) —одноместный истребитель, по сути дела экспери-
йльный, среднеплан с двигателем РД-10Ф — форсированным до
кгс тяги, с удлиненным до конца фюзеляжа выхлопным соплом-
и с автоматикой подачи дополнительного топлива. Схема самолета
'фюзеляжной взамен реданной. Кабина без герметизации, сиденье
ультируемое.
Ныло ламинарного 12 %-ного профиля, трапециевидное, площадью
12, удлинение Х = 5,6, сужение т] = 2,5. Профиль крыла в корне —
' С-1-12, элеронов — КВ-3-12, элероны типа Фрайз, закрылки
Площадь горизонтального оперения — 3,0 м2, плечо его —
р площадь вертикального оперения — 2,03 м2. Вооружение: две
Ш-3 калибра 23 мм (150 снарядов) и радиооборудование.
(струкция цельнометаллическая. Масса пустого самолета —
Г, взлетная масса нормальная — 3000 кг, с подвесными баками —
г, нагрузка нормальная — 808 кг, в том числе: летчик — 90 кг,
ас — 47 кг, керосин — 650 кг, бензин — 8 кг, масло — 13 кг.
а испытаниях (летчик С. Н. Анохин) была показана скорость у
!*;Н на высоте 10 000 м — 875 км/ч, на высоте 5000 м — 904 км/ч
форсировании двигателя, а без него, на номинальном режиме —
'етственно 760, 818 и 788 км/ч (на 10 тыс. м). Скороподъемность
*ли—16,4 и 25,8 м/с (с форсажем). Испытания были закончены
гУста 1947 г. В серии не строился, так как к этому времени двигатель
Стал недостаточным для истребителя.
341
Рис. 211. Самолет Як-19
Як-23 — одноместный истребитель с двигателем РД-500, среднеплан
реданной схемы. Конструкция цельнометаллическая. Крыло и шасси —
как в Як-19. Кабина негерметическая, сиденье катапультируемое с бро-
неспинкой 8 мм, переднее бронестекло 57 мм. Крыло неразъемное двух-
лонжеронное, лонжероны «арочные» — изогнутые в обход двигателя,
полки их стальные, поперечное V крыла — 3°30', его удлинение А, = 5,56,
профиль 12 %. Площадь крыла— 13,5 м2, горизонтального оперения —
2,96 м2 (21,7 % крыла), вертикального— 1,64 м2 (11,7 % крыла). Мидель
фюзеляжа— 1,48 м2. Конструкция его, как и всего самолета, клепаная
из дуралюмина. Управление рулем высоты — жесткое, рулем направле-
ния— тросовое. Угол установки крыла +1°, стабилизатора +0,5°-
Центровка самолета — 24,3 % САХ (допустимые пределы 17,7 —
25 % САХ).
Вооружение: две пушки 23 мм 150 П (НР-23).
Нагрузка: летчик с парашютом — 90 кг, керосин 750 кг (и 1077 кг
с дополнительными баками массой 23 кг), масло— 12 кг, боезапас —
58 кг, а всего — 910 кг. Возможен был взлет с грунта. Испытания
были закончены 12 сентября 1947 г. Испытывал летчик М. И. Иванов.
Скорость достигала 932 км/ч у земли, 913 км/ч на высоте 5 тыс. м и
342
км/ч на высоте 10 тыс. м, время виража — 22,5 с, расход топлива —
IL-1',34 кг/км. Як-23 строился серийно.
Дк»23УТИ (рис. 212) — двухместный вариант Як-23. Из кабины улуч-
»0^зор по сравнению с Як-11 и Як-ПУТИ. Крыло 12 %-ной толщины.
Ш^рружение — один УБ. Радиостанция, фотокинопулемет. Нагрузка
шальная — 730 кг, с дополнительными баками массой 34 кг — 1080 кг,
|рм числе летчики— 180 кг, керосин 530—850 кг, масло— 11 кг,
КЙпас — 9 кг.
По испытаниям 1949 г. (летчик Г. С. Климушкин) скорость достигала
900 км/ч, самолет moF применяться на грунтовых аэродромах с плохим
подходом. Скорость на высотах могла соответствовать числу М = о,8
(со снижением). Строился серией.
Як-25 (первый с этим обозначением) (рис. 213) — одноместный истре-
битель с двигателем РД-500, среднеплан. Крыло прямое, чуть больше
предыдущего (14,0 м2), профиль ламинарный, от С-9С-9 до КВ-4-9
(на концах крыла), удлинение — 5,64, сужение 2,5. Горизонтальное
оперение стреловидное (45°) площадью 3,0 м2, вертикальное — 2,12 м2,
стреловидное, с тем же углом. Мидель фюзеляжа — 1,4 м2, его длина___
8,66 м, ширина—1,36 м, высота—1,34 м. Герметическая кабина —
вентиляционного типа с передним бронестеклом толщиной 57 мм. Под
горизонтальным оперением — тормозные щитки, автоматически откры-
вающиеся при достижении предельной скорости. В крыле кроме двух
лонжеронов был еще дополнительный средний лонжерон, тоже «арочно-
го» типа (только в центральной части), воспринимавший усилия от шасси.
Полки лонжеронов — стальные тавры, стенка — из В-95. Хвостовая часть
фюзеляжа — отъемная для обслуживания двигателя. Сиденье катапуль-
тируемое с 8-миллиметровой бронеспинкой. Вооружение: три пушки
НР-23 с боезапасом по 75 снарядов.
Самолет проходил заводские испытания с 31 октября 1947 г. по
3 июля 1948 г. (летчик Герой Советского Союза С. Н. Анохин, внесший
большой вклад в испытания самолетов Як). Испытания прошли успешно,
самолет был приятен в пилотировании, обладал хорошей маневренностью,
но в серии не строился, так как начался массовый выпуск истребителя
МиГ-15.
Як-30 (первый с этим названием) (рис. 214) — одноместный истре-
битель-перехватчик, среднеплан с двигателем РД-500, развитие Як-25,
но крыло стреловидное с углом 35°, обратным V —2° при удлинении
5 и сужении 1,5, САХ — 1,775 м. Крыло двухлонжеронное, полки лонже-
ронов центроплана — из стали ЗОХГСА, консолей — из В-95, обшивка —
из Д16 в 2 мм. Щелевые закрылки ЦАГИ. Площадь горизонтального
оперения — 3,055 м2, площадь миделя фюзеляжа—1,5 м2, диаметр
его— 1,36 м. Кабина герметическая вентиляционного типа с передним
бронестеклом 57 мм, сиденье катапультируемое с бронеспинкой. Воору-
жение и оборудование — как в Як-25. Масса пустого самолета —
2415 кг, взлетная — 3305 кг, с дополнительными баками — 3630 кг,
центровка — 16,7—24,9 % САХ.
Самолет проходил испытания 4 сентября — 16 декабря 1948 г.
(С. Н. Анохин) и показал скорость до числа М = 0,935 со снижением.
Отмечалось, что в самолете удачно сочетались большая скорость с отлич-
ной маневренностью, горизонтальной и вертикальной, что позволяло
ему вести бой с любыми типами истребителей. Впрочем, было также
отмечено, что неудачен профиль крыла и неудовлетворительна ком-
пенсация элеронов.
В серии не строился из-за наличия МиГ-15, а с двигателем РД-500
уже был истребитель Ла-15, отнюдь не худший.
344
I, Самолет Як-30 и его схема
Н50 (первый с этим названием) (рис. 215) —легкий истребитель-
Йтчик, непосредственное развитие Як-30, но с углом стреловидности
LB 45° и более мощным двигателем ВК.-1 с 2700 кгс тяги. Шасси
Вредного типа с нагрузкой на заднее колесо 84—85 %, что оказалось
рнЫм. Конструкция цельнометаллическая. Размеры немного боль-
|Ф У предыдущих. Крыло площадью 16,0 м2 — как у Як-30, но
ржными щитками, удлинение — 4,0, сужение— 1,2, причем хорда
мосле центральной части — постоянная, поперечное V равно —5°.
ВЛь горизонтального оперения — 2,86 м2, вертикального — 3,0 м2,
Деятельного гребня под хвостовой частью фюзеляжа — 0,344 м2.
^Фюзеляжа — 9,465 м, диаметр — 1,4 м, мидель — 1,54 м2, полная
^ОЯмолета— 11,185 м. Масса пустого самолета — 3085 кг, взлет-
345
Рис. 215. Самолет Як-50 и его схема
ная — 4100 кг, расчетная полетная (за вычетом 0,25 массы керосина) —
3850 кг, расчетная посадочная (за вычетом 0,5 массы керосина) —
3650 кг. Центровка 24,5 — 24,7 % САХ. Нагрузка: летчик — 90 кг,
керосин — 850 кг, масло— 10 кг; боезапас для двух пушек НР-23 (по
80 снарядов) — 65 кг.
Самолет был выпущен в 1949 г. Испытания (летчик С. Н. Анохин)
проходили 15 июля 1949 г.— 30 мая 1950 г. По своим показателям Як-50
346
Шоевосходил все другие истребители 1950 г. Скорость у земли — 1170 км/ч,
Er Н. Анохин, 22 марта 1950 г.), на высоте 5 тыс. м— 1135 км/ч, на
Касоте Ю тыс. м — 1065 км/ч и время ее набора — 3,5 мин, а 15 тыс. м —
Кмин. Скорость соответствовала 1,03 М. Скороподъемность — 68 м/с
вемли — больше, чем у других. Як-50 мог вести бой с любыми извест-
Кдми тогда типами самолетов. Однако в серии он не строился, поскольку
осваивался на заводах МиГ-17 — дальнейшее развитие МиГ-15.
^Ьтересно отметить, что по сравнению с опытным МиГ-17 Як-50 при
же двигателе был легче на 500 кг (пустой) отчасти из-за меньшей
Ипщади крыла, но вернее из-за более высокой культуры веса. Но по-
НЁцьку шасси было велосипедного типа (одно из первых в СССР), то
^ИСдопускало эксплуатацию только с твердых покрытий.
Ipr
Ы''
Легкие и пассажирские самолеты ОКБ
А. С. Яковлева
Цк-5 (рис. 216) — одноместный тренировочный низкоплан с фюзеля-
I от УТ-2, с крылом и оперением тех же размеров. Кабина оставлена
Йяя, были изменены законцовки крыла и руль направления — без
компенсации. Капот двигателя М-11Д в 115 л.с. (с ВИШ-237) —
|Днвидуальными обтекателями головок цилиндров. Шасси с масляно-
Й^Пйной амортизацией, неубираемое, колеса тормозные 500X125 мм,
Йовое — 200X80 мм. Вооружение — один ШКАС синхронный
Виатронов).
В^ Сентябре 1944 г. Як-5 прошел испытания с высокой оценкой
ИЧл Расторгуев). Но вскоре сломался, когда летчик при перегонке
^Выполнять бочки. Причина разрушения — некачественная дре-
fea.
Пднные по легким и пассажирским самолетам ОКБ А. С. Яковлева
МИены в табл. 28.
(НББ, ночной ближний бомбардировщик) — низкоплан с двумя
Мигелями М-11Ф по 140 л. Задняя кромка крыла прямая, передняя —
«О
Самолет Як-5
347
стреловидная. Самолет был спроектирован под двигатели М-12 в 190 л. с.
а М-11 установили из-за неудачи с созданием М-12. Конструкция дере-
вянная с полотняной обшивкой крыла, оперения и задней половины
фюзеляжа. Крыло двухлонжеронное неразъемное, элероны щелевые
щиток типа Шренка сквозной (между элеронами) с механическим управ-
лением. Щиток и каркас оперения — дуралюминовые.
Фюзеляж в своей средней части — с фанерной обшивкой по каркасу
из четырех лонжеронов и десятка шпангоутов, широкий, с двумя сидень-
ями летчиков рядом в закрытой кабине. Носовая часть фюзеляжа вы-
клеена из шпона. Хвостовая часть его — ферменная, четырехлонжерон-
ная, все раскосы'—сосновые бруски с фанерными кницами, полотняная
обшивка — по легкому каркасу из стрингеров — реек. Фонарь кабины
откидной, в левом борту дверь. Стабилизатор двухлонжеронный, угол
его установки — регулируемый на земле. Рули — с триммерами. Шас-
си — убираемое назад ручным приводом. Амортизация шасси — масляно-
воздушная с большим ходом. Колеса тормозные 600X180 мм, хвостовое
(255Х1Ю мм) —ориентирующееся, со стопором от летчика. Мото-
рамы — из стальных мягких труб. Винты деревянные (сосновые). Топ-
ливные баки на 280 кг бензина — в средней части крыла. Маслобаки —
по 12 кг за противопожарными перегородками. Управление — штурвал
и педали, проводка тросовая.
Оборудование — стандартное и, кроме того, электрооборудование для
ночных полетов, приемо-передающая рация и радиополукомпас с пита-
нием от воздушного генератора (на правом борту фюзеляжа) и аккуму-
лятора 12А-30.
Вооружение (в бомбардировочном варианте) — пять держателей
для бомб от 50 до 250 кг общей массой до 500 кг. В кабине механический
сбрасыватель и прицел. На фюзеляже — шкворневая установка одного
ШКАС (500 патронов) с кольцевым прицелом и флюгер-мушкой.
Полетная масса нормальная — 2350 кг, перегрузочная — 2550 кг.
Самолет в варианте НББ был выпущен и испытан в 1942 г. Тогда же
был выпущен и в сентрябре 1942 г. успешно прошел испытания в НИИ
ВВС Як-6 в транспортном варианте (как штабной и связной). Этот
вариант и был основным для Як-6, поскольку мощность двух М-ПФ
была для него приемлемой, а двигатели М-12 так и не были получены.
В этом варианте при позднейшей модернизации консоли крыла были
сделаны отъемными и поперечное V их уменьшено, а в центроплане
введены зализы; была увеличена площадь элеронов и уменьшена
их аэродинамическая компенсация с 23 до 6 %, уменьшен угол установки
стабилизатора и увеличены углы отклонения рулей, введены пружины
в ножном управлении, сделан большой погрузочный люк в правом борту,
добавлен топливный бак, увеличены маслобаки, установлен общий вы-
хлопной коллектор для всех цилиндров. Масса пустого самолета увели-
чилась на 47 кг, вооружение было снято, полная нагрузка уменьшилась
на 100 кг, т. к. полетная масса стала 2300 кг (перегрузочная — 2500 кг).
Центр тяжести сместился вперед на 4 % САХ, причем была немного
изменена стреловидность крыла. Як-6 был довольно строгим в пилотиро-
вании, тем не менее никаких серьезных летных происшествий с ним не
348
p. Он полностью соответствовал своему назначению штабного само-
$0язи, успешно применялся на фронте и для полетов к партизанам.
д-8 (рис. 217) —восьмиместный пассажирский самолет (шесть
ДОЖиров) с двумя двигателями М-11ФМ (М-11М) по 145 л.с. (с вин-
|(ВИШ -327). Конструкция деревянная с полотном. Фюзеляж в своей
ней части (где кабины) — полумонокок с рамными шпангоутами
юОтой их стенки 80 мм, с фанерной обшивкой в 2 мм, снаружи и
Ьи, так что получалась очень жесткая фанерная коробка. Носовая
^овая части — как в Як-6. Крыло двухлонжеронное неразъемное,
Парное, как и оперение, обшивка везде полотняная. Шасси — уби-
назад в мотогондолы, колеса 600X180 и 220X 110 мм. Масса
самолета 1750 кг, полетная — 2700 кг.
Инструкция была достаточно легкой и рациональной, но испытания
Вйли, что для принятых размеров самолета мощность недостаточна,
« Следовало ожидать, так как Як-8 проектировался под двигатели
В190 л.с., но они и в данном случае не были получены. Установка
НМ была вынужденным решением. Впрочем, скорость была доволь-
Икодой — 248 км/ч и были устранены недостатки Як-6. Самолет
ИГООшел госиспытания и был рекомендован в серию, но фактически
Цюился в связи с общей тенденцией перехода на металлические
Игарские самолеты.
рЗ (рис. 218), выпущенный в ноябре 1944 г.,— свободнонесущий
Иран с закрытой четырехместной кабиной. Двигатель М-11ФМ
ж-c., ВИШ-327 (Г. М. Заславского). Конструкция деревянная.
К фюзеляжа ферменный из брусков и реек. Крыло профиля
15—9 % толщины, с центропланом и отъемными консолями,
НйЖеронное с раскосами вместо расчалок, обшивка центроплана
рая, оперение — дуралюминовый каркас и полотно. Посадочные
т* (под центропланом) — дуралюминовые. Шасси убираемое к фю-
»У, колеса 500X150 мм, хвостовое (неубираемое) 200X80 мм.
Ирооборудование — пусковая катушка и АНО. Масса пустого само-
У"—868 кг, полетная нормальная (три человека) — 1230 кг, пере-
11 349
Рис. 218. Самолет Як-13
грузочная (четыре человека) — 1310 кг, центровка 23,3—21,9 % САХ,
пустого — 16,2 % САХ.
На госиспытаниях в 1945 г. самолет при нормальной массе 1230 кг
показал хорошую скорость — 245 км/ч, скороподъемность у земли —
4,2 м/с, разбег — 330 м, пробег с щитками и тормозами — 375 м,
дальность — 815 км. Дальнейшего развития самолет не имел, так как
одновременно был создан по схеме высокоплана самолет Як-10, оказав-
шийся более удачным.
Як-10 (Як-14) (рис. 219) — самолет для связи и местных аэролиний,
подкосный высокоплан с двигателем М-11ФМ в 145 л.с. и ВИШ-327 —
развитие довоенных самолетов АИР-5 и АИР-6, с четырехместной каби-
ной. Конструкция смешанная. Каркас фюзеляжа — ферменный, сварной
из труб стали М, крыло деревянное, оперение дуралюминовое, обшивка
везде полотняная. Профиль крыла «Кларк-YH» 11 %. Шасси пирами-
дальной схемы, колеса 500X150 и 200X80 мм. Подкосы крыла сходятся
у основания полуосей колес, трубы каплевидного сечения из стали М.
Масса пустого самолета — 792 кг, полетная 1150 кг, что дало воз-
Ькяость поднимать трех человек, т. е. двух пассажиров, перегрузочная
i-Тремя пассажирами) — 1230 кг. Коммерческая нагрузка с багажом
при двух и трех пассажирах соответственно, 170 кг и 250 кг.
Самолет был выпущен в январе и госиспытания закончены в июне
4 Г. Скорость 200 км/ч, дальность 576 км. Была отмечена простота
Жирования и эксплуатации, несложность ремонта, и рекомендовано
ййное производство, которое вскоре последовало, в том числе варианта
(вывозной) с двойным управлением. В 1946 г. с двигателем
НФР в 160 л. с. летные данные серийных самолетов улучшались.
$47 г. был выпущен Як-1 ОС (санитарный) с загрузочной треугольной
>р'ЬЮ для носилок в левом борту. При тех же полетных массах Як-ЮС
^Поднимать 1—2 больных на носилках и сопровождающего.
$ феврале 1947 г. самолет Як-10 с двигателем М-11ФР в 160 л.с. был
1Йтан в ГВФ на лыжах канадского типа деревянных с металлическим
JiHOM, размерами 1930X340 мм (площадь 0,554 м2), массой 20,25 кг
||кдая, и хвостовой лыжей 460X120 мм (площадь 0,44 м2, масса
1??кг). Летные качества значительно снизились, особенно потолок
^50 м), взлетные и рулежные свойства. Было признано, что «эксплуа-
самолета возможна только на укатанном аэродроме. Лыжи не
\ быть приняты для эксплуатации в зимних условиях на местных
гх».
^-10Г (гидро) — поплавковый вариант на шасси типа АИР-6,
Проходил только заводские испытания, летные данные полностью
г*ййались.
К*12 (рис. 220) — подкосный высокоплан с двух-, трехместной
юй, с двигателем М-11ФР в 160 л.с., выпущенный в 1947 г. Эта
^•на протяжении ряда лет менялась лишь в деталях. Менялась
рукция Як-12, первоначально смешанная, с постепенным вытесне-
нием дерева дуралюмином при общей полотняной обшивке всего само-
лета.
В своем первоначальном виде Як-12 (1947 г.) с М-11ФР был двух-
местным (и сверх того в перегрузку больной на носилках в отсеке за
кабиной и сопровождающий в кабине) и предназначался для исполь-
зования в ВВС как связной и санитарный. Конструкция смешанная,
фюзеляж ферменный, сварной из хромансилевых труб с опалубкой из
деревянных реек; каркас двухлонжеронного крыла деревянный, каркас
элеронов и хвостового оперения дуралюминовый. Подкосы крыла V-об-
разные, сходящиеся в узлах крепления шасси. По консолям крыла
постоянной хорды — фиксированный дуралюминовый предкрылок, бла-
годаря чему даже большой угол атаки не был опасен.
Шасси пирамидального улучшенного типа, в котором для уменьшения
сопротивления была введена лента-оттяжка от каждого колеса в фю-
зеляж к шнуровой резиновой амортизации, испробованной на самолете
Як-10. Колеса тормозные основные 600 X 180 мм и хвостовое 200 X 110 мм.
Могли устанавливаться лыжи. Проводка управления тросовая.
Як-12С — санитарный вариант (1948 г.) под одного больного на
стандартных носилках, с дверью в левом борту, без других конструктивных
отличий. Масса пустого самолета 852 кг, нагрузка 380 кг, в том числе
спецоборудование 22 кг, а собственно медицинская нагрузка 175 кг,
т. е. было место и для медработника. Як-12С по всем показателям на-
много превосходил У-2С.
Як-12СХ — сельскохозяйственный вариант для опыления, с баком
для химикатов, устройством для их рассеивания, имевшим вид фигурно
изогнутого листа под фюзеляжем, или же механизмом с ветрянкой для
разбрасывания посевного материала (как аэросеятель) или же для
разбрызгивания химических жидкостей аналогично таким же устройствам
самолета По-2А.
Як-12ГР — поплавковый вариант, поплавки типа АИР-6. Летные
качества были гораздо ниже, чем колесного, сказывалась и недостаточ-
ная для него мощность '.
Як-12Р (рис. 221) —значительная модификация Як-12. Установлен
гораздо более мощный двигатель АИ-14Р в 260 л.с. с винтом ВИШ-530Л-
11 (£) = 2,75 м, масса 41 ±2 % кг). Площадь крыла увеличена до
23,86 м1 2, его каркас — из дуралюмина, как и опалубка фюзеляжа под
обшивкой. Самолет оборудован убираемым тормозным сошником впереди
хвостового колеса для сокращения длины пробега до 50 м на грунтовых
аэродромах. Пассажиров один — три. Масса пустого самолета возросла
до 912 кг. Был принят в эксплуатацию в ВВС, как связной, а затем
и в ГВФ в транспортном и других вариантах.
Як-12М (модифицированный) (рис. 222). По опыту эксплуатации
была удлинена хвостовая часть фюзеляжа и общая длина самолета
возросла до 9 м. Хвостовое оперение увеличено, добавлен форкиль.
Фюзеляж, передние подкосы крыла и стойки шасси усилены. Резиновая
1 Смолин В. А. Аэродинамика самолета Як-12. М., Редиздат Аэрофлота,
1956, 124 с.
352
[ортизация хвостового колеса заменена гидравлической, сошник убран.
1ссажиров три. Масса пустого возросла до 1026 кг, полетная нормаль-
|Я стала 1450 кг. Самолет приспособлен для установки на нем сельско-
вяйственного оборудования в течение 2 ч (рис. 223).
В санитарном варианте кроме больного был и сопровождающий его
'^работник. В варианте для сброса парашютистов была устроена
цюжка на правом борту.
Як-12А (рис. 224). В этой модификации было существенно изменено
яло, оно было сделано трапециевидным с убирающимися предкрыл-
ки с одним подкосом вместо двух под консоли. Увеличены топливные
ки, еще раз усилено шасси. Вместо ручки управления сделан полу-
Гурвал («рога»), улучшен обзор из кабины через ее остекленения —
(бовое и боковые стекла. Кабина сделана более комфортабельной —
йягкой обивкой сидений. Масса пустого самолета стала 1059 кг, полет-
ся нормальная — 1588 кг. Однако благодаря лучшей аэродинамике
ЙИ, новом крыле скорость максимальная увеличилась более чем на
i км/ч, возросла дальность, но немного снизился потолок. Рентабель-
еть самолета повысилась.
j Як-12Б (рис. 224) —установлен двигатель АИ-14РФ в 300 л.с. тех
В габаритов. Добавлено небольшое нижнее крыло.
/ Як-12 экспериментальный с двигателем АИ-14Р испытывался в июне
too г.
Г До 1960 г. было выпущено большое количество самолетов Як-12 всех
^Иантов.
Як-12М и Як-12А были вполне пригодны для службы в ГВФ на мест-
li линиях при трех пассажирах и уже могла идти речь об их рентабель-
JjTH- Они применялись в разных вариантах, в числе которых вывозной
Двойным управлением, патрульный для охраны лесов, буксировщик
1днеров, для парашютного спорта, в сельском хозяйстве. Поплавковые
шианты не получили широкого применения.
; Як-11 1 (рис. 225) — двухместный учебно-тренировочный самолет
Эигателем АШ-21 номинальной мощностью в 570 л. с. и ВИШ-111В-20
~=3,0 м, двухлопастный), свободнонесущий низкоплан смешанной
струкции, переходный от учебного к истребителю. Создан на основе
зути (см. гл. 2). Каркас фюзеляжа — ферменный, сварной из труб
Ии ЗОХНЗА с обшивкой, в передней части фанерной, в задней —
^гняной по деревянной опалубке. Крыло профиля «Кларк-YH»
^неметаллическое двухлонжеронное с дуралюминовой обшивкой 2,0—
„мм. Закрылки типа Фрайз и оперение — дуралюминовый каркас
плотном. Аэродинамическая компенсация — 25 %, весовая — 75—
%, на рулях триммеры. Шасси одностоечное, убираемое в крыло,
^.начально с хвостовым колесом (1946 г.), потом (1951 г.) — с носо-
• Колеса — 600X180 мм основные и 255X110 мм хвостовое, тоже
)аемое. Амортизация — везде масляно-пневматическая. Аварийный
уСк шасси. Установка двигателя — на резиновых втулках.
^«'Техника воздушного флота», 1947, № 11, с. 12—19.
Н2*
355
Рис. 225. Самолеты Як-11 (вверху) и Як-ПУ
Вооружение — один пулемет УБС неподвижный вперед и два лег-
косъемных бомбодержателя для бомб от 25 до 100 кг, фотокинопуле-
мет ПАУ-22. Масса пустого самолета 1900 кг, полетная — 2440 кг.
На опытном самолете эти цифры были меньше.
Самолет был выпущен и испытан в 1946 г., ряд лет строился серийно
и широко применялся в школах и в частях. В аэроклубах на нем был
установлен ряд рекордов скорости, высоты и дальности полета, в том
числе пять международных рекордов.
Як-ПУ (см. рис. 225) — модернизация Як-11. Шасси с носовым коле-
сом, сделанное в порядке общего перехода на такое шасси во всех воен-
ных и гражданских самолетах, в том числе и тренировочных. Шасси
с носовым колесом тяжелее, чем с хвостовым, и масса пустого самолета
соответственно возросла до 2066 кг. Добавлена рация РСИ-6, а фото-
кинопулемет взят 2-СВ. Это почти единственный случай, когда можно
было сравнить в весовом отношении шасси с носовым и хвостовым коле-
сом. Даже с учетом рации видно, что современное шасси потребовало
356
к, двухтонной массе пустого самолета по крайней мере сотни кило-
шмов дополнительной массы.
Шк-ПУ сменил Як-11 в 1951 г.
Мк-16 (рис. 226) — металлический пассажирский самолет для
Клиний средней протяженности, выпущенный в 1947 г. в условиях,
К> на линиях большой протяженности применялся Ли-2 — единствен-
•Ннаш в то время пассажирский самолет. Як-16 внешне напоминал
Швхенный Ли-2, но имел совершенно иную, более простую конструк-
КДвигатели — АШ-21 по 570 л.с., платная нагрузка — 10 пассажиров
D0 кг багажа или груза. Экипаж — летчик и радист. В военном
мнте — экранированная турель на фюзеляже за кабиной летчика.
Жог использоваться как транспортный, десантный и санитарный.
И№8 900X300 и 470X210 мм (хвостовое). Заклепки по обшивке
Иувнчной головкой, так как потайная клепка тогда еще не была у нас
Ивдует освоена. Оборудование немного проще, чем в Ли-2. В общем
ИвЙОдственное выполнение было отличное. В разработке участвовал
ДуСамсонов, незадолго до того поступивший к А. С. Яковлеву.
ИрМОлет без осложнений прошел испытания в 1947 г., был очень нужен
ИМИ® пригоден для серийной постройки, которая, однако, не состоя-
№ Самолеты ОКБ П. О. Сухого
Р (И-107) (рис. 227) — экспериментальный истребитель-пере-
Р с комбинированной силовой установкой, состоявшей из поршне-
Вйгателя ВК.-Ю7А в 1650 л.с. с четырехлопастным винтом и мото-
RCcopHoro ВРДК Холщевникова, установленного позади ВК-Ю7А.
системы заключалась в том, чтобы получить значительный
р скорости — временный, даже кратковременный — в нужный
г* воздушного боя. Такие опыты с ускорителями проводились
до войны, но главным образом с целью испытания новых тогда
Й 357
Рис. 227. Самолет Су-5 (И-107) и его схема
реактивных двигателей на самолетах того времени. Данные по самоле-
там ОКБ П. О. Сухого приведены в табл. 29.
В 1944 г. проблема ускорителей стала актуальной, так как у немцев
появились на фронте первые реактивные самолеты, хотя и несовершенные,
но побудившие и нас принять ответные меры. Законченных турбореактив-
ных двигателей у нас тогда еще не было. Опыты с применением ТК и
ЖРД проводились на самолетах Ла-5, Ла-7, Як-9 и др.
Конструкция Су-5 — цельнометаллическая. Это был полноценный
истребитель, вооруженный одной пушкой НС-23 (100 снарядов) и двумя
пулеметами УБС (400 патронов). Бронирование: передняя часть дви-
гателя, бронеспинка, заголовник и левая рука летчика.
Площадь крыла — 17,0 м2, масса пустого самолета — 2954 кг, полет-
ная — 3804 кг. Самолет был выпущен в апреле 1945 г. и сразу же были
начаты его испытания, первый этап которых закончился 15 июля.
358
228. Самолет Су-7
“ярость при работе ВРДК достигала 810 км/ч и потолок —
J© м. Выигрыш в скорости был порядка 100 км/ч в течение трех
но без ВРДК была постоянная потеря 30—40 км/ч.
Мероприятия эти были лишь временные, пока применялись поршневые
атели на истребителях. При последующем быстром развитии ТРД
е войны необходимость в них, естественно, отпала.
!у-7 (рис. 228) — первый с этим названием, опытный (а по сути
* экспериментальный) истребитель-перехватчик, модификация
иовика Су-6 одноместного, но без бронекоробки, с теми же конту-
И размерами. Силовая установка — комбинированная: двигатель —
12ФН с двумя турбокомпрессорами ТК-3 и ракетным ускорителем
гХЗ В. П. Глушко. Тяга его — 300 кгс при расходе топлива (керосин
ГНая кислота) 1,6 кг/с. РД устанавливался в крайней хвостовой
фюзеляжа, горючее — за кабиной летчика. Полетная масса стала
ГГ. Вооружение: три пушки калибра 20 мм (370 снарядов).
Молет был выпущен в 1944 г. и проходил заводские испытания,
которых отрабатывались система питания и регулировка ЖРД.
ТЬ максимальная у земли была получена 480 км/ч, на высоте
— 590 км/ч без ЖРД и 680 км/ч с ЖРД и на высоте 12 000 м —
!*ственно 510 и 705 км/ч, потолок практический — 12 750 м. Про-
бельность непрерывной работы ЖРД была около 4 мин, длина
I с ним — около 300 м. Самолет не имел преимуществ перед
ыми истребителями 1945 г.
‘9 («К») (рис. 229) — одноместный фронтовой истребитель и
‘.бомбардировщик— низкоплан с двумя турбореактивными двига-
и РД-ю
по 900 кгс тяги, подвешенными под крылом. Конструк-
Цельнометаллическая, сечение фюзеляжа — овал с зализами
а» снабженного закрылками и оригинальными аэродинамическими
359
Рис. 229. Самолет Су-9 и его схема
тормозами между двигателями и элеронами (за счет размаха и площади
последних). Тормоза состояли из двух поверхностей, раздвигавшихся
при посадке вверх (больше) и вниз (меньше). Применены они были
у нас впервые. Управление ими гидравлическое (бустерное). Кроме
того, для сокращения пробега был применен (также впервые) тормозной
парашют. Для ускорения взлета были применены пороховые ускорители
взлета У-5 — по одному на каждом борту — с тягой в 1150 кгс в течение
8 с. Колеса шасси убирались в центроплан к оси самолета, носовое —
в фюзеляж. Вооружение было мощным: одна пушка Н-37 с возможной
заменой ее пушкой Н-45 (по 30 снарядов) или же двумя НС-23. Кроме
того, были две Н-23 (с 200 снарядами к обеим). Бомб — две ФАБ-250
или одна ФАБ-500.
360
Было установлено катапультируемое сиденье летчика.
й Масса пустого самолета — 4466 кг, запас топлива — до 1750 кг,
етная масса — 6380 кг (максимальная).
Летные качества были хорошие: скорость у земли — 847 км/ч и
км/ч на высоте 8000 м, продолжительность полета — 1 ч 44 мин,
ьность 1200 км, потолок— 1280 м.
Самолет был выпущен в 1946 г. и 3 августа 1947 г. показан на параде
[Тушино. В декабре были закончены все испытания, и самолет реко-
дован к серийной постройке, но не внедрялся, так как заводы были
ПЯТЫ другими самолетами, а П. О. Сухой выпустил аналогичный
йоебитель Су-11 с еще более высокими данными.
ЙСу-11 («КЛ») — развитие Су-9 с теми же формами фюзеляжа, чуть
Шим размахом и площадью крыла, с двигателями А. М. Люлька
Й (тяга 1300 кгс). Это был первый советский реактивный истребитель
Йвгкий бомбардировщик с ТРД оригинальной отечественной конструк-
^Конструкция самолета — как в Су-9, но с существенным различием
вдеме. двигатели были подняты и установлены в крыле, для чего его
Цркероны в этих местах изогнуты вверх дугой, в обход двигателей.
ужение — то же, но качества соответственно выше: скорость у зем-
«у— 940 км/ч, а на высоте 3000 м — 910 км/ч, потолок— 13 000 м.
(И герметическая кабина, катапультируемое сиденье, пороховые уско-
М1И взлета У-5 и тормозной парашют.
асса пустого самолета — 4495 кг, объем топливных баков — 2335 л
1782 кг), полетная — 6350—6877 кг в зависимости от нагруз-
361
Самолет был выпущен в 1947 г., испытания были закончены в апреле
1948 г. В серии тоже не строился из-за занятости заводов другими
самолетами, а также и из-за дефектов двигателей Люлька, тогда еще
не серийных.
Су-13 («КД») — как Су-11, но горизонтальное оперение стреловидное.
Различия в летных качествах незначительные. Двигатели РД-500
с 1590 кгс тяги. Проект разрабатывался в 1947 г., самолет строился, но
не был закончен и не испытывался.
Су-10 («Е») (рис. 230) —скоростной дневной бомбардировщик
четырехместный (летчик, штурман, стрелок-наблюдатель и стрелок-
радист) с четырьмя двигателями А. М. Люлька ТР-1 А по 1500 кгс тяги.
Они были установлены оригинально — над и под крылом с большим
выносом нижних двигателей (уступом). Такая установка была вынуж-
денной — выгоднее было бы взять два двигателя вдвое большей мощ-
ности, но их тогда не было.
Схема — высокоплан, крыло неразъемное, прямое, как и горизонталь-
ное оперение, установленное на вершине стреловидного киля (угол
45°). Конструкция — цельнометаллическая. Элемент новизны — гидрав-
лическое бустерное управление элеронами и рулями. Вооружение:
четыре пушки — одна неподвижная вперед, одна на верхней турели
и две — в хвостовой установке под вертикальным оперением.
Самолет был построен в конце 1947 г., а в 1948 г. работы по нему
были прекращены.
Су-12 («РК») (рис. 231) —артиллерийский корректировщик и раз-
ведчик двухбалочный схемы, четырехместный, с двумя двигателями
АШ-82ФН по 1850 л.с., с носовой гондолой на крыле, обеспечивавшей
отличный обзор, защищенный противоосколочной броней по всей по-
верхности, и с четырьмя бронеспинками сидений экипажа. Гондола
почти вся остекленная.
Рис. 231. Схема самолета Су-12
362
г
I 232. Самолет Су-15
Р'
Су-12 был богато оборудован дневной и ночной аэрофотосъемочной
йратурой. Вооружение: четыре пушки Б-20Э с 700 снарядами, в том
ОД одна неподвижная вперед, две — на верхней турели и одна —
юр'ней стрелковой установке (полуподвижная). Самолет обладал
КНпей управляемостью.
1W-12 был выпущен в декабре 1947 г. и сразу же направлен на госу-
ВЖённые испытания, которые с успехом прошел и был рекомендован
Крийной постройке. Однако серийная постройка не была осуществлена
юрзным причинам.
Ку-15 («П») (рис. 232) — всепогодный одноместный истребитель-
рхдатчик с двумя РД-45Ф по 2270 кгс тяги, установленными в фюзе-
к, со стреловидным крылом (/ = 35°); в носовой части — радио-
«Ионная установка над воздухозаборником. Вооружение — две
кН-37 (всего 110 снарядов). В самолете было бустерное управление
Вшами, рулями и воздушными тормозами, а также катапультируемое
Ииье летчика и герметическая кабина.
И|молет был построен в весьма короткий срок, за четыре месяца
ущен 25 октября 1948 г. 11 января 1949 г.— первый полет. Испы-
1Н Г. М. Шиянов и С. Н. Анохин. Была достигнута скорость 1032 км/ч
4550 м (0,888 М) и 985 км/ч на высоте 10 950 м (0,926 М),
родъемность у земли — 40 м/с и время набора высоты 5000 м —
Нш. На 39-м полете 3 июня 1949 г. Анохин вынужден был покинуть
КрТ из-за возникших вибраций, хотя в целом испытания шли удачно.
Ижть звука еще не была достигнута, Су-15 был лишь промежуточным
Вр (угол стреловидности крыла 35°) на пути к преодолению звукового
ИВДа. Дальнейших работ с ним не было.
ЕУ’17 («Р») (рис. 233) — сверхзвуковой одноместный эксперимен-
истребитель с углом стреловидности / = 50°, с двигателем ТР-3
1т 4600 кгс) и сбрасываемой герметической кабиной летчика. Воору-
две пушки Н-37 (80 снарядов).
363
Рис. 233. Самолет Су-17 и его схема
Самолет проектировался и строился по точным расчетам и экспери-
ментам для преодоления звукового барьера. Профиль крыла в корне —
ЦАГИ-9030, на концах — СР-3-12, сужение крыла ц = 1,2. Были воздуш-
ные тормоза. Расчетные данные: скорость у земли — 1252 км/ч (1,022 М),
на высоте 5000 м — 1207 км/ч (1,048 М) и на высоте 10 000 м — 1152 км/ч
(1,07 М), время набора высоты 10 000 м — 3,5 мин. Бустерное управление
элеронами — бустер обратимый, рулями — необратимый, тормозной
парашют, катапультируемое сиденье.
УТБ (Учебно-тренировочный бомбардировщик). В 1946 г. ОКБ
П. О. Сухого выполнило работу по переделке самолета Ту-2 под два
двигателя АШ-21 в 570/700 л.с., от которой А. Н. Туполев отказался,
будучи занят другими, более актуальными самолетами. Описание УТБ
дается вместе с модификациями бомбардировщика Ту-2 в гл. 2.
364
, У П. О. Сухого был нереализованный проект транспортного само-
лета с двумя двигателями АШ-82, двухбалочной схемы с входом сзади
К большой грузовой фюзеляж.
® Самолеты П. О. Сухого были в большинстве своем передовыми,
Ноигинальными по формам и конструктивным решениям. До конца 1949 г.
Кних были реализованы впервые, по крайней мере, следующие элементы:
Катапультируемое сиденье летчика, бустеры в гидравлическом управле-
— обратимые и необратимые,— отделяемая герметическая кабина,
Квартовые ускорители (после большого перерыва в этом деле), тормозной
Нпрашют.
дальнейшем работы П. О. Сухого были еще более успешны, и
^короткое время им были созданы выдающиеся самолеты.
L' Работы ОКБ С. А. Лавочкина
ИздУже с февраля 1945 г. во всех ОКБ по истребителям были начаты
Мюрты по совершенно новым для нас истребителям с ТРД. Трофейные
Нкйзцы самолетов уже появились, были получены и изучались. Своего
Код по тем и другим (кроме ТРД А. М. Люлька) у нас еще не было.
РКБ Лавочкина, Яковлева, Сухого и Микояна стали находить свои
Иод,,,соз дани я истребителей нового типа с ТРД. Появился ряд экспери-
йодльных и опытных самолетов, в которых последовательно решались
Имйвленные задачи. Данные по работам ОКБ С. А. Лавочкина приве-
Ишл в табл. 30.
Ми, Лавочкина такими истребителями были Ла-150, Ла-152, Ла-154
НН|*М56, все с двигателем РД-10 и его форсированным вариантом
Шк10Ф. Все эти самолеты, как и дальнейшие, были цельнометаллической
^мэдрукцией. Первые истребители были с прямым, нестреловидным
шом. шасси — с носовым колесом.
ВДА-150 (рис. 234) — одноместный истребитель высокопланной схемы.
ИяЖГатель РД-10 с тягой 900 кгс был установлен под кабиной, в носовой
^Иви, фюзеляжа под углом 3° вверх для большей компактности всей
^КЖрукции и вывода сопла под хвост при реданной схеме. В ней летчик
сидит на двигателе. Хвост фюзеляжа тонкий, кабина — в носовой
фюзеляжа. Две пушки НС-23 — в нижней его части, по бокам
МКВДтеля. Стойки шасси крепились к фюзеляжу и убирались в него,
ИМВ1В Дальнейших Ла. Эта схема была достаточно оригинальной.
Щ1СПытания Ла-150 опытного и первых серийных (Ла-150М) само-
МЬ были начаты почти одновременно в сентябре 1946 г. (первый
А. А. Попов, потом И. Е. Федоров, М. Л. Галлай, Н. И. Зво-
ННм И А. Г. Кочетков) и продолжались довольно долго — до апреля
ВКг Была построена малая серия самолетов, из которых пять готовили
^И||СТию в парадах первых реактивных самолетов 7 ноября 1946 г.
не состоялся из-за погоды) и 1 мая 1947 г., а позже — в парадах
^мясной площади и в Тушино. Самолет Ла-150 вел себя в общем хоро-
в нем был еще ряд «детских болезней», неизбежных в новом деле,
место избыточная поперечная устойчивость и отсюда — склон-
ИрЬ к раскачке по крену, наблюдались вибрации, особенно на самых
в
365
Рис. 234. Самолет Ла-150Ф (вверху) и Ла-156
больших скоростях, были ограничения по перегрузкам, центровка обес-
печивалась лишь дополнительным грузом в носу, была тесна кабина.
К массовой эксплуатации самолеты Л а-150 еще не были пригодны. Запас
топлива был недостаточен — 553 кг. Масса пустого самолета — 2059 кг,
полетная — 2961 кг.
Тактико-технические требования: скорость у земли — 840 км/ч, на
высоте 5000 м — 850 км/ч, потолок— 12 500 м и дальность — 700 км
(достигнуты не были).
«Па-150М — серийный вариант с тем же РД-10 и вооружением, той
же схемы и размеров, увеличено было лишь вертикальное оперение.
Топливные баки имели больший объем. Фонарь имел плоское лобовое
стекло вместо изогнутого. Масса пустого стала 2369 кг, а полетная
3338 кг. Из-за увеличения массы (на 300—400 кг) летные качества были
ниже заданных. Однако основные дефекты были изжиты. Самолеты
Ла-150 М проходили войсковые испытания до сентября 1947 г., но дальше
дело не пошло. Они остались по существу экспериментальными машинами-
Ла-150Ф (рис. 234) — модификация Ла-150 под форсированный дви-
гатель РД-10Ф. Площадь крыла была увеличена и его концы опушены
366
вНИз на 30°. Двигатель был форсирован путем дожигания топлива
реактивном сопле, что дало тягу 1100 кгс. Удалось получить скорость
' Земли 950 км/ч на испытаниях в июле — сентябре 1947 г.
Да-152 — построен с учетом опыта проектирования Ла-150. Имел
же двигатель, расположенный под углом 6°40' к оси самолета и
яизкие геометрические размеры. Вооружение — три пушки НС-23.
|рофиль крыла был взят более тонкий, чем у Ла-150, ламинарный, был
^ряд других конструктивных нововведений. Масса пустого самолета
^ла немного меньшей — 2310 кг, полетная — 3239 кг, запас топлива —
5 кг (680 л).
Испытания — с октября 1946 г. по август 1947 г. Скорость получена
в км/ч на высоте 5000 м, потолок — 12 500 м.
Ла-154 — несколько увеличенная модификация Ла-152 под отечест-
’ ЯЫЙ двигатель ТР-1. Расчетные данные: скорость у земли 925 км/ч,
Иголок 13 500 м, дальность 1000 км. Однако выпуск ТР-1 задерживался
машина в воздух не пошла.
Ja Да-156 (рис. 234) —переделанный самолет Ла-152 под форсирован-
двигатель РД-10Ф, имевший тягу до 1350 кгс. Площадь крыла уве-
чили до 13,32 м2, увеличен был й объем баков. Площадь горизонтального
прения — 2,3 м2, вертикального — 2,2 м2. Назначение — фронтовой
^ребитель, пока еще опытный, с тремя НС-23. Испытания — в февра-
марте 1947 г. (летчики С. Ф. Машковский и И. Е. Федоров),
Йтания в НИИ ВВС — с 5 сентября 1947 г. по 31 января 1948 г. Была
|Нойдена скорость 900 км/ч. Однако все проведенные до этих пор испы-
|ВДя показали с полной ясностью, что схема истребителя с нестреловид-
* крылом уже ничего не обещает и должна быть оставлена. Шла ис-
Ковательская и конструкторская работа по стреловидным крыльям,
вфрые только и могли обеспечить достижение скорости звука.
ОКБ Лавочкина к этой работе приступили чуть раньше, чем в других,
Цгому и истребитель со стреловидным крылом Ла-160 появился раньше
Но в разработке находился и ряд других проектов и вариантов.
1$ема изучалась всесторонне. Была сделана еще одна попытка
:чить скорость, обойдясь без стреловидного крыла, приняв более
рий профиль его.
Й-174ТК (Тонкое крыло) (рис. 235) — экспериментальный истре-
Ь с нестреловидным крылом 6 %-ной толщины профиля, модифи-
Wr Ла-156 той же схемы и очертаний и почти с теми же размерами,
Двигателем «Дервент V» (тяга 1590 кгс), установленным под
6° к оси самолета.
ПЫтания в начале 1948 г. показали, что тонкое крыло не может
1ИИТЬ стреловидного (чего серьезно и не ожидали), но и вообще дает
о. Прирост скорости против Ла-156 составил чуть больше 60 км/ч,
4W определенно достигнут за счет гораздо более мощного двига-
1а-160 «Стрелка» (рис. 236) — экспериментальный истребитель
ЮФ, среднеплан реданной схемы, первый со стреловидным крылом
йй ЬоНО тонкого профиля. Угол стреловидности по передней кромке
b • В процессе разработки проекта ОКБ совместно с ЦАГИ провело
367
Йширные исследования в аэродинамических трубах по стреловидным
юыльям и компоновке самолета с такими крыльями.
Г Летные испытания Ла-160, проведенные в июне — сентябре 1947 г.
широкой программе, впервые дали достоверный материал об особен-
ьЬстях устойчивости и управляемости самолета со стреловидным крылом,
мм* же подтвердилось, что нужны аэродинамические гребни по верхней
Шфоне крыла при скоростях, близких к звуковой и выше. Такие гребни
поставлены по два на каждой консоли крыла.
1мВсе это пригодилось и для других наших самолетов.
шфазмеры Ла-160 были немного больше, чем предыдущих. Площадь
Ь.пя стала 15,9 м2. Вооружение: две пушки Н-37 над двигателем. Масса
истого самолета — 2738 кг, полетная — 4060 кг, топлива— 1080 л.
г На Ла-160 была впервые у нас достигнута скорость, соответствующая
Ыкиу М = 0,92 в полете со снижением (1050 км/ч на высоте 5700 м)
Ь' работе двигателя на форсаже.
В форсированием двигателей в ОКБ Лавочкина занималась бригада
ГОря Алексеевича Меркулова (в ОКБ с апреля 1945 г.) и его заместителя
Владимира Иосифовича Нижнего, который отработал до практического
вменения идею дожигания топлива в форсажной камере за турбиной
Д-10. Прирост силы тяги составлял первоначально 200 кгс на Л а-150Ф,
Им Ла-156 и Ла-160 был значительно больше, достигая 50 % на неко-
кю время.
Нррыты с ним были удачны.
Им дальнейшем РД-10, как недостаточно мощный, уже не применялся.
ВЦ|а-168 (см. рис. 236) — опытный фронтовой истребитель с двигателем
ш* и новой схемой самолета, высокопланной. Крыло — со стрело-
И^остью 37°20' и обратным поперечным V — 4,5° (для обеспечения
Иевренности путем устранения избыточной поперечной устойчивости)
^ Установлено своей верхней стороной вровень с верхом фюзеляжа,
м. компоновка позволила обеспечить достижение больших околозву-
ик скоростей при сравнительно небольшой тяге двигателя. Гори-
нМ!Ьное оперение — высоко поднятое, почти на вершине киля. Все
мние стреловидное почти с тем же углом. Размеры: площадь крыла
Ив/М2, масса пустого самолета — 2973 кг, полетная — 4412 кг, запас
— 1230 лив подвесном сбрасываемом баке еще 610 л, а всего —
^tt'12 мин полета. Вооружение: одна пушка Н-37 и две НР-23.
^Икрвый полет И. Е. Федорова был 22 апреля 1948 г. Самолет про-
В Испытания до 19 февраля 1949 г. Скорость достигала 1084 км/ч
Высоте 2750 м, что соответствовало числу М, равному 0,982. При
ИИЯниях было происшествие — летчик В. И. Хомяков на высоте
м дал залп из всех пушек и от этого лопнуло остекление фонаря.
ИВН* потерял сознание от декомпрессии, но на высоте 4000 м очнулся
ИКОрости, почти звуковой, и сумел выйти из пикирования.
В^-174 — опытный фронтовой истребитель с двигателем «Дервент»,
№ОСти той же схемы, что и Л а-168, но меньших размеров и массы
МДРТственно •двигателю. Площадь крыла — 16,16 м2, масса пустого
^Лета — 2433 кг, полетная — 3708 кг. Запас топлива — на 2 ч 28 мин
рВссным баком (605 л) при основном в 1110 л, который обеспечивал
К 369
дальность полета в 1300 км. Вооружение — три пушки НС-23. уГол
стреловидности крыла 37°20'. Дублер назывался Ла-174Д.
Самолет успешно прошел испытания в августе — сентябре 1948 г
был рекомендован к серийной постройке (под маркой Ла-15), которая
и осуществилась с августа 1948 г.
Ла-15 (рис. 237 и 238) —серийный вариант Ла-174Д, фронтовой
истребитель с двигателем РД-500. Масса пустого получилась на 142 кг
больше при доводке конструкции и летные качества немного снизились.
Скорость на высоте 3000 м — 1026 км/ч, вместо 1040 км/ч. Но это не
повлияло на оценку самолета, он был удачен, летчики его очень любили
за приятность в пилотировании. Кабина Ла-15 была герметической, это
дало возможность поднять потолок. Это была одна из первых разработок
для боевого самолета с РД. Скорость соответствовала 0,914 М.
Самолет состоял на вооружении до 1954 г. В серии дополнительный
бак обычно не подвешивался и продолжительность полета была 45_____
50 мин, а летные качества в эксплуатации были даже выше, чем на
испытаниях. Потолок достигал 14 800 м.
Рис. 237. Самолеты Ла-15 (вверху) н Ла-15УТИ
370
8830
238. Схема самолета Ла-15
1елась работа по внедрению Ла-15 в большую серию и на другом
де, где этим занимался А. К. Беленков. Но в большую серию самолет
1ен не был.
ричинами трудностей при внедрении и возникавших задержек
трудоемкость.и нетехнологичность конструкции Ла-15. Ее легкость
’.''куплена ценой очень большого объема механических работ по
фованию, строганию и пр. Много профилей переменного сечения
было «грызть» из целых брусков, сложны были узлы и т. п. Крыло
очень прочным и жестким, кручения его не было и «валежка» никогда
>людалась.
И5УТИ («180») (рис. 237) —учебно-тренировочный двухместный
(Т Ла-15 с тем же РД-500, с одним пулеметом БС, с запасом топлива
1.30 мин полета. Масса пустого самолета была больше — 2805 кг
•торой кабины и усложненного оборудования. На Ла-15 и на УТИ
ыло бустерное управление с гидроусилителями и автоматами
(Журавченко). Летные качества были немного ниже, чем у Ла-15.
Юлет был выпущен в двух экземплярах в 1949 г. и до сентября
были закончены его испытания.
176 (рис. 239) — одноместный опытный фронтовой истребитель
ателем РД-45Ф в 2270 кгс тяги, замененным потом двигателем
I 2700 кгс тяги.
схеме — как Ла-168, но угол стреловидности крыла у = 45°—
в СССР. Вооружение — одна пушка Н-37 и две НС-23. Полетная
4631 кг.
**176 был построен с целью исследования звуковых и сверхзвуковых
стей полета. Испытания с сентября 1948 г. проводили летчики
вник И. Е. Федоров — Герой Советского Союза и капитан О. В. Со-
ский. В процессе испытаний 26 декабря 1948 г. была достигнута
371
Рис. 239. Самолет Ла-176
впервые скорость звука при полете со снижением и выходе в горизонталь-
ный полет. На Ла-176 с ВК-1 была достигнута скорость при полете со
снижением, соответствующая М=1,02. Испытания были прерваны ката-
строфой и гибелью Соколовского из-за открывшейся на взлете крышки
фонаря.
После Ла-176 достигли скорости звука: МиГ-17 в январе — феврале
1950 г. и Як-50 в феврале — мае 1950 г.
Ла-176 был промежуточной ступенью в процессе отработки сверх-
звукового истребителя.
У Лавочкина такими были Ла-190 и Ла-200.
Ла-190 (рис. 240) — сверхзвуковой истребитель-перехватчик, по
схеме близкий к Ла-176, но с углом стреловидности 55°, радиолокационной
станцией в носу фюзеляжа, шасси велосипедного типа с подкрыльными
костылями и с длинным фальшкилем под хвостовой частью фюзеляжа.
Двигатель А. М. Люлька АЛ-5 с тягой около 5000 кгс. Площадь крыла,
масса, как и тяга, вдвое больше, чем в Ла-176. Вооружение — две
пушки Н-37.
Разработка проекта велась с начала 1949 г. Было проведено совместно
с ЦАГИ большое количество исследований по выбору наиболее рацио-
нальных параметров.
Впервые были разработаны конструкция тонкого крыла-бака с углом
стреловидности 55°, система управления с очень тонкими, но жесткими
рулями и элеронами, с необратимыми бустерами, с тормозным парашю-
том. Ряд этих исследований был проведен в полетах на специально пере-
оборудованном самолете Ла-15.
Постройка Ла-190 была закончена в феврале 1951 г. После восьми
полетов испытания были' прекращены из-за ненадежной работы дви-
гателя АЛ-5.
372
i;
FHa Ла-190 была достигнута скорость 1190 км/ч на высоте 5000 м
Вйльность полета 1150 км при запасе топлива в основных баках в 2100 л.
МЬдвесном сбрасываемом баке было еще 600 л. Было много трудностей
|лбОльших скоростях, так как здесь многое осуществлялось впервые,
И^То облегчало путь последующим самолетам МиГ-19 (сходный тип)
Яруги м.
ЕйУстерное необратимое управление работало в общем хорошо,
ИВчивость и управляемость на малых и средних высотах были
Илетворительны.
|ША-200 («200») (рис. 241) —двухместный всепогодный истребитель-
МйХватчик, выпущенный в двух вариантах, разделенных почти трех-
И№м промежутком времени и значительно различавшихся по назна-
и оборудованию при тех же в общем схеме, размерах и конструкции,
вариант обозначался Ла-200Б. Места летчиков рядом. Двига-
дг Два ВК-1 по 2700 кгс тяги, расположенных уступом, один за
Прм. Вооружение — три пушки Н-37. Самолет был оборудован радио-
И?щионной станцией. Радиолокационное, радионавигационное и высот-
Е ^орудование Ла-200 было рассчитано на обеспечение перехвата
ролетов противника на больших высотах в любых метеоусловиях.
373
Рис. 241. Самолет Ла-200Б и схема самолета Ла-200
Поступление воздуха в оба двигателя — через центральный воздухо-
заборник в носу. Сопло переднего двигателя приходилось немного позади
кабины. Там же начинался второй двигатель с соплом под хвостовым
оперением.
Крыло-бак с углом стреловидности 40° площадью 40,02 м2, масса
пустого самолета — 7675 кг, запас топлива — 2800 л в основных баках
и 2240 л в подвесных баках для полетов на дальность 1165—
2000 км.
Самолет был выпущен в сентябре 1949 г. 9 сентября был его первый
полет (С. Ф. Машковский и А. Ф. Косарев). К февралю 1950 г. были
закончены одни испытания, а к октябрю — вторые. После некоторой
переделки самолет был вновь предъявлен на испытания, которые успешно
закончил к апрелю 1951 г. и был рекомендован для серии, но не строился,
так как изменились требования, а в ноябре 1951 г. по новым требованиям
было начато проектирование на его основе барражирующего перехват-
чика с дальностью полета 3500 км. Скорость Ла-200 достигала 1062 км/ч
374
высоте 4500 м, что соответствовало числу М = 0,946, а со снижением —
Е j\4== 1,01. Схема Ла-200 была довольно необычна, но при всей ее ориги-
нальности громоздка. Тех же целей — перехвата могли достигать и
кйтребители с одним двигателем, но схема Ла-200 была благоприятна
&Я самолета с большой продолжительностью и дальностью полета,
р Ла-200Б (см. рис. 241) —модификация Ла-200, двухместный все-
Йчадный барражирующий истребитель-перехватчик с двумя двигателями
Ж-1А в 3100 кгс тяги. Оборудован РЛС, занимавшей весь нос фюзеляжа
Цд радиопрозрачным колпаком. Поэтому воздухозаборники были выпол-
Еы в виде трех «карманов»: к переднему двигателю — нижний, к зад-
jfaiy — два верхних боковых. Угол стреловидности _крыла-бака — 40°,
Дирмя и размеры его почти, как в Ла-200. Фюзеляж, оперение, шасси,
Крина — те же.
К Однако масса пустого самолета получилась значительно больше, чем
И1а-200, и достигала 8810 кг, а взлетная— 11560 кг. Запас топлива:
№0 л в самолете и 5300 л в двух больших подвесных сбрасываемых
Бках.
№ РЛС обеспечивала поиск и прицеливание для стрельбы из трех пушек
|37.
|:/Ла-200Б проходил испытания с 3 июля (первый полет А. Г. Кочеткова)
ИО сентября 1952 г. только как самолет с макетной РЛС, а потом на
Н^было выполнено еще 109 полетов по программе испытаний подлинной
Ду И в ходе доводок самолета (М. Л. Галлай).
Скорость на высоте 5000 м была 1030 км/ч, дальность без подвесных
ВШрв — 960 км, а с ними — 2800 км.
ДГр серии не строился.
Па-250 (рис. 242) — оригинальный и редкий для своего времени по
речению сверхзвуковой истребитель-ракетоносец, один из первых
Игом классе, крупный самолет с чисто треугольным крылом и той же
НйЙЫ горизонтальным оперением — цельным рулем высоты. Двига-
wHL. два ДЛ-7Ф по 6500 кгс тяги, установленных по бокам очень
Ирйого фюзеляжа с воздухозаборниками, отделенными от фюзеляжа
^условиям сверхзвукового полета). Угол стреловидности крыла по
И№юй кромке — 57°, площадь крыла — 80 м2. Масса пустого само-
около 15 т, взлетная — до 27,5 т.
^Иимолет одноместный (при испытаниях предусматривалось и второе
— для оператора). В предвидении трудностей и происшествий,
^Йкных при испытаниях этого довольно необычного самолета, и для
^Ирения фронта испытаний было построено три летающих экземпля-
^Игсрвый самолет был выпущен в июле 1956 г.
^ИОистеме управления им были поименены необратимые бустеры
органов управления и каждый бустер — с двухкамерным пи-
НР* °т двух гидросистем.
жк^Вольно необычная схема самолета Ла-250 делала его трудным
^Йотировании даже для такого опытного летчика-испытателя, как
Григорьевич Кочетков. На первом же взлете 16 июля еще до
отрыва произошла авария, но летчик остался почти невредим.
Выяснено, что основной причиной ее явилось следующее обстоя-
375
Рис. 242. Схема самолета Ла-250
тельство: момент инерции самолета Jx из-за малого размаха был в не-
сколько раз меньше Jy при большой длине самолета.
Поэтому движение крена развивалось в восемь раз быстрее, чем
движение рыскания и на взлете трудно было вовремя гасить возникающий
крен и поперечное раскачивание.
Тогда был построен (впервые у нас) электронно-моделирующий
стенд в ангаре, куда завели нос этого очень длинного самолета для
исследования необратимой бустерной гидросистемы управления. Обна-
ружился сдвиг фаз между движениями ручки и органов управления
в этой системе. Несколько лучших летчиков-испытателей (Галлай,
Богородский, Васин, Гарнаев, Шиянов) первоначально никак не могли
выполнить «взлет». Понемногу все было отлажено, и на испытания был
предъявлен второй экземпляр, в котором нос фюзеляжа был несколько
опущен для лучшего обзора.
На этом самолете А. Г. Кочетков, а за ним А. П. Богородский выпол-
нили несколько десятков вполне удачных полетов *, поскольку теперь
система управления была переделана (и прежде всего в отношении зако-
номерностей демпфирования). Однако очередной полет Кочеткова 28 но-
ября 1957 г. закончился тяжелой аварией при посадке из-за внезапно
наступившего тумана и отказа двигателей. Испытательный полет третьего
экземпляра 8 сентября 1958 г. также закончился аварией при посадке,
1 Шелест И. Лечу за мечтой. М., Молодая гвардия, 1973, с. 325—331, 360—374.
376
S; хотя и несерьезной, вызванной производственным дефектом. Оказалась
подточенной полуось, отломалось колесо, но самолет сел благополучно
и лишь к концу пробега развернулся и коснулся полосы концом крыла.
В общем, несмотря на аварии, самолет считался хорошим и много-
I обещающим. Ему еще мешала ненадежная работа двигателей АЛ-7Ф,
| а иногда и остановка их. В конце концов из-за суммы трудностей и ослож-
I нений испытания затянулись и Ла-250 так и не прошел их. Летные ка-
|. чества остались не до конца зафиксированными. Смерть С. А. Лавочкина,
| последовавшая 9 июня 1960 г., очевидно, тоже стала причиной прекра-
I щения испытаний.
К Этот третий экземпляр Ла-250 находится в Музее авиационной тех-
I инки ВВС при Военно-воздушной академии им. Гагарина в г. Монино,
f Это последний самолет С. А. Лавочкина и, хотя хронологически выходит
за пределы этой главы, однако есть полный смысл показать его именно
здесь, чтобы закончить повествование о работах Лавочкина в самолето-
! строении.
Работы С. М. Алексеева
у Инженер Семен Михайлович Алексеев — первый заместитель
i С. А. Лавочкина во время войны и участник постройки, а в сущности —
соавтор самолетов Ла-5 и Ла-7.
। После перебазирования Лавочкина с основными силами его ОКБ на
I новое место Алексеев в 1946 г. был назначен главным конструктором
завода, где начал самостоятельную работу по опытным самолетам.
IB 1946—1948 гг. он строил четыре типа опытных самолетов, по тому
времени достаточно удачных по достижениям и по замыслу (см. табл. 30).
Первые три были среднепланной схемы, цельнометаллической, пере-
, 'довой по тому времени конструкции, имели современное им оборудование
и сильное вооружение. Крыло их было еще прямым трапециевидным
(! тонкого профиля и лишь оперение становилось умеренно стреловидным.
| И-211 (рис. 243) —одноместный истребитель-перехватчик с двумя
' ТРД А. М. Люлька — ТР-1 по 1350 кгс тяги, вписанными в крыло, где полки
лонжеронов полукругами обходили двигатели. Шасси со спаренными
; колесами всех стоек убиралось в фюзеляж. Вооружение — три пушки
; НС-37. Схема была в общем такая же, как и самолета Су-11, выпущен-
кого в 1947 г.
Аэродинамические тормозные щитки, автоматически открывающиеся
при достижении критической скорости, ручное управление ими для
। маневрирования в полете и уменьшения посадочной скорости.
И-211 проходил испытания осенью 1947 г. (летчик А. А. Попов).
' Первые же шесть полетов показали, что двигатели ТР-1 стали уже
недостаточны для истребителя. К тому же они не строились серийно.
Поэтому И-211 не доводился.
И-212 — той же схемы, но двухместный многоцелевой с двумя дви-
гателями «Нин-1». За кабиной летчика расположена кабина стрелка-
радиста (лицом назад), управлявшего стрельбой из двух спаренных
пушек Г-20 (по 150 снарядов), подвижных в вертикальной плоскости,
377
Рис. 243. Самолет И-211 С. М. Алексеева и схема самолета «218»
в крайней задней точке фюзеляжа, посредством дистанционного управ-
ления.
Остальное вооружение — одна пушка НС-37 (75 снарядов) и две
НС-23 (по 100 снарядов) — установлено неподвижно в носу фюзеляжа.
Емкость баков обеспечивала полет до 3100 км. Самолет мог быть двух-
местным истребителем, разведчиком и др.
И-212 был выпущен в 1948 г., но не испытывался в полете, а только
рулил.
И-215 — одноместный истребитель-перехватчик, по формам и разме-
рам повторяющий И-211, но с двумя двигателями «Дервент-V» (тяга
1590 кгс). В носке фюзеляжа — радиолокатор, кабина летчика герме-
тическая, сиденье катапультируемое, фонарь сбрасываемый. Вооружение-
378
и пушки Н-37 (3X30 снарядов) или две НС-57 (2X35) или две 113П
Х35). Назначение И-215 — действия против бомбардировщиков. Дуб-
р И-215 был на велосипедном шасси. Конструкция обоих дуралюми-
»ая с широким применением В-95.
Самолет был выпущен в конце 1947 г. Первый полет выполнил лет-
с А. А. Попов. Летали многие, на первом экземпляре — А. А. Ефимов,
Н. Анохин и М. Л. Галлай.
Самолет <218» (рис. 243) —двухместный штурмовик с управляемым
жием. По схеме — двухбалочный с толкающей установкой поршневого
гателя ВД-251 мощностью около 2000 л.с., Х-образной схемы,
росными винтами АВ-28 диаметром 3,6 м. Крыло стреловидностью
,по передней кромке, задняя — прямая. В конструкции применена
1Я сталь ЗОХГСНА (с добавкой никеля, допускала глубокий про-
;хема штурмовика с передней кабиной обеспечивала летчику отлич-
обзор вперед, а передняя часть фюзеляжа освобождала место для
подвижных в вертикальной
ановки пушек,
плоскости с углом
отклоне-
I 25° вниз, что позволяло вести прицельный огонь по наземным целям
изонтальном полете. Эти пушки могли быть в следующих вариантах:
зе НР-23 (4X150 снарядов), две Н-37 (2X40) и две Н-57
Ю).
Йгя защиты хвоста — две турельные установки с БТ (2X120)
дужным бортам балок.
отсеках центроплана — шесть бомб по 100 кг или более мелких
' в соответствующем количестве. Под фюзеляжем возможна под-
торпеды или бомбы массой 1500 кг. Управление рулями и
(ами — посредством обособленных систем, правой и левой, так
при повреждении одной половины самолет сохраняет управляе-
'От проект начал осуществляться в 1948 г. Самолет построен
<л. С закрытием ОКБ С. М. Алексеев был направлен на другую
7-
Работы ОКБ А. Н. Туполева
аки в других классах самолетов, в бомбардировщиках после войны
1ся тот же общий процесс перехода от поршневых двигателей
1КТИВНЫМ.
Дна ко здесь он шел не так быстро и не столь радикально. Наряду
Отами по освоению на фронтовых бомбардировщиках турбореактив-
Авигателей, на больших бомбардировщиках еще некоторое время
елись поршневые. Стреловидное крыло тоже вошло в жизнь сначала
больших бомбардировщиках, начиная с 1949 г., а на больших еще
1 Держались поршневые двигатели и прямое крыло.
работах ОКБ (см. табл. 31) обе эти линии развития шли одновре-
1 ДО 1952 г., позже в бомбардировщиках, вновь выпускаемых, уже не
Ни поршневых двигателей, ни прямого крыла.
379
Фронтовые бомбардировщики
Ту-12 («77») (рис. 244). На смену Ту-2 в его классе неумолимо должны
были прийти самолеты с газотурбинными двигателями при тех же общей
схеме и вооружении (по крайней мере на первое время). И, естественно
что проектная работа была начата на основе Ту-2 по пути его дальнейшего
развития.
В 1947 г. на серийном экземпляре Ту-2 было проведено исследование
работы ТРД Роллс-Ройс «Нин-1», незадолго до того приобретенных.
Их установили на Ту-2 взамен АШ-82ФН на тех же местах. Но было
очевидно, что схема и конструкция самолета тоже потребуют изменений
и потому Ту-2 с «Нин» был интересен не сам по себе, а только как своего
рода стенд. Его летные показатели не фиксировались. Надо было ввести
новое шасси — с носовым колесом, к тому времени общепринятое, и обес-
печить объемы для размещения керосиновых баков. Был промежуточный
Рис. 244. Самолет Ту-12 и его схема
380
лект, в котором сохранялось крыло Ту-2 с двумя АШ-82ФН, а в задней
сти фюзеляжа устанавливался двигатель РД-45 с выхлопным соплом
горизонтальным хвостовым оперением, стреловидным в плане. Этот
ект не был реализован, поскольку продуктивная работа разнородных
гателей в одном самолете вызывала сомнения, да и по массе эта
[бинация была тяжела для крыла Ту-2.
ОКБ разработало проект самолета «77», удовлетворявший новым
Званиям, названный Ту-12, под два «Нин-1», с крылом от Ту-2, с фю-
1Жем, увеличенным по высоте на 0,5 м и сильно удлиненным в носовой
ЙИ, на шасси с носовым колесом. Центроплан и оперение были
Йны.
Вооружение: одна
олет был
построен
пушка НР-23 и два пулемета УБТ,
в короткий срок на серийном заводе,
1—3 т бомб,
выпускавшем
ft 27 июля 1947 г. состоялся его первый полет (летчик А. Д. Перелет),
густа два таких самолета участвовали в параде в Тушино. Самолет
;ился удачным, скорость достигала 783 км/ч, крейсерская —
аряду с Ил-22, это был один из первых советских экспериментальных
явных бомбардировщиков. Было построено несколько самолетов,
оружение он принят не был, поскольку видно было, что это только
иное решение и нужна дальнейшая работа. Требовался самолет
Чько больших размеров и мощности в связи с возрастающими тре-
иями к летным качествам и грузоподъемности. ОКБ работало над
типом бомбардировщика, обозначенным Ту-14.
*14 (рис. 245 и 246). В январе 1947 г. наряду с постройкой само-
f77» в ОКБ велась работа по проектированию второго реактивного
фдировщика «73» с двумя двигателями «Нин-1». Но расчеты пока-
что эти двигатели недостаточны. Проект был переработан под
Йин-I» и один «Дервент-V» с тягой 1590 кгс, установленный в задней
'фюзеляжа с воздухозаборником к нему в передней точке специ-
удлиненного вперед основания киля.
крейсерском полете третий двигатель отключался, а воздухо-
ник закрывался поворотным обтекателем. Разнесенное хвостовое
НЙе было заменено обычным, фюзеляж сделан немного более тон-
ДВигатели «Нин-I» установлены под крылом.
рмолет «73» был построен и выпущен в первый полет 20 декабря
{'’t. (летчик Ф. Ф. Опадчий). Госиспытания закончились 31 мая
Самолет дал обнадеживающие результаты: скорость у земли —
‘ 840 км/ч и на высоте 5000 м — 872 км/ч, дальность — 2810 км.
|ДЗработан его разведывательный вариант, обозначенный «78».
ЙВбардировщика «73» он отличался лишь удлиненной на 0,3 м
частью фюзеляжа, несколько увеличенным миделем центральной
.фюзеляжа, немного отличался вертикальным оперением и увели-
iM объемом баков. Госиспытания самолет «78» проходил под на-
Ту-16. Первый вылет был 7 мая 1948 г.
1 к этому времени двигатели РД-45 и РД-45Ф были В. Я- Климовым
>Шенствованы и был создан ВК-1 с тягой 2700 кгс. Решено было
ь третий двигатель РД-500 в фюзеляже и обойтись двумя ВК-1.
381
Рис. 245. Самолет Ту-14
21686
Рис. 246. Схема самолета Ту-14
Были разработаны такие варианты: бомбардировщик «81» и фотораз-
ведчик «89», причем была изменена установка вооружения. До последних
вариантов самолет нес шесть пушек НР-23, из которых две устанавли-
вались неподвижно в носу фюзеляжа под- передней кабиной и по две
спаренные пушки — в верхней (за кабиной летчика) и в нижней —
за крылом (со смотровыми выступами в бортах) установках для защиты
задней полусферы, обе установки с дистанционным управлением.
Экипаж был четыре человека. С упразднением третьего двигателя по-
явилась возможность установить кормовую стрелковую кабину, заме-
382
Льющую обе установки — верхнюю и нижнюю. Число пушек уменьшалось
Ешетырех, а экипаж — до трех человек, бомб от 1 до 3 т.
К*Самолет «81» (Ту-14) прошёл испытания как бомбардировщик (в ходе
Енытаний заменили хвостовую стрелковую установку) и в конце 1950 г.
переделан в торпедоносец («81Т»), ставший прототипом серийного
М4Т. Испытания разведчика «89» (переделка второго серийного бом-
Ьдировщика Ту-14) начались в 1951 г. «89» имел увеличенный запас
Капина и повышенную дальность полета.
ИЙу-14Т выпускался серийно и применялся в авиации Военно-
дЕгкого Флота.
Самолет «82» (Ту-22, первый с этим названием) (рис. 247). Одно-
Кценно с вариантами Ту-14 разрабатывался фронтовой бомбарди-
Кшик — порядковый номер по ОКБ — «82» под двигатели РД-45Ф,
Wr стреловидным крылом. Он был выпущен в 1949 г. и всесторонне
Кдывался, поскольку цель постройки опытного экземпляра — от-
К|)тка конструкции и исследование прочности стреловидного крыла
^скоростях порядка 1000 км/ч.
«Размеры самолета «82» по размаху и длине были почти на 4 м меньше,
Бу Ту-14, площадь его крыла была 46,24 м2, экипаж — три че-
|дна.
Стреловидность крыла — 34°05/ по линии фокусов, горизонтального
Имния — 40° по передней кромке. Двигатели — под крылом, шасси —
Веовым колесом.
Врмолет по схеме был значительным шагом вперед по сравнению
Нп^14 и был, безусловно, перспективным. Первый полет состоялся
Дуарта 1949 г. (летчик А. Д. Перелет). Скорость достигала 934 км/ч
Касоте 4000 м.
Инструкция — цельнометаллическая. Крыло двухлонжеронное, впер-
fey нас примененное на стреловидном бомбардировщике. Однако
МИХ недоразумений с ним не было и переделок не потребовалось.
383
Вся конструкция была хорошо отработана и пригодна к серийной по-
стройке. На основе испытаний самолета «82» был выпущен проект
самолета «83», предназначенного для серии. Но он принят не был, по-
скольку строился в больших количествах Ил-28, испытанный в 1948 г
и удовлетворявший требованиям того времени (хоть и с прямым кры-
лом).
Для стреловидной схемы уже была на очереди новая область при-
менения — в больших самолетах, военных и гражданских. Первым
шагом ОКБ в этом направлении был проект «86» (1951 г.) бомбардиров-
щика той же схемы, но значительно больших размеров (размах______
25,5 м, длина — 24,15 м) с двумя двигателями АМ-ТРД-02 или ТР-3.
Проект не был осуществлен из-за нереальности этих двигателей,
тем более, что уже шла работа над проектом дальнего бомбардировщика
«88», ставшего потом типом Ту-16 с гораздо более крупными двига-
телями АМ-3.
В общем тип стреловидного бомбардировщика у нас сложился и
развился гораздо скорее и легче, чем тип стреловидного истребителя,
без «детских болезней» устойчивости.
Дальние бомбардировщики
Война показала, что дальний высотный скоростной стратегический
бомбардировщик нужен нашей стране, что сомнения и колебания перед
войной относительно такого типа самолета, воплощенного тогда в ТБ-7
(Пе-8), были лишь временным явлением и жизнь опровергла их.
Поэтому уже в начале 1945 г., незадолго до окончания войны, ОКБ
А. Н. Туполева получило задание на такой четырехмоторный бомбарди-
ровщик.
По реестру ОКБ это был проект «64». В середине 1945 г. было начато
проектирование, выполнены все расчеты и продувки моделей в ЦАГИ,
в конце года был построен макет и предъявлен МАП и ВВС эскизный
проект.
Проект «64». Схема самолета «64» — низкоплан с разнесенным верти-
кальным оперением и прямым кессонным крылом большого удлинения —
около 12 — профиля NACA-2330, с четырьмя двигателями АМ-44ТК по
2200 л.с.
Основные расчетные данные: размах крыла — 42,8 м, площадь его —-
152 м2, длина — 29,0 м; удельная нагрузка на крыло — 206 кг/м2, на
мощность — 3,5 кг/л.с.; максимальная скорость на высоте 6000 м —
600 км/ч, максимальная дальность — 3000 км, полетная масса — 36 000 кг
(в том числе бомб 5000 кг).
Самолет «64» имел стрингерно-монококовый фюзеляж с четырьмя
лонжеронами, нос которого занимала гермокабина вентиляционного типа
на шесть человек экипажа (два летчика, штурман, бортинженер, оператор
РЛС и стрелок), а в самом хвосте была вторая ГК для кормового стрелка-
Экипаж — семь человек. В полете можно было, надев кислородную
маску с переносным баллоном, пройти из передней ГК в заднюю.
384
Оборонительное вооружение проектировалось с дистанционным гидра-
еским управлением.
Выли установлены три турели под две пушки Б-20 каждая. Шасси
тки убирались посредством гидросистемы.
1946 г. была начата работа по выпуску чертежей и постройке,
дооде были построены стапеля и приспособления, но задание на
1 аннулировало всю эту работу.
Лу-4 (рис. 248). Этот самолет, созданный и переданный в серийное
эводство в 1946—1947 гг., по конструкторскому решению, новизне
Жененных материалов, полуфабрикатов и бортового оборудования
вел настоящую революцию в технологии авиационной и смежных
слей промышленности — ее поставщиков.
Hty.4 — дальний тяжелый бомбардировщик с четырьмя двигателями
ИЗТК, снабженными двумя турбокомпрессорами ТК-19 каждый,
а самолета — среднеплан, шасси с носовым колесом и убираемой
вой опорой — пятой. Экипаж — 11 человек.
аягатели АШ-73ТК — поршневые воздушного охлаждения, 18-ци-
ровые (двухрядная звезда), номинальной мощностью 2000 л.с. при
Роб/мин и взлетной 2400 л.с. при 2600 об/мин. Масса двигателя —
t кг, его диаметр— 1375 мм. Расход бензина (у = 0,73, октановое
Ю 98—100) 630—675 кг/ч на номинальной мощности и 815—885 кг/ч
летной. Винты четырехлопастные диаметром 5056 мм и массой
— последовательно ВЗ-АЗ, ВЗ-А5 и ВЗВ-А5.
вфнструкция — цельнометаллическая с полотняной обшивкой эле-
и рулей. Фюзеляж — стрингерный полумонокок диаметром 2,9 м
Ной 30,177 м, без выступающего фонаря кабины летчиков. Его
С — 60 шпангоутов на расстояниях 370—617 мм (половина их —
урные, т. е. не выходящие на поверхность обшивки) и 40 стрингеров
(едней части). Конструктивно фюзеляж делится на пять частей,
Йиых в эксплуатации: передняя ГК, центральная часть фюзеляжа
Ней съемной частью (гаргротом), средняя ГК, хвостовая часть
ШЯхка, кормовая ГК- На средней ГК три смотровых выступа (плекси-
блистеры).
щнвка фюзеляжа — от 1,8 до 0,8 мм, больше всего 1,3 мм,
1,0 мм и на отдельных участках 1,8; 2,0; 1,2 и 0,6 мм. Листы
из Д16-Т подобраны в очень широком наборе толщин в зави-
от требований прочности.
ковка листов — на шпангоутах и стрингерах впритык. Наружная
листов обшивки покрыта анодной (противокоррозионной) плен-
Я нижняя поверхность самолета покрыта бесцветным лаком.
I’ вблизи вырезов под куполы турелей — заклепками с чечевичной
Швы почти все двухрядные.
Янгоуты — рамные, листовые с отбортовками по типу «зета»
•Пера, с прорезами для пропуска и крепления стрингеров (у не-
«ых этого нет). Усиленные шпангоуты — двутаврового сечения.
®Ка частей фюзеляжа — фланцевая на болтах 1302С диаметром
. Ю и 12 мм. Стрингеры — бульбовые угольники и швеллеры,
с уширенными полками. Каркас остекления носового фо-
182 385
Рис. 248. Самолет Ту-4 и его схема
наря — литой из магниевого сплава. Переднее стекло — двойной
триплекс (плоское), остальные поверхности — криволинейные из сили-
катного и органического стекла.
Крыло трапециевидное с почти прямой задней кромкой, большого
удлинения (X—11,5), профиля, близкого к RAF-34, относительной
386
1у,мины от 20 % в центре до 10 % на концах. Хорда — от 5,18 м до
ЗЕГм, САХ — 3992 мм.
|?Угол поперечного V равен — 4°30'. Площадь крыла—161,7 м2,
LpoHOB — 12,01 м2, закрылков — 30,79 м2. Крыло двухлонжеронное
Единое, обшивка между лонжеронами толщиной от 5 до 4 мм верхняя
Ег ДО 1,6 мм нижняя, подкреплена, кроме того, сильными-профи-
Ки»типа «Л» с утолщенными полками и другими профилями, числом
•верху и понизу, с постепенным убыванием к концам по количеству
идади сечений. Из общего размаха крыла в 43,05 м на центроплан
эдится 25,91 м.
©нжероны крыла — двутавровые балочные с мощными полками из
(^Применены специальные профили с площадями сечений до 100—
И2. Это вызвано и тем, что нижняя обшивка прерывается под мото-
рами внутренних двигателей и все усилия должны восприниматься
Ю полками лонжеронов. Обшивка верхней стороны (работающая
|атие) не прерывается по всему размаху и верхние полки лонжеро-
Десь значительно слабее нижних. Стыковка полок выполнена «на ус»
1ескими болтами 25 мм и болтами со специальной посадкой (когда
(игр болта на 75 микрон больше диаметра отверстия). Стыковка
цей обшивки в разъемах консолей — фланцевая (болтами 18 мм),
bi панелей нижней стороны между лонжеронами (съемная для воз-
1рсти установки топливных баков) крепится потайными болтами
(Керных гайках по полкам лонжеронов. Полки лонжеронов — пере-
IFO сечения в зависимости от действующих сил и вида стыков.
№я обшивка между лонжеронами выполнена из Д16-АБТН, а в но-
Шхвостовой частях — из Д 16-АТ (1,8 и 1,0 мм). Вся клепка внешней
Прости, кроме мест, закрытых фюзеляжем и мотогондолами,
мая.
Йггроплан стыкуется с фюзеляжем на четырех болтах диаметром
|J5 мм в соответствующих узлах на стенках лонжеронов центро-
h)!H на узлах главных шпангоутов фюзеляжа.
№ центропланом проходит герметический лаз диаметром 710 мм из
Мнай кабины в среднюю. Клепка ГК — с прокладкой ленты на
|рвивой замазке.
^роны неразрезные (длиной 7,874 м); взлетно-посадочные закрыл-
Вигаются назад по пяти направляющим посредством электро-
|мёского привода с опусканием на 25° при взлете и на 45° при
билизатор профиля, выпуклого снизу, установлен под 0°, рули
р отклоняются на 25° вверх и на 15° вниз.
рйаонтальное оперение площадью 30,94 м2 и размахом 13,11 м
рМиновой конструкции с полотном. Вертикальное оперение пло-
22,01 м2. Обшивка стабилизатора и киля — 0,6 мм, носка стаби-
Яра — 1Д мм. Управление самолетом, триммерами и двигателями —
р® тросовое.
W®ca шасси: главные — 1450X520 (5—5,8 ат), носовое — 950X350
“ ат). Колея шасси — 8,676 м. Подъем и выпуск шасси производят-
ртовыми подъемниками и самотормозящимися винтовыми парами
387
(винт и гайка), которые приводятся в движение электромеханизмами
На передней и главных стойках установлено по два колеса, оборудован-
ных (главные стойки) гидравлическими тормозами.
В крыле помещаются 22 мягких бака (восемь в центроплане и
по семь в консолях) для крайних двигателей.
Кроме того, в переднем- бомбовом отсеке могут подвешиваться три
дополнительных бака на случай длительного полета с меньшей бомбовой
нагрузкой.
Противообледенительные устройства — пневматические резиновые
протекторы по передней кромке крыла, стабилизатора и киля с форкилем.
Для винтов — защита от обледенения путем обливания спиртом
с глицерином передних кромок лопастей. Высотное оборудование состоит
из устройств для питания кабин воздухом, для поддержания давления
в них, для обогрева. Воздух поступает от турбокомпрессоров средних
двигателей. Гермовыводы тросового управления, проходящего через
кабины, устроены в виде резиновых сердечников. В кабинах поддержи-
вается до высоты 7000 м давление, соответствующее высоте 2500 м.
Вся внутренняя поверхность герметических кабин и лаза покрыта
теплоизоляционным материалом АТИМ. Это слой оленьей шерсти толщи-
ной 10—12 мм, простеганный на марле. Со стороны обшивки самолета
приклеена влагоупорная ткань, а со стороны кабин — огнеупорное
полотно.
Стрелковое вооружение — первоначально 10 пулеметов УБ, потом
10 пушек Б-20Э калибра 20 мм и позже НС-23 в пяти башнях — две
в передней кабине, одна в задней, одна за ней и одна в кормовой кабине.
Пушки — в установках с дистанционным управлением, причем опери-
ровать всеми пушками одновременно может один человек с любого места
и в любом направлении. Бомбовый груз нормальный — 6000 кг, с пере-
грузкой — 8000 кг.
Масса йланера самолета — 15 196 кг, силовая установка — 14 270 кг,
стрелковое вооружение— 1890 кг, бомбовое — 407 кг. Масса пустого
самолета — 35 270 кг (первоначально — 34 520 кг). Нормальная нагруз-
ка: экипаж — 990 кг, боезапас— 1060 кг, бензин — 3480 кг, масло —
800 кг, бомбы — 6000 кг, полная — 12 330 кг. Нормальная полетная
масса — 47 500 кг.
Перегрузочная полетная масса в первом варианте — 54 500 кг.
При этом нагрузка достигает 19 230 кг за счет бензина — 8150 кг,
масла— 1030 кг и бомб — 8000 кг (восемь ФАБ-1000). В других пере-
грузочных вариантах перегрузочная масса достигает 60 900, 61500
и 65 000 кг и за счет бензина может доходить до 66 000 кг. Нормальная
посадочная масса ограничена 48 000 кг, но при особой необходимости
может быть и 60 000 кг с условием особо внимательной посадки.
Центровка всегда около 28 % САХ.
Имеет смысл привести данные по массам основных частей самолета,
поскольку они характерны и для других больших самолетов.
Фюзеляж — 3490 кг, центроплан — 6009 кг, консоли крыла — 952 кг,
хвостовое оперение — 688 кг, шасси — 4123 кг (в том числе главные
ноги — 2679 кг, передняя — 402 кг, пята — 42 кг), управление самоле-
388
и. Aj
265 кг, спецуправление — 669 кг, броня ГК — 515 кг (последние
щпы не вошли в массу планера самолета).
юность самолета, рассчитанная по Нормам прочности 1943 г.,
цяется коэффициентом расчетной перегрузки. При полетной массе
кг — 4,6, при массе 55 000 кг — 4,05, а при 65 000 кг — 3,56.
ярение в производство Ту-4 шло энергично и без задержек,
е 1947 г. состоялся первый полет первого серийного самолета
^Рыбко), вслед за ним — второго (М. Л. Галлай) и третьего
£•" Васильченко) '. Полные всесторонние испытания двадцати
кляров из первой серии продолжались почти два года, были изжиты
^уженные дефекты и в дальнейшем выпуск шел уверенно, без
-мнений. За несколько лет было выпущено достаточно много само-
tiTy-4, долго состоявших на вооружении.
аауменялся он как носитель и как заправщик. Было несколько моди-
“ИЙ в натуре и в проектах.
1949 г. по предложению ВВС был выпущен в одном экземпляре
Ь1Й образец серийного Ту-4 с радиолокационными прицелами для
рвого вооружения.
4ЛЛ («Летающая лаборатория»). В 1953 г. три самолета Ту-4
^•иеределаны со специальной целью испытания двигателей НК-12
Й их установки, взятой с другого самолета после катастрофы
лм экземпляром и гибели летчика А. Д. Перелета по причинам,
аым с силовой установкой. НК-12 был установлен на месте правого
«него двигателя АШ-73, со своими винтами большего диаметра,
^испытания были закончены в 1954 г., установка НК-12 отлажена
льнейшем служила на самолетах Ту-114. Оригинальность этого
Щтия заключалась в том, что НК-12 превосходил по мощности
более чем в пять раз, а его соосные винты по диаметру — при-
полтора раза.
ггывали: ведущий летчик-испытатель М. А. Нюхтиков и ведущий
> Д. И. Кантор.
транспортный десантный на 28 десантников. Был выпущен
экземпляре в 1954 г. Был его вариант на 52 человека.
D,— пассажирский вариант Ту-4, низкоплан, отличавшийся от него
фюзеляжем при той же силовой установке. Проектирование
ойка Ту-70 шли одновременно с Ту-4. Первоначально проекти-
я вариант «люкс» на 48 пассажиров при восьми членах экипажа.
Оказалось вполне возможным разместить (и достаточно просторно)
Д^кирских кресла при экипаже в шесть человек. Фюзеляж был
Ко увеличен в длину и в диаметре. В нем были все условия ком-
Терметизация кабин, отопление, вентиляция, кухня, холодиль-
ной полет Ту-70 был выполнен 27 ноября 1946 г. (летчик
*падчий), потом самолет был эффектно показан на Тушинском
3 августа 1947 г. и прошел всесторонние испытания, которые
Млай М. Л. Испытано в небе. М., Молодая гвардия, 1965, с. 162—230.
389
Рис. 249. Самолет Ту-75 и схемы самолетов Ту-70 и Ту-75
показали, что Ту-70 в полной мере удовлетворяет самым высоким тре-
бованиям к большому магистральному пассажирскому самолету. Очень
легко можно было выпускать его серийно в условиях массового про-
изводства Ту-4, с которым Ту-70 имел общих 3/4 частей и деталей.
Однако в послевоенный период еще не созрели условия для приме-
нения столь больших пассажирских самолетов. По масштабам воздуШ'
ных перевозок тех лет вполне достаточны были и 20—25-местные Ли-2,
390
и Ил-14. Самолеты 50-, 100-, 200-местные стали нужны, а потом
«необходимы лишь через десяток лет и начало этой новой эры в области
Ийдушных сообщений было у нас положено самолетом Ту-104 в 1956 г.
»<.Ту-75 (рис. 249) — транспортный вариант Ту-70, отличавшийся
ммыпой опускающейся «рампой» («грузовым люком») на нижней поверх-
кн-и задней части фюзеляжа. Крышка этого люка служила трапом
Kg вкатывания машин и грузов в фюзеляж, освобожденный от пасса-
Мских кресел. В этом транспортном варианте были снова введены
Каковые установки — кормовая, верхняя передняя и нижняя задняя.
ИЬйиячение самолета — перевозка 10 т груза или 120 десантников с их
И|ружением. Но и этот вариант серийно не строился, а опытный самолет
изменялся несколько лет для перевозок.
Itr80 (рис. 250) — ближайшее развитие Ту-4 того же назначения —
МЬНИЙ бомбардировщик, по сути дела — попытка несколько улучшить
Иза счет аэродинамики при силовой установке АШ-73ТКФН и том же
Ьбщем) крыле, которое было поднято (против Ту-70) и стало средне-
Ииоложенным.
консоли крыла устанавливались без поперечного V с целью умень-
Нн>: склонность к поперечной раскачке. Расположение экипажа было
Ижёно ввиду изменения конструкции передней части фюзеляжа.
Вдочиое и бомбардировочное вооружение по сравнению с Ту-4 усилено.
Ирбртовые смотровые выступы (блистеры) за крылом сделаны полу-
Иийенными. В целом различия были небольшие; конструкция была
НЙЙчена, крыло чуть увеличено, запас топлива увеличен на 15 %
Итев Ту-4, так как преследовалась цель увеличить дальность полета.
ИИЙЙвенное увеличение дальности было получено на Ту-85, а Ту-80
И’
391
остался промежуточным типом, не имевшим перспектив. Его первый
полет был 1 декабря 1949 г.
, Ту-85 (рис. 251) —четырехмоторный тяжелый дальний межконти-
нентальный бомбардировщик, развитие Ту-4 и Ту-80, значительно пре-
вышавший их размерами, массой и мощностью. Целью было получить
наибольшую дальность полета.
Это требовало крыла особо большого удлинения, крупных размеров
самолета и новых двигателей. Они были построены в ОКБ Владимира
Алексеевича Добрынина под маркой ВД-4К номинальной мощностью
3800 л. с и взлетной 4300 л. с., Х-образные, водяного охлаждения,
24-цилиндровые (четырехрядная Х-схема по шесть цилиндров). Диаметр
двигателя — около 1,4 м, длина (с редуктором и нагнетателем) —
около 2,5 м.
Это было пределом возможностей подобного класса поршневых
двигателей, в нашей практике таких не было. Двигатели удались и
были установлены на Ту-85 с четырехлопастными винтами. Параллельно
был выпущен двигатель АШ-2 А. Д. Швецова той же мощности, звездо-
образный 28-цилиндровый.
Проектирование и постройка самолета продолжались два года,
первый полет — 9 января 1951 г., а выпущен он был в начале 1950 г.
Доводки и испытания были продолжительные, но без особых осложнений.
Схема Ту-85 (рис. 252) — среднеплан с крылом площадью 273,94 м2
и размахом 56,0 м, удлинение— 11,4. Конструкция была шагом вперед
по сравнению с Ту-4. Обшивка крыла между лонжеронами была значи-
тельно утолщена (до 10 мм в основании) и упрочнена, за счет чего стали
значительно легче полки лонжеронов. Это еще не были несущие панели,
Рис. 251. Самолет Ту-85
392
^52. Схема самолета Ту-85
рт
Г
Йи
Ьаметное снижение возможной массы крыла при таком большом удли-
ШИ было достигнуто.
Конструкция фюзеляжа, оперения и других частей в основном
врряла Ту-4 и Ту-80.
вооружение—10 пушек НР-23 по схеме Ту-4, бомбовый груз —
иЙльный— 5 т, с перегрузкой — до 20 т (калибром до 9000 кг).
Ир бензина и масла — до 44 т. Экипаж—И —12 человек, а для
рты в две смены при особо дальних полетах — до 16 человек. Масса
jtoro самолета — 54 711 кг, полетная нормальная — 76 000 кг, пере-
рэчная — от 94 250 до 107 000 кг.
Кисоростьу земли достигала 459 км/ч, а на высоте 10 тыс. м — 638 км/ч.
йиость нормальная — 8850 км, а с грузом в 5 т бомб— 12 000 км.
ИгМ данные были очень хороши для 1949—1951 гг., и Ту-85 начали
Д^ЯТь в серийное производство. Однако быстрое развитие ТРД и
^Открыло совершенно новые возможности и вызвало резкое повы-
||у Требований ко всем классам самолетов. Скорости порядка 600 км/ч
^перестали удовлетворять заказчиков. Прямое крыло в бомбарди-
ЯШах должно было смениться стреловидным.
Ду85 был последний большой бомбардировщик с прямым крылом
ИрЦневыми двигателями, доведенный до возможного совершенства
рвя и интересен).
рШботы по его внедрению быстро прекратились. На смену этому
ДВУ шли бомбардировщики со скоростями сначала порядка 900 км/ч,
ВГом — и сверхзвуковыми.
Самолеты ОКБ С. В. Ильюшина
Самолет Ил-12
Пассажирский самолет (рис. 253) для воздушных линий средней
протяженности в различных климатических зонах и для полетов в слож-
ных метеорологических условиях. По схеме — низкоплан с двумя двига-
телями АШ-82ФН, потом — АШ-82Т, взлетной мощностью 1850 л.с. при
номинальной 1630 л.с. на границе высотности 2060 м. Винты — четырех-
лопастные АВ-9Е-91-03 диаметром 4,1 м, флюгерные с автоматическим
изменением шага.
Данные об этом и других самолетах ОКБ С. В. Ильюшина приведены
в табл. 32.
Конструкция — из Д16 с полотняной обшивкой элеронов и рулей,
содержащая элементы конструкции самолета Ли-2 (что было сделано
правильно). Фюзеляж — стрингерный полумонокок с толщиной обшивки
от 0,6 до 2,0 мм. Крыло профиля «Кларк-YH», на концах — К-4, пло-
щадь— 103,0 м2, удлинение 9,75, хорда центроплана — увеличенная
по сравнению с хордой консолей, поперечное V которых — 2°. Длина
САХ — 3593 мм. Конструкция крыла — трехлонжеронная, с многочислен-
ными стрингерами и фланцевыми разъемами консолей. Элероны щеле-
вого типа с 29 % аэродинамической и 100 % весовой компенсации,
на правом элероне триммер. Рули высоты — с 26 % осевой компенсации,
руль направления — с 23,6 %, на нем — триммер-флетнер.
Шасси с носовым колесом, с масляно-воздушной амортизацией.
Переднее колесо одиночное 770X330 мм, главные колеса парные
900X300 мм, на месте костыля — предохранительная опора с колесом
300Х 125 мм. База шасси —' 5184 мм, колея — 7920 мм. Уборка и выпуск
шасси — от гидросистемы, аварийная система выпуска — воздушная.
Нормальное время уборки и выпуска — 15—18 с. Управление самолетом
двойное, тросовое.
Фюзеляж снабжен тепло- и звукоизоляцией, а также и бытовым обо-
рудованием.
Подвеска двигателей — на резиновых буферах. В центроплане —
топливные баки емкостью 4170 л (2940 кг — нормальный запас), с до-
Рис. 253. Самолет Ил-12
394
IS1S4. Самолет Ил-12Д
отельными баками — до 6020 л. Автопилот АП-42А. Пилотажные
оры — у обоих летчиков.
эдлолет Ил-12 был начат проектированием еще во время войны
«йциативе Ильюшина, одобренной правительством, построен с ди-
ви АЧ-31 в 1945 г. (первый полет 15 августа В. К. Коккинаки).
До АЧ-31 оказались недоведенными и были приняты АШ-82ФН,
бремя хорошо налаженные в производстве и отлично показавшие
^В, эксплуатации. В них не использовалась вторая ступень нагне-
.^излишняя для пассажирского самолета без герметической кабины,
ай полет с АШ-82ФН был 9 января 1946 г. В 1947 г. на Ил-12 были
^шенствованы противообледенители крыла, оперения, винтов и
рих стекол кабины летчиков. Выполнение этих требований по-
за собой увеличение массы самолета на 260 кг и снижение макси-
ЮЙ скорости на 15—20 км/ч, но потом удалось эту потерю несколько
О'
ть.
1Молет по размерам фюзеляжа, прочностным, летным характе-
кам был рассчитан на 27—32 пассажира (9 рядов по 3 места в ряду
— по 4), на коммерческую нагрузку 2565 кг и взлетную массу
I кг. С этими данными и начиналась его эксплуатация. Однако
/одной из катастроф (причины которой установить не удалось)
введены временные ограничения: взлетная масса была снижена
100 кг, число пассажирских мест до 21 и соответственно снижена
веская нагрузка.
^ктика дальнейшей эксплуатации показала ошибочность этих
Меняй, и они были сняты.
^12 строился серийно в 1946—1949 гг. и применялся на аэролиниях
Лзнообразных воздушных перевозок, в Арктике и в Антарктике;
.Полеты за границу.
Н2Т — грузовой транспортный вариант, без пассажирских сиде-
ли перевозки 3500 кг груза.
М2Д (рИС.
254) — десантный вариант со стрелковой установкой
ХУ — экранированной турелью с одним пулеметом УБТ (иногда
395
без турели); со скамьями вдоль бортов и приспособлениями для сброса
37 парашютистов (через дверь сзади в левом борту) или же для пере-
возки 3000 кг груза.
Скорость Ил-12 у земли была в пределах 359—375 км/ч на номиналь-
ной мощности, скорость на высоте 2050—2250 м составляла 384 ____
407 км/ч, рейсовая на высоте 3000 м — 300—320 км/ч и практическая
дальность—1150 км. Предельная техническая дальность без платной
нагрузки могла достигать 3230 км.
Самолет Ил-14
Пассажирский самолет (рис. 255) совершенно того же назначения,
что и Ил-12, его дальнейшее развитие с целью повышения безопас-
ности, а также регулярности полетов, улучшения летных характеристик
путем новой аэродинамической компоновки крыла. Первый полет был
выполнен 1 октября 1950 г. Самолет прошел испытания и был окончатель-
но утвержден и рекомендован к серийной постройке в 1953 г.
В отличие от Ил-12 в эталонный образец, названный Ил-14П (пасса-
жирский), были внесены следующие изменения.
Центроплан уменьшен по хорде, но с сильно развитыми зализами;
площадь крыла стала 100,0 м2, удлинение—10, профиль — СР-5.
Двигатели установлены АШ-82Т (транспортные невысотные) с началь-
ным ресурсом 500 ч, с уменьшенным расходом топлива. Винты АВ-50
четырехлопастные, с автоматическим изменением шага, флюгерные;
время флюгирования 4—5 с (вместо 15—18 с в Ил-12). Бензобаки —
только в консолях крыла. Вертикальное оперение увеличено для улучше-
ния путевой устойчивости.
Это дало преимущества: возможность продолжения полета на одном
двигателе сразу же после отрыва, со скоростью у земли 292 км/ч (вместо
249 км/ч у Ил-12); улучшились устойчивость и управляемость при полете
на одном двигателе. Противообледенители стали более эффективными.
Скорость возросла на 30—35 км/ч, а километровый расход топлива
396
зялся на 18—38 %. Рейсовая скорость на высоте 2200 м стала 320 км/ч,
мцподъемность у земли — 5,3 м/с вместо 4,25 м/с у Ил-12. Самолет
уценивал возможность полета на одном работающем двигателе
душенным шасси, на номинальной мощности, без снижения. Кстати,
рому времени появилась и лучшая радиоаппаратура. Безопасность
шра значительно повысилась. Самолет мог эксплуатироваться на
Ц^Овых аэродромах.
В? '
Р* Самолет Ил-14 и схемы его модификаций
397
Располагаемая пассажировместимость, определяемая размерами
фюзеляжа (которые не отличались от Ил-12), была сохранена в преде-
лах 27—32 человека. Эксплуатация самолета началась в период, когда
действовали установленные для Ил-12 временные ограничения. Они вна-
чале распространялись и на Ил-14, но вскоре были отменены.
Модификация Ил-14М с удлиненным на 1 м фюзеляжем располагала
32—36 пассажирскими местами (был вариант на 40 мест). Самолет
Ил-14М строился на заводах ЧССР и ГДР в вариантах на 36—40 мест
(в ГВФ эксплуатировался 32-местный).
Ил-14П строился у нас серийно до 1 января 1958 г., затем в ГДР
и в Чехословакии. Он широко применялся на аэролиниях большой по
тому времени протяженности (Москва — Прага, Москва — Адлер и др.)
в вариантах Ил-14П и Ил-14М. В ГДР в самолет были внесены улучше-
ния, от которых масса его конструкции немного снизилась, были улуч-
шены его отделка и звукоизоляция.
Рейсовая скорость стала 347 км/ч, дальность полета с 18 пассажи-
рами— 2150 км, с 26 пассажирами— 1500 км с резервом топлива.
Техническая же дальность без платной нагрузки — 3200 км, взлетная
дистанция с набором высоты 25 м — 1020 м, посадочная — 860 м.
Конструкция Ил-14 частично повторяет Ил-12. Можно отметить
попытку в 1953 г. заменить мягкие баки в крыле герметической пленкой
по внутренней поверхности его отсеков и тем самым образовать «крыло-
бак». Применялись лак, клей РА-6 (типа БФ-4) и пленка «бутафоль»
в заклепочных швах, причем дуралюминовые заклепки были применены
специальные: с чечевичной головкой и коническим стержнем. Шаг их
был минимальным (головки почти соприкасались), швы — двух- и трех-
рядные. Вся эта работа была очень сложной и трудоемкой и конструкция
не получила распространения, хотя и была вполне удовлетворительной.
Ил-14 имел до 10 модификаций, кроме тех, что делались в ГДР и ЧССР.
При тех же размерах и конструкции они различались оборудованием
и отдельными деталями.
Ил-14Т — транспортный и грузовой вариант, без пассажирских си-
дений, с увеличенной дверью в левом борту. Полетная масса была
установлена 17 500 кг. Летные качества не отличались от Ил-14П.
Ил-14ФК — аэрофотосъемочный вариант с совершенным оборудова-
нием. Летные качества те же.
Ил-14Д — десантный вариант со скамьями вдоль бортов и соответ-
ствующим оборудованием. В остальном — как Ил-14Т.
Ил-18 (первый с этим названием) (рис. 256). Пассажирский и транс-
портный самолет для магистральных аэролиний на 66 пассажиров и
900 кг багажа и груза при пяти-шести членах экипажа, с четырьмя
двигателями АШ-73 по 2300 л.с. без турбокомпрессоров с четырех-
лопастными винтами. Предполагавшиеся АШ-73ТК не были готовы.
Конструкция цельнометаллическая. По классу, назначению, размерам
и двигателям он очень точно соответствовал самолету Ту-70 и тоже
был выпущен в 1946 г., но на три месяца раньше. Фюзеляж круглого
сечения с герметизированной кабиной. Ил-18 вполне удовлетворял тре-
бованиям того времени к большому пассажирскому лайнеру.
398
Рис. 256. Самолет Ил-18
17 августа 1946 г. состоялся первый полет, а 30 июля 1947 г. были
благополучно закончены его первичные испытания, но дальше дело не
пошло и на вторичные испытания он не предъявлялся. Двигатель
АШ-73ТК так и не был получен.
Для 1947 г. такой самолет опережал свое время. Еще не созрели
условия для крупных пассажирских перевозок. Тогда нас вполне устраи-
вали такие самолеты, как Ли-2, Ил-12 и Ил-14, а Ил-18 возродился
в следующем типе под тем же названием через десять лет. Кроме того,
аналогичный самолет Ту-70 имел перед ним существенное преимущество
в том, что две трети его деталей были взяты от массового самолета
Ту-4, но в производство Ту-70 не был запущен по тем же причинам.
После Ил-18 в ОКБ Ильюшина разрабатывался по заданию 1955 года
проект самолета Ил-16 на 80—85 пассажиров под четыре ТРД по 3750 кгс
тяги, которые должны были обеспечить скорость до 800 км/ч и дальность
до 3000 км при повышенной степени безопасности. Но Аэрофлот отказал-
ся от этого типа самолета й разработка проекта была прекращена при
80 % готовности чертежей.
Причиной отказа послужило появление проекта Ту-104, который раз-
рабатывался на базе Ту-16 и вследствие этого по срокам значительно
опережал разработку Ил-16. В 1949 г. был выпущен десантный планер
Ил-32 на 7000 кг груза. Строился небольшой серией в 1950 г.
399
Рис. 257. Самолет Ил-22 и его схема
Ил-22 (рис. 257) — первый реактивный самолет ОКБ С. В. Ильюшина,
с четырьмя ТРД ТР-1 А. М. Люлька, с тягой 1300 кгс. По назначению —
экспериментальный реактивный бомбардировщик для решения ряда
проблем реактивной авиации.
Схема — среднеплан, почти высокоплан с однокилевым оперением,
на низком шасси с носовым колесом. Двигатели подвешены под крылом
почти вплотную к нему на коротких широких пилонах. Крыло — прямое,
трапециевидное, панельной конструкции. Колеса шасси убирались в борта
фюзеляжа, носовое — в фюзеляж движением назад. Носовая часть
фюзеляжа застеклена, без выделяющегося фонаря.
Вооружение: одна пушка НС-23 в носу вперед, одна НС-23 в кормовой
установке и две Б-20 в верхней башне. Бомб нормально 2000 кг, макси-
мально — 3000 кг (в одной бомбе) в бомбоотсеке. Экипаж — пять чело-
400
. летчики, штурман-бомбардир, стрелок-радист в башне и стрелок
Бсвосте. Оборудование: радио-, и фото.
Полетная масса по проекту — 24 000 кг, но на испытаниях она была
кпаиичена 20 000 кг, поскольку предполагались двигатели с тягой
|Ю0 кгс, но ОКБ А. М. Люлька еще не смогло их дать. Поэтому были
впаничены полетная масса, время полета (1 ч 25 мин) и дальность
Ьцрта (865 км). Скорость — 656 км/ч у земли и 718 км/ч на высоте.
Еие данные не были полноценными и разбег был велик—1144 м.
fy двигателей так и не удалось довести до проектной, и поэтому Ил-22
^государственные испытания не предъявлялся. Его первый полет был
диюля 1947 г., 3 августа самолет был показан на Тушинском параде.
Кытания проводились с 24 июля по 22 сентября 1947 г. (В. К. и
Вик. Коккинаки). Второй этап испытаний был завершен в феврале 1948 г.
КИЛ-22 послужил лишь для накопления опыта, реализованного вскоре
Нвд-28. Потом Ил-22 был помещен на выставке в демонстрационном
ИЬ БИТ. Разрабатывался проект фронтового бомбардировщика Ил-24
Ий^ырьмя двигателями РД-45 в двух спарках под крылом.
ИГ Самолет Ил-28
Ивронтовой бомбардировщик (рис. 258), предназначенный для на-
Ммия бомбовых ударов в прифронтовых тылах противника, с двумя
ИгВК-1А по 2700 кгс тяги, трехместный, цельнометаллической конст-
Кр. Идея такого самолета возникла после окончания Великой
Ивественной войны, когда повсюду началось переоснащение, сначала
Кшой, а потом и гражданской авиации реактивными самолетами
Иней поршневых, что обеспечивало резкий скачок в летных качествах.
Ныцой расход топлива первоначально ограничивал продолжительность
М|Дьность полета, но вскоре и эти показатели поршневых самолетов
Им перекрыты благодаря резко возросшей скорости и улучшению
и ТВД.
НВнщьше всего этот процесс пошел в истребителях, где уже в 1950 г.
И»,Достигнута и превзойдена скорость звука, а затем в ближних бом-
Имровщиках. У нас первым шагом была замена ПД на ТРД для его
Иканий на самолете Ту-2, за которым последовали Ту-12, Ту-14
^КРКБ С. В. Ильюшина работа над таким же самолетом была начата
задания, по своей инициативе. Результатом ее был самолет
^Икч Превзошедший Ту-14 по качествам и потому занявший место
МвЦвого бомбардировщика. За Ту-14 остались функции торпедо-
ИКт. е. меньшие масштабы применения.
Ил-28 (рис. 259) — высокоплан с трапециевидным крылом,
^И^гателями под ним, со стреловидным однокилевым хвостовым
^ВКНИем- при прямой передней кромке крыла. Бомбовая нагрузка —
кг (нормальная — 1000 кг) в фюзеляже на внутренней подвеске.
^И^<овое вооружение: две неподвижные пушки НР-23 в низу носовой
фюзеляжа с 200 снарядами и две подвижные НР-23 в кормовой
ИрОвке с 450 снарядами.
401
Рис. 258. Самолеты Ил-28 (вверху) и Ил-28Р
Рис. 259. Схема самолета Ил-28
402
v .Конструкция самолета в основном из дуралюмина Д16-Т. Толщина
цугов обшивки фюзеляжа 1,0—1,5 мм, крыла 2—4 мм. Клепка обшивки
тайная. Шпангоуты фюзеляжа (его поперечное сечение — круг) —
*»мпованные из листов, стрингеры — прессованные профили. Каркасы
ЭНарей кабин — литые из магниевого сплава.
йМеста экипажа бронированы, оба сиденья катапультируемые. Си-
шдо летчика — с 10-миллиметровой стальной бронеспинкой, чашка
Йенья — из 6-миллиметровой стали. Сиденье штурмана с такой же
№кой и бронеспинкой в 10 мм, стальной в нижней ее половине, и в 32 мм,
Ьалюминовой в ее верхней половине. Сиденье кормового стрелка
Ькатапультируемое) защищено 8-миллиметровой стальной броней, при-
иааюшей боезапас спереди и сзади, и смотровыми бронестеклами
йининпй 102 мм (заднее) и 68 мм (боковые). Кроме того, под сиденьями
ирмана и стрелка дуралюминовые листы в 10 мм. Масса брони 454 кг.
Дового бронестекла у летчика не было.
(Жабины герметизированы уплотнительными пленками в заклепочных
Выводы проводок — через резиновые шарики. Тепло- и звукоизо-
Ья кабин— материалами АТИМ-Х и АНЗМ. Крыло профиля СР-5С
|Ж-ной толщины, установленное под углом 3°, двухлонжеронное моно-
Ичное. Полки лонжеронов и набор стрингеров — прессованные профили
довые, корытные (трапециевидные) и углобульбовые. Лонжероны
резаны по нейтральной оси их стенок. Нервюры состояли из верхних
Июкних полок-балочек. Вся эта основная кессонная часть крыла де-
Ыйсь технологически на верхнюю и нижнюю половины, изготовляв-
ия самостоятельно, с применением открытой групповой клепки,
|го было очень удобно и целесообразно), с большой степенью точности
Йготы. Обе половины соединялись болтами через угольники стенок
Шевронов по нейтральной линии. К этому кессону присоединялись на
гах носок и хвостовая нижняя части крыла.
аналогичной была конструкция стабилизатора и киля. Закрылки
ШЛИ также цельнометаллические. Удлинение крыла — 7,55, сужение —
Д Поперечное V по передней кромке — 0°38'.
ИВйОщадь крыла — 60,8 м2. Конструкция самолета отличалась техно-
ИЦКй остью.
^Ввигатели подвешены под крылом в гондолах, передние части
НнМх легкосъемные для доступа к двигателям. Пять топливных баков
В*й емкостью 7908 л — в фюзеляже перед и за крылом. Баки мягкие
Вотированные. Смазка заливается в особые резервуары на двига-
Е- Управление газом тросовое, запуском — электрическое. Все
ИКйение и контрольные приборы — у летчика.
ВРесси с воздушно-масляной амортизацией, смесь спиртоглицери-
Мп Передняя нога убирается назад в фюзеляж, ее колеса спаренные
180 мм (позже — 600X 155 В), ход амортизации — 400 мм. Главные
Иг йод гондолами, убираемые вперед, в гондолы с поворотом на
далашмя), колеса 1150 X 355В тормозные, ход амортизации — 300 мм.
Шильное давление воздуха (без обжатия) в передаем амортизаторе —
Джтс/см2, в главных — 32 кгс/см2. Давление в пневматиках передних
4,5 кгс/см2, главных — 7—8 кгс/см2 (при перегрузке). Уборка
В 403
и выпуск — от пневмосистемы под давлением 55 кгс/см2. Система тормо-
жения и управления закрылками гидравлическая. Воздух — от компрес-
соров АК-150 на двигателях.
Выпуск шасси, торможение и опускание закрылков дублируются
независимой системой от аварийного баллона.
Управление самолетом смешанное: элеронами — жесткое, рулями
высоты и триммерами — в основном тросовое, триммерами руля направ-
ления и правого элерона — электрическое.
Электрооборудование самолета питалось от двух стартер-генераторов
ГСР-9000 (потом СТГ-12000) на двигателях и двух аккумуляторов
12-А-ЗО в фюзеляже.
Радио- и аэронавигационное оборудование обеспечивало возможность
полета в сложных метеоусловиях и ночью.
Системы воздухопитания кабин, вентиляции и отопления объеди-
нены, воздух поступает от компрессоров двигателей' через фильтры.
До высоты 2000 м воздух нагнетается в кабины скоростным напором.
В кормовой стрелковой установке Ил-К6 управление поворотом оружия
дистанционное, с помощью следящей потенциометрической системы,
управляющей гидроприводом.
В бомбовый отсек фюзеляжа (под крылом) могут подвешиваться
разные бомбы до ФАБ-3000 (в перегрузку). Управление створками
бомболюка — от самолетной воздушной сети с аварийным баллоном.
Применялись стартовые ускорители взлета ПСР-1500-15 с тягой 1650 кгс
в 13 с. Масса одного— 132 — 246 кг (снаряженного).
Площадь компенсации элеронов 25,4 %, рулей высоты — 26 %,
руля направления — 27,5 % их площади.
Масса пустого самолета— 12 890 ( + 0.75 %) кг. Нормальная взлет-
ная— 18 400 кг, максимальная взлетная — 23 200 кг. Масса полной
нагрузки — 5510—10 310 кг. Центровка — 19,8—21,4 % САХ.
Летные данные: скорость у земли — 786 км/ч, на высоте 5250 м —
848 км/ч; на боевом режиме у земли — 800 км/ч, на высоте 4500 м —
905 км/ч; время набора высоты 5000 м — 6,5 мин, 10 000 м— 18 мин,
скороподъемность у земли— 15 м/с, дальность полета — до 2400 км
на высоте 10 000 м и скорости 700 км/ч. Разбег — от 875 до 965 м
(с перегрузкой), пробег — 920 м (с торможением).
Удельный расход топлива 1,06 кг топлива/кгс тяги в час; 6,34 —
2,80 л/км; 4750— 1615 л/ч.
Первый полет Ил-28 был 8 июля 1948 г. (летчик В. К. Коккинаки).
Самолет с успехом прошел все испытания и в больших количествах
строился. Его летные качества долгое время оставались на высоте тре-
бований к данному классу самолетов, а самолеты, казалось бы, более
прогрессивные, например, со стреловидным крылом, не могли показать
перед ним существенных преимуществ.
Некоторое количество Ил-28 со снятым вооружением применялось
в Аэрофлоте в качестве почтовых и транспортных.
Было несколько модификаций, выпущенных в 1950—1951 гг.
Ил-28Р (рис. 258) — разведчик с дополнительными топливными бака-
ми на концах крыла и баком в бомбоотсеке.
404
Я-28Т — торпедоносец с подвеской двух торпед в удлиненном
дртсеке.
1-28У (рис. 260) — учебно-тренировочный вариант с носовой каби-
Гучлета взамен штурманской. Применялся длительное время.
Мл-28 с приспособлением для буксировки мишени и ее отцепления
Еадухе, смонтированным под крайней точкой кормовой стрелковой
мовки. Разрабатывался, но не строился вариант Ил-28С со стреловид-
Ш^лом.
К, Работы Р. Л. Бартини
Ei л
ШуНачале войны в Сибири было организовано специальное ОКБ
Ц^црартини для создания реактивных истребителей-перехватчиков.
Ддои разработаны два проекта. v
Нг>.— сверхзвуковой одноместный истребитель типа «летающее
Hw» с крылом малого удлинения с большой переменной по размаху
Иадидностью передней кромки, с двухкилевым вертикальным опере-
КМ концах крыла и с однолыжным убираемым шасси. Силовая
Ип*ВКа была скомпонована по принципу газодинамического слия-
Щрсущих и тянущих устройств — слияния двигателя и крыла. Это
ВВется превращением внешних отсеков крыла в плоские прямо-
Вг6 комбинированные двигатели, в которых применялась инжек-
НЙРздуха перегретыми парами топлива и окислителя с рекупе-
gfl' внутреннего и внешнего нагрева поверхности конструкции.
МН — зенитный истребитель-перехватчик с четырьмя ЖРД В. П.
по 300 кгс тяги, со стреловидным крылом (33 0 по передней
№?);> имеющим управление пограничным слоем для увеличения
Вупнамического качества крыда; шасси — одна убираемая лыжа.
К 405
Были разработаны аэродинамические про-
фили «R» и, в частности,— профили с от-
сосом пограничного слоя. К самолету раз-
рабатывался инфракрасный локатор. В раз-
работке проекта участвовали: по техно-
логии — Е. П. Шекунов, по прочности —-
В. Н. Беляев, по локатору — К. Е. Поли-
щук. Разумеется, такие далеко опережав-
шие свое время проекты в те годы осуществ-
лены быть не могли.
Кроме того, Р. Л. Бартини составил
доклад о применении реактивных двига-
тельных установок в авиации и об органи-
зации исследовательских работ и опытного
строительства в этой области. Осенью
1943 г. ОКБ было закрыто. В 1944—
Роберт Людовикович Бартини 1946 гг. Р. Л. Бартини работал над проекта-
ми гражданских самолетов.
Т-107 (1945 г.) (рис. 261) с двумя двига-
телями АШ-82 — пассажирский самолет-среднеплан с двухэтажным гер-
метизированным фюзеляжем и трехкилевым оперением. Этот проект был в
МАПе сначала забракован, но потом после обсуждений в экспертной
комиссии утвержден, и самолет был рекомендован к постройке в 1945 г.,
но не строился, поскольку уже был принят Ил-12.
Т-108 (1945 г.) — легкий транспортный самолет с двумя дизелями по
340 л. с., двухбалочный высокоплан с грузовой кабиной и неубираемым
шасси. Не строился.
Т-117 (см. табл. 32) — магистральный транспортный самолет с
двумя двигателями АШ-73 по 2300/2600 л. с. Схема — высокоплан
с очень широким фюзеляжем, поперечное сечение которого образовано
тремя пересекающимися окружностями. Вся омываемая поверхность
самолета была дана аналитическими уравнениями профилей «R».
По проекту это был первый самолет, позволявший перевозить танки
и грузовики. Но, кроме этого, основным вариантом был герметизиро-
ванный. Три окружности его поперечного сечения, связанные стенками
«коридора» (рис. 261), обеспечивали возможность создания гермети-
ческого фюзеляжа, наружные круговые поверхности которого могли
выдерживать любое расчетное давление, как в фюзеляже круглого сече-
ния. В грузовом варианте отсутствовали стенки или стойки коридора
и получалось помещение шириной около 4,8 м и высотой до 2,5 м.
С учетом конструкции полная наружная ширина фюзеляжа достигала
5 м и высота — до 2,9 м. Получался универсальный многоцелевой
тип транспортного самолета.
В его пассажирском варианте могли быть три компоновки: «А»
на 42 пассажира с дальностью полета в 1600 км, «Люкс» — на 16 пас-
сажиров, размещенных в 12 одно- и двухместных кабинах. Все кабины,
как и общие пассажирские салоны, располагались по бокам среднего
коридора герметизированного фюзеляжа. В санитарном варианте
406
Wl. Проект самолета Т-107 и схема
Иного сечения фюзеляжа самолета
Ж
S’
Р перевозиться 60 раненых на носилках, В варианте «Г» — гру-
К* без герметизации и без внутренних перегородок и кабин —
ИДем большом грузовом помещении можно было перевозить до
Игсантников или шесть автомобилей.
РЬмбтрукция — цельнометаллическая, очень технологичная. В си-
Дг^становке и в оборудовании было много элементов новизны, в
IWfctH ряд устройств для обслуживания двигателей в зимних усло-
В^Были термические противообледенительные устройства в крыле
Е^Нии, мягкие баки и многое другое.
Проект самолета был готов уже осенью 1944 г., весной 1946 г.
Ргайлен в МАП. После положительных заключений ВВС и ГВФ,
^Ходатайств и писем ряда выдающихся деятелей авиации (М. В. Хру-
Г. ф. Байдукова, А. Д. Алексеева, И. П. Мазурука и др.)
^Утвержден, и в июле 1946 г. была начата постройка самолета
ртВОде, где вновь было организовано ОКБ Бартини.
407
В июне 1948 г. постройка почти готового (на 80 %) самолета
была прекращена, поскольку двигатели АШ-73 надо было беречь для
Ту-4 и имелся самолет Ил-12. Опять последовали многочисленные хода-
тайства работников ВВС и ГВФ о выпуске Т-117, но постройка его
так и не была завершена.
Т-200 — специальный тяжелый военно-транспортный и десантный
самолет, высокоплан с фюзеляжем большой емкости, обводы которого
образованы крыльевым профилем, а задняя кромка, раскрываясь вверх
и вниз, между двумя хвостовыми балками, образовывала проход шириной
5 м и высотой 3 м для крупногабаритных грузов. Силовая установка_
комбинированная: два поршневых звездообразных четырехрядных дви-
гателя АШ по 2800 л. с. (будущих) и два турбореактивных РД-45 по
2270 кгс тяги. Предусматривалось управление пограничным слоем
крыла, хорда которого — 5,5 м (вариант Т-210). Установка-стенд для
отсоса пограничного слоя была построена и на ней были проведены
испытания.
Было спроектировано специальное лыжно-колесное шасси повышен-
ной проходимости.
Проект разрабатывался в 1947 г., был утвержден, и самолет в
tqm же году рекомендован к постройке, однако он не строился из-за
закрытия ОКБ.
В 1952 г. Бартини был назначен начальником отдела перспектив-
ных схем института.
Производились исследования по профилям «R», по управлению
пограничным слоем на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях, по теории
пограничного слоя, по регенерации пограничного слоя силовой уста-
новкой самолета, сверхзвукового крыла с самосбалансированием его
при переходе на сверхзвук. У крыла этого типа балансировка достигалась
без потерь в аэродинамическом качестве.
В 1945—1961 гг. Бартини было разработано пять проектов само-
летов полетной массой от 30 до 320 т разного назначения (проекты
«Ф», «Р», Р-АЛ, «Е» и «А»).
Проекты привлекли большое внимание.
Работы ОКБ О. К. Антонова
6 марта 1946 г. приказом по МАП было образовано ОКБ по граж-
данским и транспортным самолетам и главным конструктором его был
назначен О. К. Антонов. Первым заданием был специализированный
сельскохозяйственный самолет СХА-1, позже названный Ан-2.
Данные по работам ОКБ О. К- Антонова приведены в табл. 33.
Олег Константинович Антонов (1906—1984) родился 7 февраля
1906 г. под Москвой и уже в 20-х годах приобрел определенную из-
вестность своими работами по планерам, а в 1930 г. после окончания
Ленинградского политехнического института по авиастроительной спе-
циальности был приглашен в Москву для организации Центрального
конструкторского бюро по планерам. В 1933 г. он стал главным кон-
408
уктором Планерного завода1. Им
дан целый ряд планеров самого
иообразного назначения. Вот их
олный перечень: ОКА-1, ОКА-2,
Д-З, «Стандарт-1», «Стандарт-2»,
Д-6 («Город Ленина»), «Упар»
Q2, серийный), «Рот-Фронт-5»,
i6, РФ-7 (на нем в 1939 г. О. Кле-
овой установлен международный
Орд дальности — 749 км за 8 ч
1ЙвйН, много лет непревзойденный),
Я (буксировочный, серийный),
4, БС-5, А-2, «Массовый-4», УС-5,
"{• грузовой А-7 (РФ-8), А-9,
неметаллические А-11, А-13, А-15
угие, всего — не менее 36 типов
ёров, часть которых строилась
|но, на некоторых были поставле-
^корды. А-7 во время Великой
ветвенной войны использовался
Снабжения партизан. На базе
|^ГА*13 после войны были созданы
фанеры Ан-11М и Ан-13М (рис. 262) с ТРД А. М. Люлька (тяга
Олег Константинович Антонов
ДОвершенно оригинальной была еще одна работа О. К. Анто-
жо планерам «Крылья танка» — буксировочный планер-биплан
Иьля перевозки по воздуху танка, присоединенного к планеру с
Ййением планера из танка (описан в гл. 2).
^рвыми работами О. К. Антонова по самолетам были планерлет
(ОКА-33) в 1936 г.2 и легкий самолет ОКА-38 в двух вариан-
связном (СС) и санитарном (№ 2) (описан в гл. 1).
Н943—1945 гг. О. К- Антонов работал в ОКБ А. С. Яковлева.
Самолет Ан-2
Югоцелевой самолет мирного назначения. Он оригинален прежде
Тем, что схема его — расчалочный биплан — теперь уже почти
йечается, но, как показала жизнь, вовсе не устарела. Она была
la вдумчиво. Проектирование самолета было начато О. К. Анто-
задолго до организации его ОКБ, еще в 1940 г., продолжалось
бедующие годы одновременно с работой по ОКА-38. По заданию
Лягалась установка двигателя АШ-21 в 570/700 л. с. Однако по
Из истории авиации и космонавтики. Изд. Советского Национ. объединения
^естествознания и техники. М„ 1967, вып. S, с. 34—43. «Самолет», 1935,
‘Шавров В. Б. История конструкций самолетов в СССР до 1938 года. М.:
построение, 1985, с. 587—588.
409
четам конструктора наивыгоднейшим был двигатель АШ-62ИР в
уЮОО л. с. Первый полет был 31 августа 1947 г. (летчик Н. П. Воло-
испытания шли до июля 1948 г. по настоянию конструктора с
КЯ сменными винтомоторными группами. Самолет был принят с
-62ИР к серийной постройке под названием Ан-2. Самолет испыты-
ЗЯ в сельскохозяйственном варианте, но уже тогда выяснилась воз-
[ность и других областей его применения, прежде всего как транспорт-
) И пассажирского. Он явно становился многоцелевым. В связи с этим
g увеличена норма его платной нагрузки — вместо первоначальных
Кг были приняты 2000 кг (что О. К. Антонов и предвидел).
liH-2 (рис. 263) — крупносерийный самолет со многими вариан-
I, но без изменения его основной схемы и конструкции '.
инструкция — металлическая из Д16-Т (оВр = 41...43 кгс/мм2),
(ДТ (плакированного) с полотняной обшивкой крыльев, рулей,
1<лков и элеронов. Моторама и шасси — из стали ЗОХГСА
= 140±Ю кгс/мм2). Ленты-расчалки — из стали 45А (овр =
L.90 кгс/мм2, о^Н %) диаметром: несущие — 14 мм, поддер-
юшие — 11 мм. Фюзеляж — полумонокок балочно-стрингерного
ней —
боков
пасса-
рангоуты — листовые с отбортовками. Обшивка — работающая,
Йной 0,6— 1,2 мм, в передней и средней частях фюзеляжа — 0,8
се заклепки по обшивке — с чечевичной головкой, из Д-18, диа-
И 2,6—3 мм.
[левом борту — большая грузовая дверь 1,53X1,46 м, а в
1йя пассажирская. Фонарь кабины летчика — выпуклый с
Ибзора назад и вниз. Внутренние размеры грузовой (и
!рй) кабины — 4,1X1,6X1,8 м (высота), в ней 10 круглых иллю-
оров.
робка крыльев — одностоечная, стойки I-образные. Площадь
WD крыла — 43,55 м2, нижнего — 27,96 м2, полная — 71,51 м2.
(Ль их — Р-П-ЦАГИ 14 %-ной толщины.
ылья двухлонжеронные. Лонжероны (на 15 и 60 % хорды) дву-
Ого сечения, их полки образованы прессованными угольниками.
Ийхнем крыле — автоматические предкрылки, щелевые зависающие
1Ы и закрылки, на нижнем — щелевые закрылки. В верхнем
;Н- шесть топливных баков на 1200 л (900 кг) бензина.
Йнцадь горизонтального оперения — первоначально 11,38 м2.
16 •— 12,28 м2, вертикального — 5,85 м2. Левый элерон, левый, руль
4 и руль направления — с триммерами. Полотняная обшивка кре-
\К фасонным полкам нервюр посредством алюминиевой полоски,
Данной в паз полки.
асси — пирамидальной схемы, колеса — полубаллонные, глав-
? 800X260 м, хвостовое — 470X210 мм. Лыжи специальные,
•Дченко И. В., Крамчанинов В. П., Дубринский В. П. Самолет Ан-2. М.,
т Аэрофлота, 1959. Руководство по летной эксплуатации самолета Ан-2 М ’
,т Аэрофлота, 1958. ’ ’’
411
дуралюминовые, прямоугольные в плане, снабженные тормозными гре.
бешками с пневмоуправлением ими. Площадь главных лыж — 2,18 м2
хвостовой — 0,6 м2.
Широко применены штамповки из стали и алюминиевых сплавов
Управление самолетом — двойное, смешанное, тросами и тягами
В оборудование самолета входит противообледенительная жидкостная
система винта и остекления фонаря.
Масса двигателя АШ-62ИР — 567 кг. Винт первоначально был
В-509А-Д7 3,6 м с четырьмя деревянными лопастями «саблевидной»
формы, смененный затем на винт АВ-2.
Масса пустого самолета без оборудования кабины — 3250 кг, взлет-
ная нормальная — 5250 кг, взлетная максимальная — 5500 кг, поса-
дочная максимальная — 5250 кг, устройства для опыления—135 кг,
для опрыскивания—120 кг, бензина (в с.-х. варианте) — 300 кг,
масла — 50 кг. В грузо-пассажирском варианте, с сиденьями, масса
пустого самолета — 3320 кг, экипаж—160 кг, бензин и масло — от
300 до 900 кг, платная нагрузка—1515 кг. Химикаты — от 1405 до
1500 кг.
Коэффициент разрушающей перегрузки — 5,61, для шасси — 4,39,
для поплавков — 5,18. Длина САХ — 2269 мм, диапазон центровок
17—33 % САХ, на поплавках—19,2 % САХ. Все это — при полетной
массе 5500 кг.
Скорость максимальная у земли — 239 км/ч, на поплавках —
223 км/ч, на высоте 1500 м — соответственно 256 и 233 км/ч, скорость
отрыва — 70 км/ч, набора высоты — 140 км/ч, посадочная 69—85 км/ч,
скороподъемность — 3,1 м/с, взлетная дистанция с набором высоты
10 м — от 300 до 320 м, с набором высоты 25 м — 540 м. Время набора
высоты 1000 м — 5,4 мин, 3000 м — 16 мин.
Бипланная схема самолета Ан-2 с мощной механизацией крыльев
позволила достичь очень малой взлетной и посадочной скоростей
и обеспечила применение самолета на неподготовленной местности, на
любых площадках, где до него могли действовать только самолеты
У-2, По-2, Як-12 и другие легкие самолеты с двигателями в 100—200 л. с.
Расход бензина — от 118 до 185 кг/ч, что дает от 0,55 до 0,75 л
на 1 км пути (0,4—0,53 кг на 1 км).
Выход на эксплуатацию самолетов Ан-2 начался с августа 1948 г.
К январю 1987 г. на них перевезено более 370 миллионов пассажиров,
выполняется 96 % авиахимработ, обрабатывается ежегодно свыше 100
миллионов гектаров полей и лесов. Самолет является единственным
в мире, выпускаемым более 40 лет.
Самолеты Ан-2 экспортированы в 28 стран. Самолетов Ан-2 во всех
вариантах выпущено большое количество.
В 1959 г. чертежи самолета были переданы в ПНР, и там с августа
1960 г. продолжался серийный выпуск Ан-2. Многочисленны его моди-
фикации, их можно насчитать около двух десятков.
Ан-2Т (1948 г.) —транспортный, почтовый, грузовой без пассажир-
ских сидений. Это, по сути дела, простейший вариант, конструкция
самолета в чистом виде, без всякого кабинного оборудования, но при-
412
14. Самолет Ан-2СХ
с нормальными легкими
:й для любых перевозок максимально возможных по габаритам
се предметов.
1*2ТП (1949 г.) — пассажирский и грузовой со скамейками вдоль
Й фюзеляжа на 12 человек, чем и отличается от предыдущего.
Йо применяется на аэролиниях самой небольшой протяженности
200 км) вокруг городов.
^2ТД — парашютно-десантный и учебный для сброса 12 пара-
дов и их грузов, как предыдущий, без всякой отделки кабины,
Змейками вдоль бортов и с приспособлениями для сброса,
йроко применяется для обучения парашютистов.
•уЗП — пассажирский 12—14-местный,
кирскими сиденьями и звукоизоляцией кабины.
г2С — санитарный на шесть лежачих больных с двумя сопро-
|ЮЩими медработниками.
-2СХ (рис. 264) — сельскохозяйственный, с устройствами для
5ия и опрыскивания.
Я порошкообразных химикатов, гранулированных удобрений и
идкостей в центре тяжести самолета установлен бак емкостью
I, типа «хоппер», т. е. сужающийся книзу и заканчивающийся
Ж отверстием диаметром 300 мм, через которое порошок посту-
туннельный распылитель и рассеивается полосой шириной от
22 м (рис. 265). С 1975 г. применяется трехканальный распы-
• РТШ-1, позволяющий увеличить рабочую ширину захвата до
> м.
рЫскивающая жидкость выливается из бака в горизонтальную
\ прикрепленную под нижним крылом по всему его размаху и
выходящую за пределы концов крыла. Между баком и трубкой —
Дующий насос, действующий от ветрянки. Трубка снабжена много-
еНными насадками. Эти устройства разнообразны, многое меня-
413
Рис. 265. Сельскохозяйственное оборудование Ан-2СХ
лось в поисках лучших решений, пока удалось достичь равномерного
рассеивания жидкости, как и порошка, полосой до 30 м ширины.
В одну секунду может быть высыпано или же рассеяно до 20 кг порошка
или 18 л жидкости. Управление пневматическое. Устройства для опы-
ливания и опрыскивания взаимозаменяемы на одном и том же самолете.
Была проведена большая работа по созданию и доводке этих устройств;
практически отработано несколько различных вариантов, не обозна-
чаемых отдельными индексами.
Рис. 266. Самолет Ан-2 на специальном шасси
414
Для посадки на неподготов-
gtje аэродромы было по-
рено и испытано специальное
(рис. 266 и 267). К его
ганым главным колесам были
йдлены на тех же осях свар-
Е1 тележки, несущие по два
Винительных колеса (хвосто-
Ррт Ан-2) спереди и сзади
т*ого и хвостовое колесо с
Винительной лыжей.
Вмпрная поверхность воз-
I’ вдвое и самолет мог ру-
взлетать даже поперек
кд'вспаханного поля, про-
Кйгрсть резко возросла. Одна-
Ваневренность самолета на
t ухудшилась, и новое шас-
ИШийно не строили.
ймолеты Ан-2 сельскохо-
менной авиации больше
Рис. 267. Специальное шасси самолета Ан-2
щали от коррозии, чем
рше, и иногда их приходилось списывать при налете всего
Р^ТЫс. часов вместо 12 тыс. часов общетехнического ресурса.
ВИ' удалось в какой-то мере справиться посредством антикоррозион-
ВЙ'щиты на основе эпоксидных грунтов и эмалей.
MI-6 «Метео» (рис. 268) — зондировщик атмосферы, самолет для
L районов, для высотных, метеорологических и геофизических
рваний. Для этого на двигателе АШ-62ИР был установлен ком-
Др ТК-19 с регулятором РТК-1, обеспечивающий поддержание
ути 850 л. с. до высоты 9500 м.
И^Ие того, в самолете была оборудована кабина наблюдателя
Дошлем для достижения наилучшего обзора вверх, в стороны и
Ишрверх крыльев.
МЮый полет — 21 марта 1948 г. (В. А. Диденко). 12 декабря
К’ и 9 июня 1954 г. на Ан-6 установлены международные ре-
ИВЫсоты— 10 293 м и 11 248 м для самолетов с взлетной массой
ИЙ)00 кг (В. Калинин).
Д выпущена серия в 1956—1958 гг.
Ир (Ан-2В) (рис. 269) —поплавковый вариант Ан-2Т с той же
МЮКЦией самолета и той же предельной полетной массой 5250 кг.
Икр-2Р с реверсом для сокращения пробега. Поплавки одноре-
с водяными рулями, цельнодуралюминовые, размерами
>65X1 ,85 м, объемом по 6 м3 и массой по 220 кг. Они крепятся
ИДО стойках с пятью крестами расчалок к фюзеляжу и соединены
Иррубами. Заклепочные швы однорядные, и вся конструкция пре-
Илёгкая. Наружных скуловых стрингеров нет. Поперечный набор
Дг*а составляют 31 шпангоут, из них 11 переборок, делящих
41 «
Рис. 268. Самолет Ан-6
поплавок на 12 отсеков. Поплавковый вариант нашел применение на
Севере, в Сибири, на речных аэролиниях.
Ан-4 — лесопожарный, поплавковый, приспособленный для туше-
ния лесных пожаров посредством оригинального устройства для набора
и выливания воды. Отсек поплавков перед реданом на разбеге самолета
наполняется водой в количестве 1260 л (в обоих поплавках вместе)
Рис. 269. Самолет Ан-4 на поплавках
416
febe3 приоткрытые створки в их днище. В полете вода выливается
&ез них же.
г Дн-2Ф (рис. 270) — аэрофотосъемочный вариант, он же ночной
Ьрректировщик артиллерийского огня, отличающийся от всех других
Ечиантов разнесенным вертикальным оперением и своеобразным
KftKHM хвостом с частично прозрачным фюзеляжем для лучшего обзора
1^13 у наблюдателя-стрелка в кабине за верхним крылом.
417
Тонкая хвостовая часть фюзеляжа и разнесенное оперение бьши
сделаны для увеличения поля обстрела из пулемета УБТ или пушки
НС-23 у стрелка. Носовая и средняя части фюзеляжа — без изменений
Этот единственный военный вариант Ан-2 был построен в июле
1948 г., первый полет его состоялся в апреле 1949 г. (летчик А. Е. Паш-
кевич), испытания — с сентября -1949 г. по февраль 1950 г. В серии
не был.
Ан-2М (рис. 271) — выпущенный через много лет специализи-
рованный сельскохозяйственный самолет — модернизация Ан-2. Раз-
меры и формы — те же, внешне отличается только формой верти-
кального оперения, более угловатой.
Самолет одноместный, с новой сельскохозяйственной аппаратурой,
с увеличенной емкостью бака для химикатов— 1960 л вместо 1400 л.
Это самый производительный и экономичный в своем классе сельско-
хозяйственный самолет. Себестоимость обработки 1 га снижена на
22—27 %, а среднегодовая выработка на самолет увеличилась на
40—45 %.
Выполняемая работа: внесение удобрений до посева, подкормка
сельскохозяйственных культур, борьба с вредителями и болезнями
полей и лесов, с сорняками, дефолиация хлопчатника и др.
Привод к аппаратуре новый, более производительный, от двигателя
АШ-62ИР с помощью коробки приводов, потребляющей мощность
в 50 л. с.
В конструкцию самолета внесены изменения, продиктованные
временем. Фюзеляж — цельнодуралюминовый, клеесварной конструк-
ции. Кабина летчика изолирована от действия химикатов, капот дви-
гателя — с улучшенным доступом к агрегатам, на хвостовом колесе
Рис. 271. Самолет Ан-2М
418
«едена фиксация нейтрального положения для облегчения взлета
^боковым ветром, управление торможением колес перенесено со штур-
Ljia на педали, увеличен противокапотажный угол шасси. В конст-
рукцию внедрены также стеклопластики. Диаметр выпускной горловины
LKa химикатов увеличен с 300 до 400 мм, что позволило получить
Кдьшие секундные расходы химикатов — до 60 кг/с и ширину обра-
батываемой полосы до 24—30 м.
Ку При снятии сельскохозяйственной аппаратуры самолет Ан-2М
пгтро переоборудуется в транспортный.
К Крейсерская скорость 170—185 км/ч, при полевых работах —
160 км/ч, разбег — не более 200 м, пробег (без химикатов) —
V100 м. Взлетная масса — 5500 кг, химикаты — 1500 кг (нормально).
№рвый полет был выполнен 20 мая 1964 г., испытания закончены
^сентябрю. Широко применяется.
Гидросамолеты ОКБ Г. М. Бериева
(рис. 272). Это название означает: летающая лодка, про-
Самолет был выпущен в свет в 1945 г., когда ОКБ еще
в эвакуации в Сибири, успешно прошел испытания и по-
Вооружение стрелковое —
ЛЛ-143
1'943 г.
Сходилось
дожил прототипом летающей лодки Бе-6, выпущенной в 1949 г. Оба
мблета различались только двигателями, оборудованием и воору-
Внием. Бе-6 был дублером ЛЛ-143. В обоих было одно и то же крыло
nW «пологой чайки» и разнесенное вертикальное оперение, одинако-
ва металлическая конструкция. Двигатели были различные, но самого
вязкого типа. Данные по этому и другим самолетам ОКБ Г. М. Бе-
Кева см. в табл. 33.
К На ЛЛ-143 было установлено электро-, радио-, фото-, аэронавигацион-
Вк/кислородное и морское оборудование.
ть подвижных установок тяжелых пуле-
gpb УБТ калибра 12,7 мм: носовая, две
Ктбвых, палубная, реданная и кормовая.
Нйбовое вооружение нормальное — 400 кг,
ВЙСймальное — 4000 кг, все на наружной
Игреке.
ЕгШ-143 получилась удачной. Была до-
ИЖута скорость у воды 371 км/ч и на
Ноте 4350 м — 401 км/ч, но дальность
Мм только 2800 км, а в перегрузочном
Ипанте — 5100 км. Двигатели АШ-72
л. с. взлетной мощности и 2000 л. с.
ИЮшальной на высоте 4000 м с двух-
ИИН>стными нагнетателями.
Д^епытания показали, что нужны более
Двигатели и увеличенная взлетная
ЖСа. По возвращении из эвакуации была
Им Za постР°йка дублера — Бе-6 с двумя
ВвдЗ, более полным оборудованием и
Георгий Михайлович Бериев
419
более мощным вооружением. Новый самолет стал уже пригоден к
серийной .постройке.
Бе-6 (рис. 273 и 274) — двухмоторная летающая лодка с крылом типа
«чайка», с двухкилевым вертикальным оперением и подкрыльными
поплавками на свободнонесущих стойках. Двигатели АШ-73 в 2000/2400
л. с. с тянущими четырехлопастными винтами установлены в пере-
гибах крыла.
Самолет Бе-6, выпущенный ОКБ Г. М. Бериева в 1949 г., был
прямым развитием ЛЛ-143 тех же размеров и обводов, выпущенного
в 1945 г.
Назначение самолета Бе-6 — дальняя морская разведка, патруль-
ная служба по охране побережья и коммуникаций, бомбардировоч-
ные, торпедные и десантные (40 десантников) операции, постановка
минных заграждений, транспортные перевозки. Самолет оборудован
для ночных полетов с посадками в сложных метеорологических условиях,
с решением задач аэро- и астронавигации, для опознавания самолетов
своих и противника.
Конструкция — цельнометаллическая, с полотняной обшивкой рулей
и элеронов. Корпус лодки — двухреданный, с работающей обшивкой,
подкрепленной частым набором стрингеров, с поперечным набором
44 шпангоутов, килевой балкой и скуловыми профилями. Поперечное
сечение днища до первого редана — плоскокилеватое, с узкими скуло-
выми туннелями, между реданами — плоскокилеватое. Передний
редан — прямой поперечный, задний — заостренный «утюг». Для по-
вышения непотопляемости при простреле или повреждении корпус
лодки разделен на восемь отсеков водонепроницаемыми переборками
с плотно закрываемыми дверями в них. На заднем редане водяной
руль для маневров на воде при рулении и буксировке, управляемый
пневматически, синхронно с рулями направления самолета.
Поплавки — двухреданные, плоскокилеватого поперечного сечения,
разделенные переборками на четыре отсека, так как (из практики)
420
*74. Схема самолета Бе-6
ftjtv '
Ж, этой схемы летающей лодки потеря поплавка означает потерю
ИЙ^ета *
(Жрыло профиля NACA 23020-23010 (на концах) состоит из центро-
|Жа и консолей. Центроплан — одно целое с лодкой. Консоли
Шв — стреловидные, с углом 10 ° по передней кромке; задняя
ИЙ*ка — прямая по всему размаху, концы крыла скругленные. Конст-
Обычно без подкрыльного поплавка край крыла погружается, набирает
Р и гидросамолет уже не может выйти из этого крена, и если не опрокидывается
£тУ» то разрушается волной и ветром.
421
рукция крыла кессонная, с двумя лонжеронами и сильной несущей
обшивкой между ними; носки и хвостовая часть более легкой конст-
рукции. Носок состоит из отдельных частей — четырех съемных и двух
откидных для удобства обслуживания воздушно-тепловых противо-
обледенителей. В крыле щелевые закрылки типа ЦАГИ, по три с каждой
стороны. Элероны — щелевые, ' типа ЦАГИ, дифференциальные, с
аэродинамической компенсацией и 100 %-ной весовой балансировкой.
Каждый элерон состоит из двух жестко соединенных между собой
частей. Триммеры на правом и на левом элеронах.
В крыле размещены 22 мягких топливных бака. Доступ к ним______
через съемные крышки-панели на нижней поверхности крыла. Гори-
зонтальное оперение трапециевидной формы с поперечным V, равным
10 °. Носки стабилизатора и килей съемные. Рули высоты снабжены
сервотриммерами, имеют осевую аэродинамическую компенсацию и
100 %-ную весовую балансировку. Рули направления снабжены трим-
мерами и пружинными сервокомпенсаторами и также имеют компен-
сацию и балансировку.
Управление самолетом — смешанное, тросами и тягами, для рулей
высоты дублированное. Установлен электрический автопилот АП-5,
три рулевых машины которого с помощью тросов подключены в систему
улравления рулями и элеронами.
Противообледенительное устройство состоит из воздушно-тепло-
вого и жидкостного противообледенителей и электрообогрева передних
стекол фонаря кабины летчиков. Носки крыла и оперения обогрева-
ются подогретым воздухом. Источник тепла — четыре бензообогрева-
теля для обогрева носков крыла и оперения и воздухозаборников.
Жидкостное устройство предназначено для обмывки спиртом перед-
него стекла кабины штурмана и лопастей винтов. Для очистки перед-
них стекол кабины летчиков установлены электромеханические стекло-
очистители, кроме электрообогрева. Им снабжены и некоторые приборы
и приемники воздушного давления. Применен также обмыв переднего
стекла кабины штурмана пресной водой, чтобы смывать морскую воду,
попавшую на стекло при взлете.
Источники тока — два генератора ГСР-9000 с приводами от дви-
гателей АШ-73 и одного самолетного аккумулятора 12-А-ЗО. Резервный
источник питания электросети — аварийно-вспомогательный агрегат
М-10В1 с генератором ГС-5000. Электропроводка, как правило, не-
экранированная, сеть — однопроводная, постоянного тока, напряже-
нием 28,5 В. Есть также экранированная сеть переменного тока на-
пряжением 115 В с преобразователями.
Радиооборудование: рации дальней связи, рация командной связи,
автоматический радиокомпас, радиовысотомер малых высот, само-
летный радиолокационный запросчик и ответчик, самолетное пере-
говорное устройство. Антенна заключена в специальный пенополисти-
роловый обтекатель цилиндрической формы и на время работы станции
выпускается через специальный люк в днище лодки.
Кислородное оборудование (для высот свыше 4000 м) состоит из
восьми баллонов по 8 л, восьми кислородных приборов КП-19 и пяти
422
^реносных кислородных приборов КП-19. Все кабины имеют обогрев
L. Б-40, вентиляцию, есть специальный прибор для удаления пороховых
азов из отсека носовой пушечной установки.
фотооборудование позволяет производить плановую аэрофото-
съемку через люк в днище лодки днем и ночью и перспективную
Вирмку через бортовые фотолюки.
Г Морское оборудование: донный якорь с лебедкой, два плавучих
ЖОрЯ, кошка с концом, два багра, концы, мегафон.
^Аварийно-спасательное снаряжение: две авиационные спасатель-
Ир лодки ЛАС-5М, два контейнера с аварийным продовольственным
Ешасом, два бачка 12 л с пресной водой, аварийная радиостанция
иррА-45 и комплект пластырей. Все восемь членов экипажа имеют
Ьможность быстро покинуть самолет в аварийном случае через двери,
£ки и фонари: два летчика, штурман-бомбардир-стрелок, борттехник,
ийист, оператор радиолокационной станции и два стрелка.
И^Самолет обладает нормальной продольной устойчивостью и
Имвляемостью в диапазоне центровок 22—29 % САХ. Можно выпол-
ни полеты в сложных метеоусловиях (слепые).
При нормальной полетной массе в 23456 кг самолет может
Вролнять виражи и спирали с креном до 60 °, полеты на одном
ивателе на высотах до 2500 м (лопасти неработающего винта
(флюгерном положении), нагрузки на органы управления полностью
ишаются сервотриммерами рулей высоты, триммерами рулей на-
Кпления и элеронов.
В|Максимальные скорости на номинальном режиме: у воды —
’'км/ч, на высоте 2400 м (граница высотности) — 405 км/ч, на
М0ОМ режиме у воды — 392 км/ч, на высоте 1850 м — 414 км/ч.
Миткальная скорость у воды — 4,4 м/с, на высоте 1900 м — 5,6 м/с.
мя подъема на практический потолок 6100 м — 41,5 мин.
Еразбег с отклоненными закрылками на 15°—760 м за 33 с, скорость
Мжва — 152 км/ч. Пробег с отклоненными закрылками на 45 °—590 м
NB8 с, посадочная скорость — 147 км/ч.
При перегрузочной массе 28 300 кг разбег 1270 м за 50 с при
Йети отрыва 165 км/ч.
Максимальная техническая дальность полета при перегрузочной
Мргной массе 29 000 кг, заправке топливом 7 400 кг и маслом 500 кг,
дРМсоте 2000 м, при средней скорости полета в 280 км/ч равна 5000 км,
йФлжительность полета при этом — 16 ч.
МртЗамолет может рулить под любым углом к ветру и фронту волны
Дуральное время, при ветровой волне до 2 м. Радиус циркуляции на
* равен 1,5—2 размахам крыла.
КвА®родинамическое качество самолета — 14,4.
Итееометрические размеры самолета: размах крыла — 33,0 м;
Вк*а самолета — 23,565 м; высота самолета в линии полета —
площадь крыла-—120,0 м2; удлинение — 9,07; размах центро-
вИг1 12,2 м; хорда крыла в плоскости симметрии самолета —
Иаг **•» на концах — 2,1 м; САХ — 3,88 м; хорда крыла по разъему —
Кк м« сужение — 2,48. Поперечное V центроплана— 16 ° 15', консо-
423
лей — 0°21', угол стреловидности крыла по линии 25 % хорд — 8 °.
Угол установки крыла и двигателей относительно строительной горизонта-
ли лодки — 5°. Угол закрутки консолей на концах крыла — 2°. Нормаль-
ная центровка — 25,75 % САХ, как дальнего разведчика — 26,4 %.
Прочность по Нормам прочности 1943 г.— класс В. Расчетные пере-
грузки: в полете — 4,05, при посадке — 9,31 (в перегрузочном вари-
анте — 7,15).
Масса пустого самолета— 18 827 кг, в том числе конструкция
планера—9685 кг, силовая установка—6136 кг, постоянное обору-
дование — 2742 кг. Нагрузка (включая оружие и съемное оборудо-
вание) — от 6629 до 9885 кг в зависимости от варианта нагрузки.
Полетная масса — от 25 456 до 28 996 кг.
Бомбовая нагрузка — в различных комбинациях: 16 ОФАБ-ЮО,
восемь ФАБ-500, два ФАБ-1500, две торпеды (по 1100 кг), восемь
мин АМД-500 (по 550 кг). Десант 40 человек в этом варианте. По-
садочная масса (без топлива, масла и боезапаса) — 20 928 кг. Пределы
центровки в разных вариантах допустимые — от 22 до 29 % САХ.
Стрелковое вооружение только пушечное: носовая установка Н-2:
одна НР-23 (100-200 снарядов). Палубная установка ДТ-В8: две
НР-23 (500—550 снарядов). Кормовая установка Ил-К6-53Бе: две
НР-23 (2X225 снарядов). Связь оружия с прицельными устройствами
и управление огнем — электрическая система; в кормовой установке
включен гидравлический привод; механическая связь с оружием.
Воздушные винты В-ЗБА-5 четырехлопастные (лопасти А-5)
диаметром 5,056 м, автоматические, флюгерные, гидромеханические.
Летные качества Бе-6 вполне соответствовали требованиям 1949 г.,
но, поскольку для гидросамолетов они не меняются так быстро, как
для сухопутных военных самолетов, Бе-6 оказался очень долговечным
и долго применялся в морской авиации и в Арктике, куда было передано
некоторое количество этих самолетов (без вооружения).
Бе-8 (рис. 275 и 276) — амфибия с двигателем АШ-21 в 570/700
л. с.; той же схемы, что Бе-4, парасоль с крылом на тонком пилоне и
коротких подкосах центроплана, но значительно больших размеров
и массы. Конструкция такая же, металлическая, с добавлением шасси,
убираемого в борта лодки, и хвостового колеса, поднимаемого в лодку
за вторым реданом. В лодке — закрытая кабина летчиков и за ней —
шестиместная пассажирская кабина, обе обогреваемые от двигателя,
имелось и противообледенительное устройство. Оборудование было
электро-, радио-, фото-, и аэронавигационное. Управление само-
летом — двойное, тросовое, управление посадочными закрылками —
электромеханическое.
Назначение — амфибия связная и пассажирская. Платная на-
грузка — шесть пассажиров или 400 кг груза. Вооружения никакого
не было. Самолет был выпущен в 1947 г. и показал неплохие летные ка-
чества, возможные при его массе и мощности: скорость до 266 км/ч на
высоте 1800 м и потолок — 5550 м. Дальность в перегрузочном ва-
рианте— до 1200 км. Было построено два опытных экземпляра
Бе-8.
424
. 275. Гидросамолет Бе-8
Гидросамолет Бе-8 на подводных крыльях
Бе-8 испытаны подводные крылья, которые разрабатывались
. Два передних «крыла» и хвостовое крепились на стойках
вместо колес, имели выпуклый сверху профиль и очень эффек-
выгоняли лодку из воды на разбеге раньше, чем на крыле
а возникала подъемная сила, необходимая для взлета. Вместо
на редане происходил бег на подводных крыльях, что сопровож-
значительно меньшими перегрузками при волнении.
425
В те же годы аналогичные работы проводились у нас в судострое-
нии, в результате чего был создан ряд образцов быстроходных судов
на подводных крыльях («Ракета», «Метеор» конструкции Р. Е. Алек-
сеева и др.), теперь широко применяемых в речном и морском
флоте.
В гидросамолетах подводные крылья пока еще применения не
нашли из-за потерь в скорости полета. Возможно впоследствии и будет
найдено решение, когда будут созданы убираемые в полете подводные
крылья.
Можно напомнить, что аналогичные конструкции испытывались у нас
еще в 1916 г.1.
Экспериментальный самолет № 4302
И. Ф. Флорова
Это был одноместный экспериментальный самолет (рис. 277) для
аэродинамических исследований с ЖРД А. М. Исаева (тяга 1100 кгс),
потом — с ЖРД Л. С. Душкина (двухкамерный, тяга 1140 кгс).
Схема — высокоплан с нестреловидным крылом, прямоугольным, с
отогнутыми вниз на 30 ° концами, с сигарообразным сравнительно
толстым фюзеляжем, с лыжным шасси, рассчитанным на применение
взлетной тележки. Конструкция цельнометаллическая.
Крыло профиля ЦАГИ (Г. И. Свищева), ламинаризированного,
с относительной толщиной 13 %, с удлинением X = 5. Горизонтальное
оперение с концевыми шайбами (не рулями), однокилевое вертикаль-
ное оперение. Первоначально шасси было временно сделано неубира-
емым, пирамидальным, с хвостовым колесом. Амортизационные
стойки — от самолета Ла-5. Хвостовое колесо было снабжено «микро-
управлением» (на очень малые углы), без чего имело место недопусти-
мое рыскание на разбеге. Баки — баллоны для горючего — из стали
«энерж 18-8» толщиной 3 мм на сварке с обмоткой проволокой ОВС.
Их объема хватало на 1 мин полного газа, а полет мог быть растянут
на 20 мин. Взлетная масса около 2400 кг. Работы по самолету шли
в 1944-1947 гг. В 1946 г. были начаты испытания. Летчики — Пахо-
мов и Якубов (оба Герои Советского Союза). Полеты проводились
в 1947 г. Целью было испытание ЖРД, потом — достижение большой
скорости. Всего было произведено 20 полетов, из них 19 в варианте
планера. В свободном полете скорость достигла 500—520 км/ч по
прибору на высоте 5000 м.
Далыпейшего развития эта работа не получила и в 1947 г. была
закрыта, поскольку уже были серийные истребители с ТРД, показавшие
гораздо более высокие качества.
1 Шавров В. Б. История конструкций самолетов в СССР до 1938 года-
М., Машиностроение, 1985, с. 274.
426
7124
Г277. Схема самолета № 4302
JtL---------------------.----------------------------------------------
-Jft 4303 — самолет, почти подобный предыдущему, с ЖРД Л. С. Душ-
ia. Был построен планер, но силовая установка не доводилась и ие-
не было.
Самолет С-82 М. М. Пашинина
। Это был двухместный многоцелевой самолет дальнего действия,
сальной низкопланной схемы, но с комбинированной силовой уста-
¥РЙ -г- двумя разнородными двигателями: АШ-73 в 2000 л. с. с
fan турбокомпрессорами ТК-19, с тянущим винтом и РД-45 с тягой
О, кгс в хвостовой части фюзеляжа. Предполагался полет к цели
р$дном переднем двигателе, а в боевой обстановке — при работе
двигателей — повышенная скорость и скороподъемность. Раз-
самолета: размах — 21,2 м, длина—18,0 м, площадь крыла —
г- М . Расчетная масса пустого — около 9 т, топливо и масло —
кг и 300 кг с перегрузкой, полная нагрузка — 6 т, взлетная
—15 т Конструкция — цельнометаллическая. В самолете —
‘Явная герметическая кабина, спроектированная В. Б. Шавровым.
?,£амолет проектировался и начинал строиться в 1947 г., причем
М. Пашинина не было укомплектованного ОКБ и часть работ
Полнилась по трудовым договорам. В 1948 г. эта тема была закрыта
работы прекращены.
-
Самолет «Болдырев»
с колеблющимся предкрылком
Это был экспериментальный самолет (рис. 278), основанный на
совершенно новом принципе получения силы тяги и увеличения коэф-
фициента подъемной силы. Предкрылок, установленный нормально,
т. е. чуть впереди и выше носка крыла, приводится в быстрое коле-
бательное движение, поворачиваясь вокруг своего носка на угол по-
рядка 20 — 30°, чем и достигаются оба эффекта. Это было проверено
не летающих моделях и на стендовых испытаниях натурного само-
лета.
Александр Иванович Болдырев — старший инженер на кафедре
аэродинамики самолета в МАИ — производил опыты над моделями
с 1944 по 1951 г. В 1946 г. он представил проект своего оригинального
самолета и добился финансирования его постройки со стороны ЦАГИ.
К концу 1947 г. самолет был построен в учебно-производственных
мастерских МАИ.
Аппарат имел очень небольшие размеры: размах — 6,07 м, длина —
5,0 м, хорда крыла—1,2 м, площадь его — 7,2 м2. Профиль —
NACA-23020 (без предкрылка). Предкрылок—симметричного упро-
щенного профиля с носком по дуге круга и плоскими поверхностями
сверху и снизу, его хорда — 286 мм.
Схема аппарата — подкосный высокоплан с одноместной кабиной
впереди, с тонким балочным хвостом, с обычным хвостовым оперением
и элеронами.
Двигатель — М-72 в 22—25 л. с. при 4500 об/мин, двухцилиндровый
оппозитного типа — установлен под крылом, перед его задним лонжеро-
ном.
От его носка шел вал к коробке с механическим приводом к
предкрылку, дающим ему колебательное движение. Конструкция пред-
крылка— смешанная, его ось — труба из Д16, нервюры — также из
этого материала, концы их и задняя кромка предкрылка — проволока.
Носок предкрылка — из 1-миллиметровой фанеры, обшивка — по-
лотно. Все было статически и динамически уравновешено.
Конструкция аппарата — смешанная. Крыло — двухлонжеронное
с деревянным каркасом и с миллиметровой фанерной обшивкой со
стрингерами-рейками под ней. Кабина-гондола — деревянная ферма
с такой же фанерной обшивкой, передняя часть ее — съемный кок
с дверью в левом борту, замененный потом выпуклым коком из плекси-
гласа. Хвостовая балка — фанерная труба со стрингерами-рейками.
Шасси — пирамидальной схемы с резиновой пластинчатой амортиза-
цией. Костыль — сварной из труб. Управление элеронами — жесткое,
рулями — тросовое.
Была сделана и продута модель самолета в половину натуральной
величины и по продувке выполнен аэродинамический расчет.
При стендовых испытаниях готового аппарата сломалась кони-
ческая шестерня, и на этом все было прекращено в конце
1947 г.
428
429
Работы П. В. Цыбина
по тяжелым десантным планерам
и самолетам для исследования
аэродинамики
околозвуковых скоростей
С 1945 г., когда скорости, близкие к звуковой, еще не были до-
стигнуты на самолетах и не было еще пригодных для этого ТРД,
у нас было проведено несколько работ по достижению их на других
типах летательных аппаратов.
Одним из способов реализации этой идеи были опыты с ЛЛ (лета-
ющими лабораториями), проведенные Павлом Владимировичем Цы-
биным в 1946—1948 гг. по заданию Летно-исследовательского института.
Проектирование было начато в 1945 г. Суть этих опытов заключалась
в следующем.
Экспериментальный планер с пороховым ускорителем, с летчиком,
загруженный водяным балластом, забуксировывается на высоту, от-
цепляется и круто планирует или же пикирует, включая при этом уско-
ритель и достигая тем предельной для него скорости. Спустившись,
летчик выходит из пикирования, причем балласт выливается, и облег-
ченный аппарат производит посадку. Крыло крепится в фюзеляже
на динамометрической подвеске (на четырех динамографах), позво-
ляющей определять су, сх и Мг в полете, распределение давления по
крылу и оперению при подходе к критическим значениям числа М.
Цель — проследить картину кризисных явлений при этом. Удельная
нагрузка на крыло изменялась в два раза во время полета за счет
водяного балласта.
Проектировались три планера с одинаковым в общем фюзеляжем,
но с тремя разными крыльями одинаковой площади — 10,0 м2: прямое
крыло (ЛЛ-1), с обратной стреловидностью в 30° (ЛЛ-3) и с прямой
стреловидностью в 30° (ЛЛ-2). Построены были только первые два.
Ускоритель И. И. Картукова с тягой 1500 кгс за 8—10 с действия,
способный дать разгон до скорости 950 км/ч по горизонтали.
ЛЛ-1 (Ц-1, экспериментальный планер № 1) — с прямым крылом.
Конструкция — цельнодеревянная, фюзеляж — фанерный монокок. Мас-
са пустого планера — 1000 кг, посадочная без балласта и пороха —
1100 кг, полетная — 2000 кг. Размах крыла — 7,1 м, удлинение — 5,
сужение — 2, САХ— 1,478 м. Угол установки крыла 4-2°, стреловид-
ность по передней кромке —3°, поперечное V —0°. Площадь элеро-
нов— 0,57 м2, горизонтального оперения— 1,97 м2, вертикального —
1,82 м2, рулей высоты — 0,67 м2, направления — 0,54 м2, закрылков —
1,36 м2. Расчетная максимальная скорость— 1050 км/ч (0,87М)
при угле планирования в 45°. VnOc=120 км/ч.
ЛЛ-3 (экспериментальный планер № 3) (рис. 279). Размеры,
площади и масса — те же, но его крыло — с обратной стреловидностью
при удлинении 5 и сужении 2,5, САХ 1,485 м — имело цельнодуралю-
миновую конструкцию, так как его не рискнули сделать деревянным.
430
Расчетная максимальная скорость— 1150 км/ч вблизи земли (0,95М)
посадочная — 120 км/ч.
В 1947—1948 гг. (с опозданием примерно на год) в испытатель-
ных полетах (их выполнено более 100) летчиками Героями Советского
Союза С. Амет-Ханом, С. Н. Анохиным и Н. С. Рыбко были достигнуты
заданные скорости полета и получен обширный экспериментальный
материал по аэродинамическим характеристикам, распределению дав-
ления по крылу и оперению и фотографии появления и перемещения
по крылу скачков уплотнения и срывной зоны за ними на критических
режимах.
КЦ-20. В 1940 г. был создан 20-местный десантный планер КЦ-20—
конструкторы Д. Н. Колесников и П. В. Цыбин. Схема планера —
свободнонесущий высокоплан. Конструкция цельнодеревянная, вклю-
чая детали управления. Посадка осуществлялась на комбинированное
лыжное и поджимающееся колесное шасси. Посадочная скорость —
85 км/ч. Планер строился серийно.
Ц-25. В 1944—1945 гг. главный конструктор П. В. Цыбин создал
тяжелый десантный планер Ц-25 грузоподъемностью 2,5 т. Планер
транспортировал противотанковую пушку с автотягачом типа «Виллис»
и боевым расчетом, которые загружались через откидной нос. Схема
планера — подкосный высокоплан. Размах крыла 25 м, площадь 75 м 2.
Кабина экипажа располагалась над грузовым отсеком. Взлетная масса
4,2 т, посадочная скорость 90 км/ч. Планер строился серийно.
Ц-25М (рис. 280). На основе серийного планера Ц-25 был построен
мотопланер Ц-25М с двумя моторами М11-ФР-1 мощностью по 165 л. с.
После высадки десанта мотопланер мог возвращаться на свой аэро-
дром, чем достигалось его многократное использование.
Глава 4 ВИНТОКРЫЛЫЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ
АППАРАТЫ (1926—1950 гг.)
Винтокрылые летательные аппараты — это аппа-
|Шйты тяжелее воздуха, у которых крыло выполнено в виде винта или
Еант заменяет собой крыло, в силу чего они и получили название
винтокрылых». К числу таких аппаратов относятся вертолеты, ав-
тожиры и др. Наибольшее распространение среди них имеют верто-
Ьугы хотя в истории развития летательных аппаратов до 1938 г. по
Единению с самолетами они занимают весьма скромное место. Слово
Вертолет» 1 окончательно вошло в нашу авиационную терминологию
Е|внительно недавно (в 50-х годах), но утвердилось в ней прочно,
Вменив собой применявшийся до этого термин «геликоптер».
KJ, Наша родина имеет все основания гордиться отечественными до-
Кижениями в области создания винтокрылых летательных аппаратов
частности, в области вертолетостроения. Первая в мире модель
полета была сделана в нашей стране М. В. Ломоносовым (1756 г.),
^Ьвая попытка построить вертолет в натуральную величину также
^Каа предпринята нашим соотечественником А. Н. Лодыгиным
ВЕГО г.), первая научно и технически обоснованная схема вертолета
К)Яа предложена Б. Н. Юрьевым (1910 г.), первый уверенно летавший
Полет был создан советскими конструкторами в ЦАГИ (1930 г.) и
Встигнутая на нем А. М. Черемухиным рекордная высота 605 м (1932 г.)
^Кже принадлежит нашей стране. У нас были выполнены все основные
коты, положившие начало вертолетостроению.
кВ области автожиров мы начали работать не первыми, но довольно
фр освоили эти летательные аппараты и создали ряд своих образ-
||i не уступавших заграничным. Жизнь показала, однако, что авто-
jb не был перспективным аппаратом. В нем нельзя было, не меняя
Ншы, преодолеть органические пороки: необходимость разбега для
fera, невозможность висения в воздухе. Но все же работы по авто-
ювм, представляющим собой переходную конструкцию между само-
^то>м и вертолетом, не прошли даром. Советские ученые и конструк-
ИВН в процессе этих работ исследовали многие вопросы аэродинамики
^ИТОкрылых летательных аппаратов, накопили опыт конструирования
ИюГСплуатации этих аппаратов и их элементов и, в частности, наиболее
Инструктивно сложных и ответственных из них — несущих винтов.
д этом смысле работы по автожирам сыграли свою положительную
в развитии вертолетостроения, хотя автожиры и строились у нас
Ж^Далго—всего около 14 лет (1929—1943 гг.). С 1936 г. плановые
V •
*, Этот термин был введен Н. И. Камовым для автожира в 1929 г.
433
работы по автожирам свертывались и через несколько лет полностью
прекратились в связи с успехами вертолетов, пролагавших себе путь
медленно, но верно. Дальнейшие достижения советских конструкторов
М. Л. Миля, Н. И. Камова, И. П. Братухина, А. С. Яковлева и других
поставили нашу страну на первое место в области вертолетостроения,
но это произошло уже позже.
Строившиеся у нас до 1938 г. винтокрылые летательные аппараты
относятся к следующим группам: вертолеты — пять наименований,
автожиры — 16 наименований и один геликожир, не считая малосерьез-
ной попытки постройки жироплана, а также работ по электровер-
толетам.
Вертолеты
После ранних работ Бориса Николаевича Юрьева в 1909—1914 гг.
в нашей стране наступил довольно длительный перерыв в вертолето-
строении, продолжавшийся до 1925 г., когда возобновилась научная
и конструкторская работа в этой области. Под руководством профес-
сора Б. Н. Юрьева в ЦАГИ были начаты исследования различных
режимов винта вертолета, по выбору его наивыгоднейших параметров
и по другим вопросам, связанным с созданием вертолета. В конце
1926 г. была создана в ЦАГИ специальная геликоптерная группа,
преобразованная затем в секцию и позже в отдел особых конструкций,
задачами которого были теоретические и экспериментальные исследо-
вания различных вариантов схем вертолетов и их основных элементов,
проектирование и постройка вертолетов, их летные испытания.
Было проведено эскизное проектирование нескольких типов верто-
летов, и наиболее удачные из них стали предметом конструктивной
разработки. Были проведены опыты с натурным несущим винтом верто-
Борис Николаевич Юрьев
лета диаметром 6 м на специально по-
строенном стенде. Двухлопастный несущий
винт с жестким креплением лопастей во
втулке приводился во вращение двигате-
лем М-2 в 120 л. с. при помощи специаль-
ного редуктора. Лопасти могли менять угол
установки как одновременно, так и диффе-
ренциально при помощи автомата перекоса.
Стендовые исследования давали возмож-
ность определить тягу и потребную мощ-
ность, получить картину работы автомата
перекоса, данные по передачам, запуску и
др. Уточнялась теория и разрабатывались
методы практических расчетов.
До 1928 г. руководство всеми работами
по вертолетам принадлежало профессору
Б. Н. Юрьеву. Непосредственными его
помощниками были Алексей Михайлович
Черемухин и Александр Михайлович Изак-
434
[сон. После перехода Б. Н. Юрьева на другую работу руководство перешло
!к А. М. Изаксону. Исключительны заслуги в руководстве конструктор-
скими работами и проведении всех летных испытаний и исследований
профессора А. М. Черемухина — бессменного первого летчика-испыта-
теля. Большой вклад в эти работы внесли инженеры К. А. Бункин,
д. И- Антонов, И. П. Братухин, Г. И. Солнцев, В. П. Лаписов, И. Я. Ни-
китин, Д- Т. Мацицкий, Б. Я. Жеребцов, М. С. Аболдуев, А. А. Доку-
Бвев и др.
м Наряду с работами по вертолетам велись работы и по автожирам.
В/есь следует отметить инженеров Н. И. Камова, В. А. Кузнецова,
Ьч К. Скржинского. М. Л. Миля, В, Г. Петрунина, А. Н. Михайлова,
%; П. Проскурякова. В. К. Квашина, Б. В. Богатырева.
L Ниже в табл. 34 приведены характеристики первых советских вер-
Ий етов.
и ЦАГИ 1-ЭА (рис. 281 и 282) — одновинтовой двухдвигательный
роместный вертолет, в котором реактивный момент уравновешивался
bt помощи четырех рулевых винтов. Двигатели М-2 по 120 л. с. были
Франы исходя из тех соображений, что для их охлаждения на ре-
Jkwe висения в воздухе не требовалось никаких приспособлений.
435
Рис. 282. Схема вертолета ЦАГИ 1-ЭА
Первый экспериментальный аппарат 1-ЭА был выпущен Заводом
опытных конструкций (ЗОК) ЦАГИ в августе 1930 г. Двигатели
были установлены носками внутрь фюзеляжа и передавали мощность
главному редуктору через муфты свободного хода, предусмотренные
на случай авторотирующего безмоторного спуска. В главном редукторе
две ведущие конические шестерни приводили во вращение ведомую
шестерню, на одном валу с которой находилась центральная шестерня
планетарной передачи. Обойма ее сателлитов была состыкована с
валом несущего винта. Передаточное число главного редуктора сос-
тавляло 1:7,84, т. е. при 1200 об/мин двигателей несущий винт делал
153 об/мин.
Несущий винт — четырехлопастный, диаметром 11 м. Лопасти
жестко крепились к втулке винта. Для разгрузки от изгибающих мо-
ментов в полете лопасти имели начальный угол конусности 5 °. Лопасти
были с двумя опорами: первая опора была на втулке винта, а вторая
вынесена вверх на сварном кабане. В первом варианте вертолета
лопасти были, цельнометаллические. Однако из-за производственных
436
Алексей Михайлович Черемухин
искажений позже был изготовлен новый
комплект лопастей смешанной конструкции:
лонжероны — дуралюминовые клепаные,
нервюры и стрингеры — деревянные, об-
бивка — фанера, обтянутая полотном.
Четыре рулевых винта попарно были
|(становлены на носу и в хвосте аппарата.
Для их вращения на главном редукторе
Ацли установлены две конические шестерни,
ростовики которых при помощи упругих
уфт были связаны с длинными валами
доевых винтов. На носу и на хвосте на-
щились редукторы, на ведомых валах ко-
фых стояли рулевые винты, скорость вра-
доня нх 1350 об/мин. Диаметр рулевых
““jtob 1,8 м, они имели изменяемый в
iere шаг. Механизм изменения шага был
Мзан тросами с педалями летчика.
^фюзеляж — ферменной конструкции,
|рной из труб мягкой стали марки
для удобства обслуживания не имел
обшивки. Прямоугольное
чение с проволочными расчалками носовой и хвостовой ферм в перво-
нмшьной конструкции позже было заменено трехгранным без расчалок
|-за крутильных колебаний).
|,"гси имело значительный — до 0,5 м — ход резиновой шнуровой
зации и колею 2,5 м. Третьей опорной точкой был вначале костыль,
нный потом хвостовым колесом из-за опасности поломки при
ходе на земле.
уск двигателей производился сжатым воздухом. Одновременно
л вращаться и несущий винт, так как муфт включения не было,
юсоб запуска при наличии жесткого винта никаких повреждений
з!вал.
ледовательские полеты вертолета проводились с 1930 по 1934 гг.
в было много. В 1932 г. была достигнута высота 100 м при продол-
ности полета 12 мин.
юлете 14 августа 1932 г. А. М. Черемухин достиг высоты 605 м
<е предел). Этот результат был рекордным. Официальный мировой
высоты полета, принадлежавший с 1928 г. итальянскому вертолету
ио», был всего 18 м.
ке зарегистрированный в 1936 г. мировой рекорд высоты полета
;та «Бреге-Доран» 180 м был намного ниже результата, достигну -
ртолетом 1—ЭА, не зарегистрированного ФАИ (Международной
онной федерацией).
о время СССР еще не входил в ФАИ. К тому же мы об этом полете
не сообщали.
процессе летных испытаний был выяснен основной недостаток,
1ий схеме с жестким креплением винта,— недостаточная ус-
петь машины. Только при наличии хорошей системы управления
437
и в значительной мере благодаря искусству А. М. Черемухина можно
было систематически и регулярно проводить полеты на вертолете 1-ЭА
ЦАГИ 3-ЭА. Это был второй вертолет — модифицированный эк-
земпляр 1-ЭА, построенный в 1933 г. Имел некоторые конструктивные
особенности, почему и получил самостоятельное обозначение. Аппарат
прошел наземные испытания с подъемом на привязи, но в полете не
испытывался. Он послужил основой для нового вертолета ЦАГИ 5-ЭА.
Рис. 283. Вертолет ЦАГИ 5-ЭА
Рис. 284. Схема вертолета ЦАГИ 5-ЭА
438
ЦАГИ 5 -ЭА (рис. 283 и 284) был закончен постройкой в 1933 г.
Конструкция его мало отличалась от предыдущих, но несущий винт
in управление были принципиально новыми. Несущий винт, пред-
ложенный И. П. Братухиным, представлял собой комбинацию двух
йурехлопастных винтов диаметрами 12 и 7,8 м. Три большие лопасти
Образовывали несущий винт, а три малые лопасти, закрепленные на
Ьтулке между большими лопастями, составляли управляющий винт,
ь Для повышения устойчивости аппарата лопасти несущего винта
крепились к втулке при помощи горизонтальных шарниров, к которым
Ескоре добавили и вертикальные шарниры, а вместе с ними и фрикци-
Биные демпферы колебаний. Одновременно были поставлены упругие
раиновые ограничители колебаний лопастей относительно этих
|арниров для смягчения ударов при запуске двигателей, так как муфты
допления не было.
t Малые лопасти винта, предназначенные для управления, были
вязаны с автоматом перекоса. Большие лопасти могли менять в полете
1Шь общий шаг.
Г За 1933—1935 гг. на вертолете было выполнено много исследова-
^яьских полетов главным образом с целью изучения поведения не-
гщего винта, что позволило спроектировать новый, более мощный
^арат.
I- ЦАГИ 11 А (рис. 285 и 286) был построен по схеме И. П. Бра-
гина в 1936 г. и имел значительно большие размеры и массу, чем
рдыдущие аппараты. Двигатель Кертис «Конкверор» в 630 л. с.
|Л установлен в передней части фюзеляжа носком назад. Перед ним
Щрдился лобовой радиатор с вентилятором. Редуктор двигателя был
до, а на его место вмонтирован центральный редуктор вертолета
четырьмя коническими шестернями — одной ведущей и тремя ведо-
мый. Одна ведомая приводила во вращение вертикальный вал несу-
*ГО инта, а две другие — валы рулевых винтов. Несущий винт был
' 439
Рис. 286. Схема вертолета ЦАГИ 11-ЭА
подобен винту вертолета 5-ЭА. Рулевые винты располагались на концах
небольшого крыла. Две кабины — наблюдателя и летчика (задняя) —
помещались за несущим винтом. Хвостовое оперение было, как в само-
лете: горизонтальное и вертикальное; на крыле были элероны. Управ-
ление ими было двойное. Поскольку они действовали только при на-
личии поступательной скорости, сохранялось и все управление верто-
летного типа. Особенность его заключалась во взаимной связи несу-
щего и рулевого винтов, левый из которых должен был иметь на
Рис. 287. Вертолет ЦАГИ 11-ЭА ПВ
440
режиме висения обратную тягу и вообще на всех режимах должно
было быть обеспечено полное соответствие и взаимодействие всех трех
винтов путем изменения их шага. Механизм управления шагом вин-
тов работал от штурвала и педалей.
;• цаги п -ЭА ПВ (рис. 287). Возникшие трудности проверки, регу-
|ровки и доводки различных агрегатов летательного аппарата при
пытаниях его на привязи в 1936—1938 гг. показали, что он очень
ожен и что надо предварительно отработать порознь его агрегаты
в первую очередь на вертикальных режимах. Решено было переделать
щарат, заменив в нем крыло сварными фермами большого размаха
1 м между осями рулевых винтов вместо 8 м), трехлопастные винты
|аметром 2,25 м заменить (временно) двумя парами винтов, приме-
[Вшихся на вертолетах ЦАГИ 1-ЭА и ЦАГИ 3-ЭА, лопасти несу-
8го винта сделать цельнометаллическими и внести ряд других из-
1нений. Получился новый вариант вертолета, названный ЦАГИ
-ЭА ПВ (пропульсивный вариант), осуществленный в 1938—1939 гг.
В 1940—1941 гг. велись систематические исследования этого аппа-
та в полете. Испытания проводил в качестве летчика инженер
И. Савельев, руководил испытаниями В. П. Лаписов. Вертолет
казал хорошую устойчивость и удовлетворительную управляемость.
1(Льнейшие полеты пришлось прекратить из-за изношенности двига-
Автожиры
и другие летательные аппараты
Автожир изобретен в 1920 г. испанским инженером Хуаном де ля
£рва. В первых образцах ему пришлось преодолеть много трудностей
Йудач. Лишь в 1928 г. он достиг ощутимого успеха. В последующие
Ш в различных странах началось строительство автожиров, первые
Ироторых были копиями аппаратов Сиерва.
Автожир (от греческого autos — сам и gyros — круг, вращение) —
Ительный аппарат тяжелее воздуха, у которого подъемная сила
икает на несущем винте, вращающемся свободно под действием
кающего потока воздуха, проходящего через диск несущего винта, а
И создается силовой установкой. Это дает уменьшение взлетной
садочной скоростей, разбега и пробега.
ИВ первоначальных типах автожира несущий винт перед взлетом
Водился во вращение вручную путем раскрутки или от тянущего винта,
ВДОо оборотов его увеличивалось уже при рулении и разбеге. Позднее
ИЯ* оборудованы специальные приводы к несущему винту от двигателя
ИЬкира.
S СССР первый автожир КАСКР-1 был построен в 1929 г. инжене-
Вг Н. И. Камовым и Н. К. Скржинским. После этого на протя-
жки десяти лет у нас было создано 15 типов и модификаций авто-
IPob. строившихся большей частью в ЦАГИ в основном теми же
Енерами, которые работали над вертолетами.
441
В порядке конструктивного решения автожиров были последова-
тельно разработаны три принципиальные схемы их:
1) крылатый — с неуправляемым несущим винтом и с органами
управления, как в самолете: элеронами и хвостовым оперением; эффек-
тивность органов управления зависела от поступательной скорости
аппарата;
2) бескрылый — с управлением несущим винтом без элеронов и
без горизонтального оперения, но с вертикальным оперением, где управ-
ление осуществляется наклоном оси несущего винта, связанной с
ручкой управления аппаратом посредством рычажной передачи;
3) автожир с непосредственным («прыжковым») взлетом без раз-
бега, где лопасти несущего винта, приводимого от двигателя, меняют
угол последовательно, начиная от угла нулевой подъемной силы при
максимальном числе оборотов (1,5—1,6 от полетного числа оборотов),
по достижении которых угол установки лопастей переводится особым
механизмом на полетный. Аппарат, получив избыточную тягу вверх,
«подпрыгивает» на высоту нескольких метров, после чего под дейст-
вием тяги винта и горизонтальной составляющей тяги несущего винта
получает поступательное движение и переходит на режим набора
высоты.
КАСКР-1 («Красный инженер») (рис. 288). Автожир был выпущен
осенью 1929 г. Внешне имел сходство с ранним автожиром Сиерва
С-8 Мк-1П. В нем был использован фюзеляж самолета У-1 с хвосто-
вым оперением. Двигатель М-2 в 120 л. с. Шасси переделано на очень
широкую колею, а крылья сделаны подкосными. Несущий винт, сво-
бодно вращавшийся, был установлен на четырехгранной пирамиде.
Рис. 288. Автожир КАСКР-1
442
Вделай Ильич Николай Кириллович
Ьов Скржинский
’
i>
{власти винта имели вертикальные и горизонтальные шарниры и соеди-
нись между собой тросами с грузами для демпфирования колебаний
^плоскости вращения. Они не имели ограничителей снизу и в покое
(ржались в горизонтальном положении на подвесках с резиновой
|Вуровой амортизацией сверху.
IT-B этом первом в СССР автожире его авторам пришлось встре-
ться со многими трудностями и неожиданностями и ценой больших
Доий, успехов и неудач накапливать опыт. Так, при первой пробе
Мггателя на земле 1 сентября 1929 г. лопасти ротора от потока
ПТа начали вращаться, но при достижении некоторой скорости что-то
Иеиилось в их уровне и они сбили руль управления, причем были
реждены сами. Тогда первоначальную форму руля У-1 пришлось из-
вггь, и на всех последующих наших автожирах он уже был низким,
гянутым назад. Затем, когда начиналось руление, реактивный мо-
|Г винта валил аппарат на бок. Пришлось подвесить груз в 8 кг
^правое крыло, но опрокидывающий момент все же оставался из-за
иости скоростей лопастей справа и слева при движении аппарата.
Являться с ним научились не сразу, случались поломки и аварии,
©ре аппарат, даже не взлетев, скапотировал, перевернулся на спину
Мл сильно поврежден.
ЖАСКР-2 (рис. 289). В 1930 г. аппарат КАСКР-1 был восстанов-
* и с более мощным двигателем Гном-Рон «Титан» в 225 л. с. под
йм названием КАСКР-2 выпущен в полет. Летал удовлетворительно,
•о выполнено около 90 полетов с наибольшей продолжительностью
мин (летчик Д. А. Кошиц).
. ‘Эти первые автожиры, как и следовавшие за ним автожиры ЦАГИ
и ЦАГИ А-4, имели основные недостатки, присущие всем крыла-
**** автожирам того времени: длинный разбег и большое сопротивле-
1
443
Рис. 289. Автожир КАСКР-2
ние несущего винта. Поэтому четырехлопастный несущий винт расча-
лочного типа был в дальнейшем заменен трехлопастным со свободно-
несущими лопастями, которые в узлах крепления опирались неболь-
шими вертикальными ограничителями на корпус втулки у горизон-
тальных шарниров. При этом лопастям был дан свес 5—7 0 от прогиба.
В плоскости вращения лопасти имели горизонтальные ограничители
в вертикальных шарнирах. Для демпфирования движения лопастей
в плоскости вращения были установлены (у нас начиная с авто-
жира ЦАГИ А-6) в вертикальном шарнире демпферы фрикционные,
масляно-пневматические, масляно-пружинные или же просто пружин-
ные.
Уменьшение длины разбега было достигнуто предварительным
раскручиванием ротора путем механического запуска. Трансмиссия
состояла из привода на двигателе, фрикционной муфты сцепления,
редукторов, валов с шарнирами Гука и муфты свободного хода. Перед
взлетом муфта сцепления выключалась и связь двигателя с несущим
винтом прекращалась.
ЦАГИ 2-ЭА (рис. 290) 1— экспериментальный автожир, выпол-
ненный по винтокрылой схеме, близкой к автожиру Сиерва С-19 Мк-Ш.
На нем впервые у нас были, проведены систематические исследова-
ния при проектировании и в полете. Разработкой руководил И. П. Бра-
тухин и В. А. Кузнецов. Конструкция — смешанная, с использованием
труб из стали ХМА в пирамиде несущего винта и в лонжеронах лопас-
1 «Техника воздушного флота», 1933, № 5, с. 1, № 7, с. 7.
444
Фюзеляж с моторамой — ферменный, сварной из труб стали М,
ио — деревянное, подкосное, обшивка — везде полотняная. Вы-
gen в начале 1931 г.
По своим качествам автожир не уступал подобным зарубежным
[рратам, оказался удачным и был передан после испытательных
(Иов в агитэскадрилью им. Максима Горького.
'ЦАГИ А-4 (рис. 291) '. Схема и конструкция автожира — в основ-
ано типу 2-ЭА, но вертикальное оперение — неразнесенное, управ-
ще — двойное, запуск несущего винта — от двигателя М-26 в 300
* Скржинский Н. К. Автожир А-4 ЦАГИ. М., ОНТИ, 1934, 64 с.
L •
***• Автожир ЦАГИ А-4
ь
445
л. с. Проектирование и постройка были начаты вслед за постройкой
автожира ЦАГИ 2-ЭА. Уверенность в машине была столь велика,
что еще до окончания опытного экземпляра была начата небольшая
серия. А-4 был первым автожиром, проходившим испытания в НИИ
ВВС (1933 г.). Испытания прошли удачно, и в 1934 г. были выпущены
серийные экземпляры. К сожалению, их раздали поштучно в воин-
ские части, а так как никто еще не был обучен полетам на авто-
жире, то все аппараты быстро были разбиты при попытках летать на
них.
ЦАГИ А-6 (рис. 292). Автожир был значительно совершеннее пре-
дыдущих, с тремя свободнонесущими лопастями винта и двигателем
М-11 в 100 л. с. Крыло и лопасти были сделаны складными для
Рис. 292. Автожир ЦАГИ А-6
446
ММ. Автожир ЦАГИ А-8
Цртва хранения (впервые в СССР). Конструкция в общем та же,
автожира 2-ЭА, но шасси — без амортизации, с баллонными
{сами. Автор разработки В. А. Кузнецов. Автожир был выпущен
|нале 1933 г. и проходил испытания. Летные качества были вы-
ll* но зимой 1933—1934 гг. при испытаниях аппарат был раз-
нЛГИ А-8 (рис. 293) строился как дублер автожира А-6, но в него
^Внесен ряд принципиальных изменений: крыло — без отгибов на
Их, но с углом поперечного V, равным 5 °, шасси — с масляно-воз-
Юй амортизацией (впервые в СССР). Характерной была конст-
ря кабана ротора, состоявшая из двух труб, расположенных в-
рЙьной плоскости и расчаленных лентами. Эта конструкция была
внеиа и в последующих автожирах. На А-8 были проведены ис-
ЮВания новых схем втулок несущего винта и проверена эффектив-
‘ь Управления им путем отклонения его оси. Эта работа послужила
447
Рис. 294. Хвостовое оперение автожира ЦАГИ А-8
основой для проектирования бескрылых автожиров. Был вариант хвос-
тового оперения по типу «бабочки» (V-оперения) (рис. 294). Аппарат
был выпущен в 1933 г. и использовался для разнообразных испытаний.
ЦАГИ А-13 (рис. 295) — модификация автожиров А-6 и А-8, двух-
местный, назначение — для связи. Впервые был применен несущий
винт, наклоняемый в полете в продольном направлении для изменения
балансировки, снабженный механическим запуском от двигателя М-И,
складной, как крыло и оперение. На концах стабилизатора предусмот-
рены дополнительные шайбы. Был выпущен в 1936 г. и успешно прошел
заводские испытания.
Рис. 295. Автожир ЦАГИ А-13
448
* ЦАГИ А-14 — первый советский автожир бескрылой схемы с не-
рсредственным управлением. Двигатель М-11. Размеры, конструкция
, масса, как у автожира А-13, но крыло отсутствует, а на концах
габилизатора установлены наклонные шайбы. Принципиально новым
управление несущим винтом (удачно решенное). Первона-
цдьно оно было сделано червячным, т. е. с самоторможением. Однако
Mi этом оставалось большое давление на ручку. Впервые была приме-
рна пружина для создания градиента давления на ручке. Первый
)|Дет был 17 сентября 1935 г. В 1936 г. была проведена большая работа
h исследованию устойчивости бескрылого автожира в полете.
F. ЦАГИ -12 (рис. 296) — экспериментальный бескрылый с непос-
^ственным управлением одноместный скоростной автожир конструк-
$ Н. К. Скрижинского. Двигатель М-25 (Райт «Циклон») в 670 л. с.
щзеляж с силовой группой сделан по типу истребителя И-16, а на
даоте впервые у нас были устроены регулируемые створки — «юбки»,
песто центроплана было установлено мощное одностоечное шасси
большим ходом масляно-воздушной амортизации и широкой колеей.
Вренне — подкосный стабилизатор с разнесенными небольшими
Мями-шайбами на концах, несимметричный по размаху, чтобы со-
Ещгь момент относительно продольной оси автожира для компенсации
Ььшого реактивного момента несущего винта. Это было необходимо,
скольку на взлете и на малых скоростях для компенсации момента
Ьущего винта приходилось отклонять ось несущего винта на очекь
$ Зак. 182
большой угол. Втулка несущего винта — с пересекающимися осями
горизонтальных шарниров (так было в А-8 и А-14) и с раскруткой
его перед взлетом. Автожир, выпущенный в начале 1936 г. показал
скорость 245 км/ч и потолок — 5570 м. Было выполнено 43 полета
общей продолжительностью 17 ч 55 мин, но 23 мая 1937 г. произошла
катастрофа из-за поломки в Воздухе лопастей ротора по причине
усталости материала их лонжеронов в условиях переменных динами-
ческих перегрузок. Погиб летчик С. Козырев.
Бескрылые автожиры, способные взлетать без разбега (прыжковые,
с прыжковым взлетом), до 1939 г. у нас только проектировались.
Сюда относится А-9 Н. К- Скржинского (1936 г.) с двухлопастным
ротором (впервые). Аппарат не строился из-за гибели А-12. Было еще
два проекта под маркой А-10 шестиместного пассажирского авто-
жира с двигателем М-22. Первый был автожир крылатого типа с трех-
лопастным несущим винтом на основе А-4, спроектированный
Н. К. Скржинским еще в 1933 г.
Понемногу все пришли к выводу, что с 1936 г. уже целесообразнее
строить такой автожир по бескрылой схеме. Но после гибели А-12
такой проект не разрабатывался.
ЦАГИ А-15 (рис. 297) — бескрылый автожир с непосредственным
управлением по схеме и конструкции А-14, но крупных размеров, с дви-
гателем М-25В. Назначение — военный корректировщик и разведчик.
Вооружение — пулеметы ШКАС: один синхронный и два на турели.
Оборудование — фотоаппарат АФА-13 для перспективной съемки,
Рис. 297. Автожир ЦАГИ А-15
450
298. Автожир ЦАГИ А-7
дио. Эскизный проект разрабатывал М. Л. Миль. Конструктивной
Сработкой руководил В. А. Кузнецов. Из-за некоторых сомнений
нерешенных вопросов по несущему винту аппарат, законченный по-
Ьойкой в 1937 г., не был выпущен в полет, чему способствовала также
«дача с А-12.
Г ЦАГИ А-7 (рис. 298) — крылатый двухместный автожир с трех-
|Ластным свободнонесущим ротором, на шасси с носовым колесом
|ые в СССР). Двигатель М-22 в 480 л. с. Конструктор Н. И. Камов
л над проектом этого аппарата с 1931 г. Было три варианта.
7 впервые в мире была поднята нагрузка в 750 кг, достигнута
ть 221 км/ч и выполнены перелеты на расстояние 1000 км. Была
шая серия.
А-7 были существенные элементы новизны. Его трехколесное
было не совсем обычным — продольная база колес составляла
22 % от общей длины аппарата. На стоянке несущий винт на-
я в горизонтальном положении, благодаря чему устранялись
|тные резонансные колебания лопастей при раскручивании и
вке винта, часто наблюдавшиеся в автожирах с обычным шасси
>шим стояночным углом. Это позволило значительно упростить
несущего винта и сократить разбег автожира. Горизонтальное
ение несущего винта при рулении предохраняло автожир от
|дывания даже при порывистом ветре до 16 м/с. Другое ново-
ие—устройство обратной (перевернутой) щели в горизонталь-
черении, что увеличивало эффективность руля высоты и сокра-
пробег. Элероны были обычными, щелевыми. Лопасти несущего
и консоли крыла могли складываться при хранении.
лопастях несущего винта лонжероны были из труб стали ХГСА;
ЭЬ1 и стрингеры — деревянные, задняя кромка — из стали
>6; обшивка носка — фанерная. Все обтянуто льняным полотном,
с лопасти имел ряд силовых отсеков, локализовавших передачу
451
нагрузок на лонжерон. Раскручивание винта требовало плавности
включения, для чего была сделана специальная гидромеханическая
муфта включения с кольцевой мембраной. Сцепление дисков' трения
получалось от нажатия мембраны гидросистемы. От нее уже управ-
лялись тормоза колес.
Фюзеляж — ферменный, сварной из труб ХМА, обшивка — дур-
алюмин. Крыло — деревянное, оперение — металлическое, все — с по-
лотном, под стабилизатором — два дополнительных киля, шасси —
в обтекателях, на двигателе — кольцо Тауненда.
Первый экземпляр автожира был выпущен и проходил заводские
испытания в 1934 г. Потом на нем было установлено вооружение и в
1936 г. проведены госиспытания как ближнего разведчика и корректи-
ровщика (летчик А. А. Ивановский).
ЦАГИ А-7 бис (А-7-За). На основе испытаний в 1936 г. был
выпущен второй экземпляр автожира А-7, в котором втулка несущего
винта крепилась не на пирамиде (что оказалось неудобным для лет-
чика), а на толстой стойке (двухстоечном кабане) с двумя лентами-
расчалками, как в автожире А-8 и др. В автожире были проведены
и другие конструктивные улучшения. Полетная масса возросла на
200 кг. Вооружение — три пулемета ПВ-1, из которых один синхронный
вперед и два — на турели.
В 1937 г. автожир успешно прошел госиспытания, и была выпущена
войсковая серия в 1938—1939 гг. Она применялась в Смоленском
оборонительном сражении (1941 г.), для ближней разведки и разбра-
сывания листовок. Один А-7 бис в 1938 г. применялся для опыления
садов в предгорьях Тянь-Шаня.
Автожир АК—последний для своего времени у нас автожир, на-
чатый проектированием в 1940 г., бескрылый, с двухместной закрытой
кабиной (места рядом), с двигателем МВ-6 в 220 л. с. с толкающим
винтом. Несущий винт автожира трехлопастный. Аппарат проекти-
ровался под руководством Н. И. Камова при участии М. Л. Миля.
Постройка в условиях эвакуации не была завершена.
К 1940 г. работы по винтокрылым аппаратам в ЦАГИ прекра-
тились, БОК и ООК закрыты, и с января 1940 г. при Московском
авиационном институте (МАИ) было организовано вертолетное ОКБ-3,
куда вошли многие работники ООК. Руководил новым ОКБ первые три
месяца Б. Н. Юрьев, а в дальнейшем И. П. Братухин. До 1945 г. других
ОКБ по вертолетам не было, а работы по автожирам вообще были
прекращены и в плановом порядке больше не возобновлялись. Они
строились потом только по инициативе студентов вузов или же конст-
рукторов-энтузиастов на тех же основаниях, что и легкие самолеты и
авиетки.
Для завершения истории винтокрылых аппаратов этого периода
остается привести еще две неудачные попытки.
Жироплан П. И. Экономова (рис. 299). Павел Иванович Экономов,
по профессии авиационный столяр, без отрыва от производства окончил
в 1935 г. МАИ. Еще в 30-х годах он изобрел самопуск для двигателей.
В 1936 г. он строил летательный аппарат типа соосного автожира с
452
U 299. Жироплан П. И. Экономова
Кгмя большими (около 22 м в диаметре) несущими винтами, лопасти
Йюрых имели вид трапециевидных крыльев толстого профиля с эле-
Мми.
«Полет должен был обеспечиваться четырьмя двигателями с обыч-
|ри винтами.
Ml рое кт был примитивен, многое в нем было не совсем ясно и самому
Мретателю, многое недоработано. Но это была смелая попытка энту-
ПТа того времени, когда других работ по вертолетам почти не было,
М границей проводились лишь первые опыты с автожирами. Были
йаны лопасти несущих винтов и некоторые детали, но дальше дело
ПОШЛО.
Ипеликожир Изакко (И-4, «Изакко-4») (рис. 300). Витторио Изак-
Ьг итальянский конструктор, работавший у нас в 1932—1936 гг., автор
hr
нескольких геликожиров, строившихся им в разных странах, в том
числе и в Советском Союзе.
Схема аппарата соответствовала автожиру со свободно вращав-
шимся несущим винтом, на концах четырех лопастей которого устанавли-
вались авиадвигатели с воздушными винтами, приводившие несущий
винт во вращение.
На геликожире основным был двигатель Райт J-6 в 300 л. с.,
на лопастях стояли «Джипси III» в 120 л. с. с четырехлопастными
винтами.'Аппарат был шестиместный (летчик и пять пассажиров).
На концах лопастей, позади двигателей, были установлены своеобраз-
ные элероны, управляемые тросовым приводом, для изменения угла
атаки лопастей. Автомата перекоса не было.
Фюзеляж — ферменный, сварной из стальных труб ХМА, с
полотном, хвостовое оперение — вертикальное и горизонтальное —
дуралюминовое с полотном. В средней части фюзеляжа, над каби-
ной, была установлена ось несущего винта с втулкой. Лопасти —
двухлонжеронные, лонжероны — балочные, коробчатые, с полка-
ми, закрытыми профилями и двумя стенками с отверстиями облег-
чения; лонжероны сходились в корне; нервюры — ферменные из
дуралюминовых трубок 12X10 мм, обшивка лопастей — полотня-
ная.
Проектирование геликожира было начато в конце 1932 г., постройка
велась в ЗОК НИИ ГВФ. В ходе ее возникли сомнения в правиль-
ности идеи такого аппарата. Было созвано совещание с участием про-
фессора Б. Н. Юрьева. Расчетов геликожира у Изакко не оказалось,
проверка проекта дала результаты в общем отрицательные, сомне-
ния остались, но все же постройка в 1935 г. была завершена. Испы-
тания аппарата начались с пробы двигателей несущего винта. Уже
при неполных оборотах были обнаружены деформации дуралюминовых
цапф крепления двигателей. Были сделаны новые цапфы из стали, но
тогда обнаружились вибрации лопастей, и один из двигателей сорвался
с лопасти. Всем стало ясно, что летать аппарат не будет. Идея вра-
щения лопастей несущего винта большого диаметра посредством
винтомоторных установок оказалась неосуществимой. Вращение
можно было обеспечить при помощи компактных прямоточных дви-
гателей или же реактивных сопел, но в 30-х годах таких устройств еще
не было. Работы Изакко были прекращены. Не больший успех имели
и другие его геликожиры, которые он пробовал строить в других стра-
нах.
В 1936 г. был приобретен с целью ознакомления и Испытаний
экспериментальный автожир Сиерва С-ЗОР английской работы. Было
выполнено много испытательных и показательных полетов на Цент-
ральном аэродроме. Аппарат был всесторонне проверен, его летные
качества как прыжкового типа оказались в общем такими же, как
у наших автожиров того времени, учитывая различную мощность их
двигателей. По наружному виду он был выполнен очень чисто и по
всему поведению производил впечатление хорошо отлаженной маши-
ны.
454
Работы А. Г.Иосифьяна по привязному
электровертолету 1
Андроник Гевондович Иосифьян, инженер-электрик, потом акаде-
^с, на протяжении более двух десятков лет занимался проблемой
(дектрогеликоптера» — вертолета, приводимого в движение электро-
|Йгателями от источника тока, находящегося на земле или же на
{Йом аппарате.
Были разработаны очень легкие электродвигатели (0,18 кг/кВт или
рло того), которые устанавливались на концах лопастей или же на их
fcxax и приводили роторы во вращение. Консультировали эти работы
I Н. Юрьев, А. И. Путилов. В постройке принимал участие инж.
|'С. Блинов.
^Первые опыты относятся к 1930—1933 гг.— модель вертолета с
примитивным трехлопастным ротором и минивинтами на лопастях,
Связная. Не летала.
>В 1933—1935 гг. была построена малая модель соосной схемы
[аметр обоих винтов 1,8 м) с шарнирным креплением лопастей,
£са модели — 28 кг, в том числе электродвигателя — 11 кг, трех-
Ьного асинхронного мощностью 0,52 кВт с питанием от обычной
мтросети напряжением 220В через гибкий кабель. Были прове-
ДО всесторонние испытания, позволившие перейти к более круп-
' модели Чой же схемы с диаметром винтов 6 м и с электродвига-
|№м мощностью 25—30 кВт. Но эта модель еще не могла поднять
рвека.
начале 1937 г. была закончена постройка модели привязного
мкоплана» — электровертолета с трехлопастным несущим винтом
негром 11 м. На концах лопастей — электродвигатели мощ-
Вшо 8 кВт (масса 8,3 кг) с тянущими винтами диаметром 0,4 м
ВОр об/мин), полная масса модели с человеком — 320 кг. Крепление
дустей — шарнирное с автоматом перекоса. Число оборотов не-
Вмго винта — примерно 75 в минуту.
мае — июне 1937 г. были проведены испытания, а 8—9 июня —
Ммрты на высоту до 1 м. При оборотах несущего винта до 45 об/мин
ЙОвка работала нормально, но при повышении оборотов до 75
МИН начинались вибрации втулки и резкое дерганье ручки управле-
Зз-за перетяжеления модели (против расчетных предложений)
артели работали с перегрузкой не более 10 мин из-за перегрева.
•j*e испытаний произошла поломка при посадке, и широкая про-
ема испытаний не была завершена.
Можно было отметить, что тяга несущего винта при полезной мощ-
20 кВт составляла 16 кгс/кВт и соответствовала массе аппарата
кг.
И?аксон М- Советское вертолетостроение, М., Машиностроение, 1981,
455
В 1940 г. была попытка скон-
струировать «вертолет-пояс», не
давшая результатов.
В 1941 г. была выполнена инте-
ресная работа по переделке вер-
толета ЦАГИ 5-ЭА (рис. 301),
заключавшаяся в постановке на
нем взамен двух его поршневых
двигателей М-2 двух особо облег-
ченных электродвигателей, постро-
енных специально для этой цели, и
в частичной переделке главного
редуктора. Мощность электродви-
гателей была 200 л. с. при
2200 об/мин и массе 130 кг каж-
дого. Питание электродвигателей
производилось специальной пере-
движной электростанцией через
гибкий бронированный кабель
большой длины.
Рис. 301. Вертолет цаги 5-ЭА В середине 1941 г. были начаты
испытания. Летчик В. А. Карпов
выполнил ряд подлетов на высоту
нескольких метров и делал небольшие круги. С началом войны работы по
привязному вертолету были прекращены и больше не возобновлялись.
Работы ОКБ-3 И. П. Братухина
В 1937—1938 гг. и в последующие годы интерес к вертолетам и
автожирам у нас снизился. Начало войны еще более способствовало
этому. Все ОКБ по винтокрылым аппаратам были закрыты и взамен
их было организовано конструкторское бюро И. П. Братухина (ОКБ-3),
но уже в учебном институте МАИ, а не в порядке опытного строи-
тельства НКАП. Тематикой ОКБ-3 стали вертолеты двухвинтовые по-
перечной схемы — новой схемы, которой до этого времени уделялось
мало внимания. ОКБ-3 построило и испытало восемь опытных образ-
цов таких вертолетов. Правда, разрабатывались и эскизные проекты
вертолетов других схем, но они не были реализованы.
Все построенные вертолеты (табл. 35) начиная с 1940 г. были
оснащены поршневыми двигателями воздушного охлаждения, посте-
пенно модифицируемыми и приспособляемыми для работы на верто-
летах (установкой редуктора, муфт включения и свободного хода вен-
тиляторным устройством для охлаждения и др.).
Вертолеты ОКБ-3 были следующие.1
1 Изаксон А. М. Советское вертолетостроение, М.; Машиностроение, 1981,
с. 149—171.
456
«Омега» (2МГ) (рис. 302) — двухвинто-
ifl вертолет с поперечным расположением
сущих винтов, с двумя двигателями
В-6 рядного перевернутого типа, мощ-
цстью в 220 л. с. при 2500 об/мин на
1соте 2000 м, со специальным редуктором,
^фтой свободного хода и включения. Дви-
»гели были связаны между собой валом
Йхронизации с муфтой, обеспечивающей
Лет и на одном работающем двигателе.
|нты — трехлопастные диаметром 7,0 м;
Вьнодуралюминовые лопасти их крепи-
сь к втулке шарнирно — с вертикальным,
щзонтальным и продольным шарнирами,
[фюзеляж с двухместной закрытой ка-
Вой ферменный, сварной из стальных
/б М, С ПОЛОТНЯНОЙ обшивкой, к мото- Иван Павлович Братухин
рдолам идут четырехгранные фермы так-
I арной конструкции. Хвостовое опе-
вертикальное — как в самолете киль и руль направления,
ршине киля установлен стабилизатор с изменяемым в полете
установки, с подкосами. Кроме того, управление аппаратом
являлось и путем наклонения несущих винтов и изменения их
сизный проект был утвержден 27 июня 1940 г., вертолет был
ен в августе 1941 г. и сразу же начались его испытания — перво-
го на привязи. Эвакуация ОКБ вместе с МАИ прервала на год
I по вертолету. В 1943 г. после устранения неполадок в работе
глей и всех систем начались летные испытания (летчик К. И. По-
;в). Аппарат показал в общем удовлетворительные данные, вы-
вертикальные взлеты и посадки, развороты на месте на 360°,
и и планирование на посадку. Однако снять точные показания
лось.
иега-П» (рис. 303) — модификация первого вертолета с двигате-
ЧГ-31Ф мощностью 300 л. с. при 1860 об/мин и максимальной
с. при 1950 об/мин. Соответственно им были переделаны капоты,
пение, топливная система, верхние и нижние редукторы, муфты
?ния и сами боковые фермы.
сентября 1944 г. по осень 1945 г. вертолет проходил испытания,
! которых путем изменения передаточного числа трансмиссии
'лучшена тяга несущих винтов на 300 кгс и тем увеличен дина-
ий потолок до 3000 м (а было 700 м). С осени 1945 г. вертолет
|-П» использовался для обучения и тренировки летного состава,
жазан на воздушном параде в Тушино, но вскоре был снят с
ьтации из-за износа двигателей и отсутствия запасных.
«J.T3 — развитие вертолета «Омега-П», но с импортными двига-
йпИи Пратт-Уитни R-985AN-1. Аппарат имел определенное военное
Речение — артиллерийский корректировщик. Два экземпляра его
проходили летные испытания, но еще до окончания их решено было
построить небольшую войсковую серию. Один из построенных верто-
летов был передан в воинскую часть для тренировки летного состава.
Г-4 отличался от вертолета Г-3 новыми двигателями АИ-26ГР
(370 л: с. при 2000 об/мин и 500 л. с. при 2100 об/мин) и связанными
с ним агрегатами. Размеры вертолета были немного увеличены и не-
которые места усилены. Номинальная мощность на расчетной высоте
3000 м — 420 л. с. Этот двигатель был первым, специально приспособ-
ленным для работы на вертолете — имел особый редуктор, переда-
вавший вращение вверх — к несущему винту и в сторону — на син-
хронный вал. Был еще привод к осевому вентилятору принудитель-
ного охлаждения. Была обеспечена работа обоих винтов при остановке
одного из двигателей. Диаметр несущих трехлопастных винтов стал
7,7 м. Конструкция их цельнометаллическая.
Первый экземпляр Г-4 вышел на заводские испытания в октябре
1947 г. (летчик М. К. Байкалов). Была доказана возможность полета
без снижения на одном работающем двигателе и посадки с безмотор-
ного планирования на режиме авторотации несущих винтов. Испытания
не оправдали расчетных показателей, были прерваны аварией из-за
ошибки в пилотировании (как следствие недостаточного инструктажа
летчика) и продолжены на дублере вертолета Г-4, в который были
внесены изменения — лопастям несущих винтов придана крутка на
концах в 6°45' при угле установки лопастей 5°45'.
Дублер прошел полные испытания по расширенной программе,
особенно в части полета на режиме безмоторного планирования (впер-
вые у нас). Скорость снижения при планировании на режиме авто-
ротации была 12 м/с на угле планирования 15,5°—16 °. Посадка
нормально происходила на скорости 80—90 км/ч с пробегом 10—15 м.
458
таты трансмиссии и несущей системы прошли систематические
Часовые ресурсные испытания (впервые у нас).
•вр^Олет Г-4 вместе с двумя вертолетами Г-3 был показан на
уШном параде 1947 г. Была построена небольшая серия.
Г® (рис. 304) — пассажирский шестиместный (пять пассажиров)
адет — развитие предыдущих с двигателями АИ-26ГР («Ф») —
•фОванными до 550 л. с. взлетной и 420 л. с. номинальной мощ-
459
Рис. 304. Вертолет Б-5
ности при тех же габаритах и массе, с теми же редукторами и муф-
тами. Диаметр несущих винтов 10,0 м. Боковые фермы заменены сво-
боднонесущим крылом, дававшим подъемную силу в 25 % от полной
массы вертолета. Профиль крыла несущий (более выпуклый сверху).
Фюзеляж — дуралюминовый полумонокок. Аппарат был закончен в
1947 г. и на протяжении года проводились его испытания на привязи,
в ходе которых был также выполнен ряд полетов на небольшой высоте.
Но полные испытания не проводились, так как вопрос о применении
этого опытного (а в сущности экспериментального) вертолета для
пассажирских перевозок не возникал и практического интереса здесь
не было.
Б-9 — модификация вертолета Б-5, его санитарный вариант для
перевозок четырех больных на носилках в сопровождении одного мед-
работника. Отличия — лишь в форме и оборудовании фюзеляжа,
мидель которого был несколько больше, чем у Б-5. Носилки раз-
мещены в два яруса вдоль правого борта, медработник — слева. Про-
Рис. 305. Вертолет Б-10
460
г
филь крыла — симметричный, установлено крыло под положительным
углом. Б-9 был вполне удачен и послужил основой для дальнейших
' модификаций.
j‘ Б-10 (рис. 305) — модификация вертолетов Б-5 и Б-9. Двигатели
1?АИ -26ГРФ взлетной мощностью в 575 л. с. и номинальной на земле
400 л. с. Экипаж: летчик (слева), штурман (впереди справа) и
Г Наблюдатель (за крылом). По общей схеме и размерам Б-10 повторял
jfj-5 и Б-9, но к крылу (симметричного профиля) от низа фюзеляжа
|ц1ЛИ подкосы по два с каждого борта, продолженные над крылом
основанию втулок несущих винтов. Сделано это было с целью из-
менить собственные частотные характеристики крыла, чтобы избе-
жать резонанса колебаний.
Хвостовое оперение: стабилизатор с изменяемым в полете углом
^Чгстановки и разнесенное вертикальное оперение на концах стабили-
затора. Нос фюзеляжа — застекленный, над ним почти шарообразная
Экранированная турель (без оружия), в средней части фюзеляжа —
мсек для фотоаппаратуры или же для перевозки в нем грузов, а воз-
ilkJJKHO, двух-трех пассажиров. Шасси — с носовым колесом, с возмож-
,|юстью уборки в мотогондолы.
(к Б-10 был выпущен в 1947 г., успешно прошел испытания, но ин-
гЖреса к себе не вызвал, как и оба предыдущие, так как в это время
нас имела место некоторая переоценка взглядов на применение раз-
Вшйчных схем в вертолетах, причем схема поперечная не очень одоб-
рялась.
BA1- Б-11 (рис. 306) —вертолет связи, развитие типа Б-10, по схеме
конструкции ряда основных агрегатов аналогичен вертолетам типа
^5, Б-9 и Б-10. Крыло получило несущий профиль прежний, но подкосы
го оставались, как и в Б-10, а задние подкосы (верхние и нижние)
Ьми снабжены гидравлическими демпферами. Вертолет был обору-
ВЬан для ночных полетов. Двигатели АИ-26ГР («Ф») в 420/550 л. с.
Ьк’аметр несущих винтов—10,0 м. Аэродинамика аппарата была
мчшена, нос фюзеляжа с двухместной кабиной в нем стал округлым,
* не многогранным, вся отделка чище. Хвостовое оперение — по типу
•4 и Б-5, т. е. стабилизатор поднят на вершину киля, над рулем на-
ривления. В центральной части фюзеляжа — грузовой отсек с боль-
foft дверью в борту, приспособленный и как санитарный для перевозки
Яого лежачего больного и медработника. Управление вертолетом —
’помощью автоматов перекоса, которые через суммарно-дифферен-
рльный механизм связаны с ручкой и педалями управления.
апреле 1948 г. два экземпляра Б-11 были переданы на завод-
испытания, в июне были начаты полеты первого, а в сентябре —
^ЧЮго экземпляра (дублера). В ходе испытаний оба аппарата вы-
•*Нили полет на расстояние 80 км с возвращением назад без по-
УКи> а первый — полет на одном двигателе продолжительностью 47
и три полета на высоте 2300 м общей продолжительностью 2 ч
мин. Правда, на некоторых режимах, особенно на максимальной
~фости на высоте, возникали вибрации и колебания ручки управления,
объяснялось малым углом установки крыла (которое на больших
461
скоростях не давало должной подъемной силы, из-за чего перегру-
жались несущие винты). Кроме того, было достоверно установлено
совпадение собственных частот колебаний некоторых агрегатов с
частотами колебаний двигателей на их резиновых амортизаторах и
несущих винтов. Поэтому испытания по программе были прерваны
до устранения дефектов, для чего надо было исследовать эти нежелатель-
ные явления. В одном из таких полетов, когда записывались колеба-
ния агрегатов, 13 декабря 1948 г. с дублером Б-11 произошла катаст-
рофа из-за разрушения вилки крепления одной из лопастей вследствие
конструктивного и производственного дефекта. Погиб летчик К- И. По-
номарев.
Потребовалось внести ряд изменений в конструкцию, решено было
сменить двигатели на АИ-26ГРФ с повышенной мощностью в 420/575
л. с. Это было выполнено быстро и первый вертолет Б-11 был показан
на воздушном параде. Он был в общем хорошо (лучше, чем все пре-
дыдущие) исследован и доведен, обладая хорошей устойчивостью и
управляемостью на всех режимах полета. Для полной доводки остава-
лось еще несколько невыполненных пожеланий. Однако предложение
ОКБ об этом не было поддержано, чему способствовало известное
разочарование в двухвинтовой поперечной схеме и успехи вертолетов
одновинтовой схемы.
462
Относительно двухвинтовых вертолетов пришли к выводу о преиму-
ществах продольной схемы («вагон»), как имеющей меньшее лобовое
Ьопротивление.
} Эскизные проекты, которые разрабатывались в ОКБ-3, принад-
лежали к различным схемам. В их числе были двухвинтовые привыч-
кой поперечной схемы, одновинтовые с рулевым винтом, комбиниро-
ванные — поперечной схемы с дополнительными небольшими тяну-
щими винтами в мотогондолах (предшественники винтокрыла),
к реактивным несущим винтом — прямоточными двигателями на
Банцах лопастей. Проекты не были реализованы. Можно отметить поло-
жительные результаты работ ОКБ И. П. Братухина.
Щ Вертолеты ОКБ-3 были первыми советскими вертолетами, пока-
Жвшими достаточно высокие летные данные и пригодными для практи-
Ьского применения. Сформировался двигатель, приспособленный для
Ьтановки на вертолете. Проведены испытания вертолета на режимах
ввмоторного планирования и посадки (впервые у нас), как и длитель-
Ьме ресурсные испытания.
ш Продолжалось изучение теоретических вопросов по нормам проч-
Ьсти, вибрациям. Были определенные достижения в области конст-
|Щ(Ций — разработка и освоение цельнометаллических лопастей,
Ьханизмов и др.
L- Коэффициент нагрузки на 1 м2 ометаемой площади поднялся с
Ь*-15 кг/м2 до 23—26 кг/м2, что потом стало правилом.
1945 г. ОКБ-3 перестало быть единственным. Н. И. Камов до-
ВЬвся организации своего ОКБ. Первоначально это была небольшая
Муппа, помещавшаяся в двух комнатах, и лишь постепенно расширен-
BRI до приличествующих ОКБ масштабов. В конце 1944 г.— начале
ИЦб г. вертолеты были включены в тематику работ мощного ОКБ
ИС. Яковлева. В 1947 г. было организовано новое специальное ОКБ
Нм руководством Михаила Леонтьевича Миля — главного конструк-
МЦ и известного теоретика в области винтокрылых летательных
Царатов, занявшее вскоре основное место среди других.
МИВ 1947 г. была организована небольшая конструкторская группа
ИЩфуководством Б. Я. Жеребцова, Ю. С. Брагинского и Ю. Л. Ста-
МЙШа для всестороннего исследования вертолета с реактивным при-
несущего винта для того, чтобы вынести окончательное реше-
об его пригодности или же непригодности. Для проведения ис-
Вр*®ний был построен упрощенной схемы «минивертолет» с двух-
ИрМстйым винтом диаметром 7 м с возможностью его увеличения
м подстановкой сменных законцовок. На концах лопастей — мини-
^рр*ые пульсирующие двигатели (длиной 0,25 м) с подачей к ним
И^ЮЯего из бака внизу основания колонки, на которой смонтирован
В** со свободным ходом.
В**Аппарат испытывался на грузовике ЗИС-150 и на специальном
Тяга двигателей составляла 9,12 и 17 кгс. Было выполнено
^^колько пробежек и подлетов вблизи земли (летчик Смирнов) в
с. В ходе испытаний все устройства действовали удовлетвори-
JWbHo. Были получены следующие неоспоримые выводы.
463
Тяга двигателей на лопастях при поступательном движении аппа-
рата падает до 45 % ее статического значения, расход горючего велик
авторотационные качества винта ухудшены из-за сопротивления дви-
гателей, а главное — нестерпимый шум. В 1952 г. все работы были
прекращены, и в дальнейшем к этой идее уже не возвращались.
Организация новых ОКБ -по вертолетам Камова и Миля в
1945—1947 гг. (а в сущности — восстановление старых) была вполне
закономерным делом. В то время (1940—1945 гг.), когда у нас верто-
летам особого внимания не уделялось, на Западе ими занимались без
перерывов. С 1944 г. к нам стала поступать обширная (в какой-то
мере рекламная) информация о достижениях в вертолетостроении.
Появился вертолет Сикорского S-51 одновинтовой схемы с одним
рулевым винтом — нашей же Юрьевской схемы 1910 г., которая у нас
еще не была разработана до степени практического применения. И хотя
применение вертолетов во второй мировой войне было незначитель-
ным, уже были их серийные и принятые на вооружение образцы, как,
например, S-51.
Н. Е. Камов стал заниматься двухвинтовыми вертолетами соосной
схемы, первоначально небольших размеров. Первые два образца их —
Ка-8 и Ка-10 были выпущены им до 1950 г. и в дальнейшем получили
широкое развитие в ряде типов и модификаций.
ОКБ М. Л. Миля выпустило до 1950 г. всего один вертолет —
Ми-1, но зато доработанный в такой степени, что он стал серийным
прототипом многих его модификаций и целого ряда дальнейших верто-
летов той же одновинтовой Юрьевской схемы во все возрастающих
размерах, вплоть до рекордных.
В ОКБ А. С. Яковлева до 1951 г. были построены один экспери-
ментальный и один опытный вертолеты.
Эти первые работы всех трех ОКБ можно было бы и не приводить
здесь, а в интересах цельности изложения истории каждого ОКБ дать
в другой книге. Но можно привести их именно здесь, оторвав от по-
следующих работ. В пользу этого говорит формальный повод — дать
все возможные материалы по истории нашего самолетостроения
(вместе с вертолетостроением) до 1950 г. Но и кроме того — что особенно
важно — год 1950-й стал началом нового, качественно отличного этапа
в развитии вертолетостроения, по сравнению с которым все, что было
сделано до него, стало выглядеть лишь как подготовительная ступень.
Работы ОКБ Н. И. Камова1
Ка-8 (рис. 307) — вертолет (см. табл. 35) двухвинтовой соосной
схемы, малых размеров, одноместный, с двигателем М-76 мотоцик-
летным двухцилиндровым в 44,8 л. с. номинальной и взлетной мощ-
ности, экспериментальный, в дальнейшем предназначенный для связи
и наблюдения. Выпущен в 1947 г.
1 Изаксон А. М. Советское вертолетостроение. М., Машиностроение, 1981,
с. 175—179.
464
Рис. 307. Вертолет Ка-8
Конструкция аппарата от-
личалась предельной просто-
той, была выполнена без
; забот об аэродинамике и
^Обтекаемости. Основа —
Сварная из труб площадка
двумя надувными цилинд-
ическими баллонами из про-
йменной ткани под ней.
переди — двигатель, обду-
вемый двумя шестилопаст-
ми вентиляторами, от не-
— передача к вертикаль-
м валам — наружному, на
ором ' насажена втулка
жнего несущего винта, и
утреннему — со втулкой
хнего винта. Оба винта
опастные; лопасти —
евянные, склеенные, арми-
ванные — крепились к
лкам с помощью продоль-
го, вертикального и гори-
[тального шарниров. В систему трансмиссии входила комбинирован-
! муфта, состоящая из муфты включения и муфты свободного хода.
Управление вертолетом — путем циклического изменения углов
новки лопастей обоих винтов и суммарного или дифференциаль-
изменения общего шага обоих винтов. Конструктивно оно состояло
'двух сблокированных автоматов перекоса, ручки управления
ическим шагом, ручки управления общим шагом, ножных педалей,
(Нанизма общего и дифференциального шага, системы тяг, качалок
ов.
(Сиденье летчика — за передачей к валам. Позади всего небольшая
Фвая поверхность, вынесенная на легкой сварной раме, для обеспе-
путевой устойчивости.
j^.Ka-8 был выпущен в трех экземплярах, на которых было выпол-
много полетов испытательных, тренировочных и демонстрационных,
|',ЛГОм числе на Тушинском параде летом 1948 г.
h Ка-10 (рис. 308) — развитие Ка-8, той же схемы, конструкции и
!Шкего вида, но немного крупнее, с двигателем АИ-4В мощностью
fl- с. (конструкции А. Г. Ивченко) четырехцилиндровым, с воз-
(ИЫм принудительным охлаждением. Двигатель был специально
способлен для установки на вертолете, и в его трансмиссию вхо-
И Два редуктора: один, состыкованный непосредственно с двига-
м Для уменьшения числа оборотов, и другой — для распределе-
мощности на два несущих винта. В редукторе двигателя нахо-
комбинированная муфта, выполнявшая функции муфты вклю-
и муфты свободного хода. Выходивший из редуктора двигателя
i
465
вертикальный вал передавал мощность на распределительный редуктор
и одновременно на верхний несущий винт. Принципиальная схема
управления вертолетом Ка-10 та же, что и у Ка-8, но в нее были
включены пружинные устройства для создания необходимого гради-
ента давления на ручке управления.
Ка-10 был выпущен в сентябре 1949 г. в нескольких экземплярах,
и на них было выполнено много испытательных и демонстрационных
полетов, в том числе на воздушных парадах в День авиации и в День
Военно-Морского Флота.
Вертолеты Ка-8 и Ка-10 дали очень ценный опыт, позволивший
в последующие годы создать на их основе ряд последовательных образ-
цов все более совершенных вертолетов различного назначения, стро-
ившихся серийно.
Вертолеты ОКБ А. С. Яковлева1
Это ОКБ до 1946 г. вертолетами не занималось. Первой, сугубо
экспериментальной работой стал вертолет соосной схемы, к тому же
начатой немного раньше, чем у Камова. Опыта не было, все прихо-
дилось решать и делать с самого начала. Это был первый у нас вертолет
такой схемы (рис. 309). Ему не было даже дано определенного назва-
ния. Данные по вертолетам ОКБ А. С. Яковлева — см. табл. 35.
1 Изаксон А. М. Советское вертолетостроение. М., Машиностроение, 1981,
с. 171 — 175, 248—253.
466
Й. 308. Вертолет Ka-10 и его схема
^Вертолет был двухместный с двигателем М-11ФР-1 в 140 л. с. За ка-
И$>ОЙ (сиденья рядом) находились установка редуктора с валами
Ррсных винтов двухлопастных, под ней — бак, за ней — двигатель
В$рКОм вперед, охлаждаемый восьмилопастным вентилятором на носке.
Смыкался фюзеляж обтекаемой хвостовой частью с оперением —
(абилизатором и разнесенными килевыми шайбами. Потом в ходе
“Пытаний это хвостовое оперение было снято (без ущерба для летных
Р>Честв). Конструкция фюзеляжа — сварная из труб ферма, об-
1Ивка — дуралюмин в носовой части и полотно — в хвостовой.
4R7
Рис. 309. Экспериментальный вертолет Як и его схема
Шасси — с носовым колесом. Лопасти винтов — деревянные, каркас-
ные, с фанерной обшивкой и полотняной оклейкой. Сочленение лопастей
с втулкой обеспечивало складывание лопастей при хранении.
468
Редуктор состоял из двух соосных вертикальных валов, вращав-
шихся в разные стороны, набора конических и цилиндрических зубча-
тых колес, муфты раскрутки винтов (гидравлической) и роликовой
муфты свободного хода. Управление поступательным движением вер-
толета производилось изменением циклического шага лопастей обоих
винтов с помощью автоматов перекоса, связанных с ручкой управления.
Управление поворотом производилось перераспределением крутящих
?. моментов винтов, что достигалось дифференциальным изменением
!щего шага винтов при помощи педалей. Управление движением вверх
вниз — изменением общего шага винтов при помощи ручки общего
>га.
Вертолет был выпущен в 1947 г. За время летных испытаний
етчик В. В. Тезавровский, ведущий инженер С. А. Бемов) было вы-
лнено 40 подъемов на привязи общей продолжительностью 5 ч и 75 по-
тов общей продолжительностью 15 ч. Прежде всего пришлось пере-
стить вперед центр тяжести аппарата, для чего было снято оперение
перенесен вперед маслобак. На первом этапе испытаний поведение
^вертолета было признано удовлетворительным: он устойчиво набирал
ысоту, взлетал вертикально, «висел» на заданной высоте, делал
‘повороты и т. п., т. е. выполнял все требуемые эволюции. Была
^достигнута скорость 70 км/ч. Однако наблюдались продольные коле-
ния и нежелательные нагрузки на ручку управления, начинавшиеся
и скорости свыше 30 км/ч и возраставшие с увеличением скорости,
овом, предстояла еще работа по доводке и устранению дефектов,
чная и неизбежная. Но ею заниматься не стали, так как появи-
ь новое, более важное задание — на вертолет одновинтовой схемы.
. Испытания экспериментального вертолета были прекращены на
ервом этапе их проведения. Работа по вертолетам соосной схемы
ма сосредоточена в ОКБ Н. И. Камова.
« Як-100 — опытный вертолет (первоначально тоже не имевший на-
>ания) одновинтовой схемы с рулевым винтом, начатый проектиро-
Шием в 1947 г., двигатель АИ-26ГРФЛ номинальной мощности у
и 420 л. с.
Несущий винт трехлопастный диаметром 14,5 м, рулевой винт также
«Хлопастный диаметром 2,6 м. Все лопасти — деревянные, каркас-
1$С, с фанерной обшивкой; на комлевую часть лонжерона лопасти
ХДета дуралюминовая муфта, состоящая из двух половин, стянутых
йлтами сквозь комель.
С. Крепление лопастей несущего винта к втулке — через три шарнира,
Роевого — через один шарнир. Двигатель был специально приспо-
ИрЛен для работы на вертолете — в нем была комбинированная муфта
КЛЮчения и свободного хода. Передача мощности на несущий и
Левой винты осуществлялась трансмиссией, состоявшей из верти-
р|льного вала, главного редуктора, хвостового вала и хвостового
1?Дуктора, с угловой передачей от двигателя на вертикальный вал
^Резиновыми муфтами на концах.
й. Управление (двойное, летчики размещались один за другим) —
Р°Ь1чное для вертолетов одновинтовой схемы — состояло из управления
469
циклическим шагом лопастей несущего винта, объединенного управ-
ления общим шагом лопастей несущего винта и газом двигателя
(«шаг — газ») и управления шагом рулевого винта. Управление
рулевым винтом производилось ножными педалями.
Первый экземпляр вертолета Як-100 был передан на заводские
испытания в ноябре 1948 г., второй — в июле 1949 г. Испытания были
закончены в июне 1950 г.
Была достигнута максимальная скорость горизонтального полета
170 км/ч, статический потолок — 2720 м, динамический — 5250 м и
практическая дальность полета — 325 км. Наблюдалась тряска ап-
парата, которую удалось преодолеть переделкой лопастей путем
перемещения центра тяжести их поперечных сечений к передней
кромке.
Во второй половине 1950 г. вертолет прошел испытания с поло-
жительной оценкой, но к серийному производству принят не был, так
как проходивший испытания в конце 1949 г. вертолет того же класса
Ми-1 показал лучшие летные данные.
Работы ОКБ М. Л. Миля1
Это ОКБ было организовано в 1947 г., т. е. позже других, по
совершенно очевидной необходимости вплотную заняться вертолетами
вообще и одновинтовыми — в частности. Этот класс их, как показало
будущее,— важнейший, у нас не разрабатывался на протяжении ряда
лет. Он и был поручен новому ОКБ, в котором собралось большинство
работников по винтокрылым аппаратам, действовавших в 30-х годах.
Сам М. Л. Миль был и теоретиком и конструктором с большим опытом.
Данные по работам ОКБ М. Л. Миля — см. табл. 35.
В конце 1947 г. было начато проектиро-
вание вертолета ГМ-1, получившего затем
название Ми-1.
Михаил Леонтьевич Миль
Ми-1 (рис. 310 и 311)—одновинтовой
вертолет с рулевым винтом. Двигатель
АИ-26В с принудительным воздушным ох-
лаждением (конструкция А. Г. Ивченко)
взлетной мощностью 575 л. с., специально
спроектированный для работы на вертолете.
Конструкция вертолета — металлическая,
за исключением лопастей винтов.
Центральная часть фюзеляжа — свар-
ная из стальных труб ферма, к которой
крепилась дуралюминовая кабина впереди,
такая же обшивка средней части и хвосто-
вая балка — конический монокок с
1 Изаксон А. М. Советское вертолетострое-
ние. М., Машиностроение, 1981, с. 191 —198.
470
jtgc. 310. Вертолет Ми-1
кравляемым стабилизатором малых размеров (0,32 м 2) на конце. На
ентральной ферме устанавливался двигатель, снабженный угловым
кдуктором с выводом основной мощности на вертикальный вал, ком-
иированной муфтой включения трансмиссии и свободного хода, а
Вкже осевым вентилятором со спрямляющим аппаратом для прину-
Втельного охлаждения двигателя. За двигательным отсеком — свар-
Й алюминиевый бензобак в 240 л с возможностью подвески допол-
|тгельного бака в 160 л.
^ Трансмиссия вертолета Ми-1 состоит из трех редукторов (главного,
Юмежуточного и хвостового) и трех валов (главного, хвостового и
Ицевого). Главный редуктор — двухступенчатый, с двумя парами
Елиндрических зубчатых колес и передачей для привода рулевого
уга, состоящей из пары конических зубчаток.
.Несущий винт — трехлопастный. Лопасти крепятся к втулке с по-
(йыо осевых, вертикальных и горизонтальных шарниров; вертикаль-
— с фрикционными демпферами. Профиль лопастей — NACA-230
(реременной относительной толщиной. Конструкция лопастей —
Сданная: трубчатый стальной лонжерон, склепанный из трех труб
убывающей толщиной стенок, на бужах; нервюры и стрингеры —
сйянные, обшивка фанерная с оклейкой полотном. Эта конструкция
воначально создавалась под естественным и значительным влия-
опыта автожиростроения, очень хорошо знакомого ОКБ Миля.
Степенно она совершенствовалась. Лопасти рулевого винта — тра-
‘Иевидные, деревянные с металлической оковкрй по передней
'Мке — крепились во втулке с помощью горизонтальных шарниров.
Управление муфтой включения трансмиссии сблокировано с тор-
>°м несущего винта и производится специальной ручкой. Управле-
471
Рис. 311. Схема вертолета Ми-1
ние вертолетом происходит путем изменения величины и направления
силы тяги несущего винта и изменения тяги рулевого винта, что дости-
гается воздействием на общий и циклический шаг лопастей несущего
винта и на общий шаг рулевого винта — автомата перекоса и специаль-
ного механизма в хвостовом редукторе. Кроме того, в систему управ-
ления входят управляемый стабилизатор и управление разгрузочными
пружинными механизмами (триммерами), создающими необходимый
градиент усилий на ручке и позволяющими уравновешивать эти усилия
на установившихся режимах полета. Вертолет оснащен оборудованием
для полета ночью и в сложных метеорологических условиях. Лопасти
винтов и переднее стекло кабины оборудованы антиобледенительными
устройствами.
Первый опытный экземпляр Ми-1 был выпущен в сентябре 1948 г.,
за ним — еще два. Все проходили испытания. На первом была вы-
полнена основная часть программы испытаний (летчик М. К. Байка-
лов), второй и третий проходили испытания по сокращенной программе
472
(летчики М. Л. Галлай и В. В. Виницкий). Были определены основ-
ные летные характеристики Ми-1: максимальная скорость у земли —
190 км/ч, потолок статический — 3450 м, динамический — 6800 м. При
предъявлении вертолета на испытания были установлены ограничения,
вызванные необходимостью предотвратить возможность попадания
лопастей несущего винта на срывные режимы: скорость на всех вы-
сотах— не более 170 км/ч и высота полета без форсажа двигателя
(на который права не давалось) — не более 3500 м.
Испытания вертолет прошел весьма успешно (ведущий летчик-
испытатель Г. А. Тиняков, летчик облета С. Г. Бровцев), получил
удовлетворительную оценку и был принят к серийному производству.
С тех пор он применяется в различных модификациях, все время
’улучшаясь и совершенствуясь, у нас и во многих других странах,
пользуясь всеобщим признанием. На нем в 50-х годах было установ-
лено 17 мировых рекордов.
Глава 5
АРТИЛЛЕРИЙСКОЕ (СТРЕЛКОВОЕ)
ВООРУЖЕНИЕ
СОВЕТСКИХ САМОЛЕТОВ
1918—1950 гг. (КРАТКИЙ ОБЗОР) 1
Если не считать стрелкового вооружения самолетов
периода гражданской войны и позже, унаследованного от старой Рос-
сии 1 2 и применявшегося у нас до конца 20-х годов, то первое советское
авиационное оружие появилось в середине 20-х годов. Это были пуле-
меты:
ДА (Дегтярев авиационный) калибра 7,62 мм — модификация
ручного пулемета Дегтярева с магазинным питанием (25 патронов).
Масса его 8,8 кг, скорострельность — 780 выстрелов в минуту.
ПВ-1 (пулемет воздушный) А. В. Надашкевича и Ф. В. Токарева,
переделанный из пехотного пулемета «Максим» в 1928 г. со значитель-
ным облегчением его — масса стала 14,5 кг, скорострельность возросла
с 600 до 780 выстрелов в минуту.
Оба пулемета широко применялись до середины 30-х годов.
ШКАС (Шпитальный, Комарицкий, авиационный скорострельный),
созданный в 1932 г. конструкторским бюро Б. Г. Шпитального. Калибр
7,62 мм. Скорострельность его была рекордной по тому времени —
1800 выстрелов в минуту, превосходившая в полтора раза таковую
зарубежных пулеметов. Масса — 10 кг.
УБ (Универсальный Березина) — крупнокалиберный пулемет ка-
либра 12,7 мм, созданный конструкторским бюро М. Е. Березина и
принятый на вооружение в 1940 г. в вариантах УБТ (турельном),
УБС (синхронном) и УБК (крыльевом). Скорострельность его 1000
выстрелов, масса 21,5 кг.
Уже около 1930 г. стало ясно, что обычные пулеметы становятся
неэффективными против самолетов, живучесть которых сильно воз-
росла, и что нужны пушки. Но вызывала опасения их большая сила
отдачи. Возникла идея динамореактивных пушек (ДРП), в которых
отдача была малой, но конструкция их сравнительно тяжелой, и гро-
моздкой 3. Работы по ДРП велись у нас до 1935 г. и закончились
отказом от этой идеи, а работы по скорострельным авиационным
пушкам дали очень хорошие результаты, как правило, превосходившие
зарубежные достижения.
1 Из истории авиации и космонавтики. Изд. Сов. Нац. объединен, историков
естествознания и техн. АН СССР. Вып. 10, 1970, с. 3—12; вып. 16, 1972, с. 109—119.
«Авиация и космонавтика», 1967, № 8, с. 21—24.
2 В. Б. Шавров. История конструкций самолетов в СССР до 1938 года. М.,
«Машиностроение», 1985, с. 289—291.
3 В. Б. Шавров. История конструкций самолетов в СССР до 1938 года. М.,
«Машиностроение», 1985, с. 472.
474
ШВАК (Шпитальный, Владимиров, авиационная крупнокалибер-
ная) — пушка,, созданная на основе пулемета ШКАС в 1936 г. Калибр
20 мм, скорострельность 800 выстрелов в минуту, масса 42 кг. Первое
боевое применение — на Халхин-Голе в 1939 г.
ВЯ (Волков и Ярцев)—авиационная пушка калибра 23 мм со
скорострельностью 600 выстрелов осколочными и бронебойными сна-
рядами по воздушным и наземным целям с броней до 25 мм. Масса
снаряда вдвое больше чем у ШВАК- Принята на вооружение в
1940 г.
Великая Отечественная война резко ускорила темпы создания новых
конструкций пушек и в том числе более крупного калибра.
НС-37 (Нудельман и Суранов) —1941 г.— авиационная пушка
калибра 37 мм, созданная коллективом конструкторского бюро (А. Ну-
дельман, А. Суранов, Г. Жирных, В. Неменов, С. Лунин, М. Бундин),
Стреляющая осколочными и бронебойными снарядами по воздушным
И наземным целям, защищенным броней до 40 мм. Масса его сна-
ряда — 725 г, скорострельность — 250 выстрелов в минуту. Конструк-
тивная схема пушки НС-37 — оружие с отдачей ствола. Масса ее 150 кг.
Аналогичную пушку того же калибра спроектировало ОКБ Б. Г. Шпи-
тального, но она не была принята.
НС-37 принята на вооружение после государственных испытаний
В марте 1942 г. Ею вооружали истребитель Як-9Т и штурмовик Ил-2.
? НС-45(ОКБ-16-45) —та же НС-37 (И П-37), но другой ствол. При-
менялась в опытном порядке на истребителе Як-9К. Были попытки
строить пушки еще более крупного калибра (57 мм), но они уже
оказались нежизненными.
После войны были созданы еще более совершенные пушки мень-
ших габаритов и массы, с уменьшенной отдачей и увеличенной ско-
рострельностью.
ф Б-20 М. Е. Березина — авиапушка взамен ШВАК. При том же
(Ж) мм) калибре и тех же параметрах она почти вдвое легче и значи-
тельно проще. Б-20 принята на вооружение в 1945 г. в вариантах
Синхронном, крыльевом и турельном. Конструктивная схема пушки
Основана на принципе использования энергии пороховых газов, отво-
димых из ствола. Б-20 применялась уже в последних боях Великой
Отечественной войны, а после войны принята для оборонительного
вооружения больших бомбардировщиков (система ПВ-20 — 4 турели).
НС-23 — авиапушка взамен пушки ВЯ, значительно меньших габа-
ритов и массы за счет некоторого снижения начальной скорости сна-
ряда. Выпущена в варианте НС-23с — синхронном для истребителей
и в турельном для бомбардировщиков.
Н-37 — авиапушка 1946 г., пришла на смену пушке НС-37. За
счет снижения начальной скорости того же снаряда с 900 м/с до
690 м/с возросла скорострельность с 250 до 400 выстрелов в минуту.
При этом масса пушки снизилась в полтора раза, уменьшились ее
габариты. Конструкторы пушек НС-23 и Н-37 — А. Суранов, В. Не-
явное, А. Рихтер и П. Грибков. Пушка Н-37 стала основным оружием
Первых советских реактивных истребителей МиГ-9, МиГ-15 и др.
475
НР-23 (Нудельман и Рихтер) — пушка 1949 г., предназначенная
для замены пушки Б-20 при переводе оборонительной системы тяжелого
бомбардировщика на калибр 23 мм (система ПВ-23). НР-23 сконст-
руирована под патрон НС-23; путем введения в автоматику нового
элемента — ускорителя наката — была значительно повышена скоро-
стрельность (850 выстрелов вместо 550). Пушка НР-23 в течение
ряда лет была основным оружием бомбардировочной и истребительной
авиации наших ВВС.
НР-30 сконструирована на том же принципе, что и НР-23, и отли-
чалась рядом оригинальных решений и выдающимися показателями
по скорострельности (900 выстрелов) и начальной скорости (780 м/с)
довольно тяжелого при таком калибре снаряда (410 г.). Пушка НР-30
стала основным оружием истребителей второй половины 50-х годов.
АМ-23 по работе своих механизмов основана на использовании
энергии порохового газа, отводимого от ствола. Особо высокая скоро-
стрельность (1300 выстрелов) достигнута применением рычажного
досылателя, выталкивающего патрон из звена ленты в патронник
ствола. Впервые применен газовый буфер, работающий на отводимом
из ствола пороховом газе. Пушка АМ-23 стала оборонительным ору-
жием бомбардировщиков.
Авиапушками НР-30 и АМ-23 были в основном исчерпаны возмож-
ности классической схемы авиационного оружия. Дальнейшее его со-
вершенствование требует перехода к принципиально новым схемам
или к многоствольным пушкам.
Качество пушек можно оценить показателем
mvo п
где т — масса снаряда, г; и0 — начальная скорость, м/с; п — темп
стрельбы (количество выстрелов в 1 мин); М — масса оружия, кг.
В этой формуле в числителе — мощность секундного залпа, а в
знаменателе — масса оружия.
Вычисленные значения ц даны в табл. 36.
В этом обзоре даны только основные типы оружия массового про-
изводства до 50-х годов.
ПРИЛОЖЕНИЕ
Знак «*» перед маркой самолета означает серийный выпуск
знак «**» — массовый выпуск.
«р» перед цифрой означает, что параметр расчетный.
Буквы в графе «назначение самолета» означают:
Б — бомбардировщик
ББ — ближний бомбардировщик
ЛБ — легкий бомбардировщик
НБ — ночной бомбардировщик
ПБ — пикирующий бомбардировщик
И — истребитель
ВИ — высотный истребитель
К — корабельный
476
Кр — корректировщик
jVin — мотопланер
jl — пассажирский
р — разведчик
(РП — рекордный
— связной
,|рн — санитарный
— сельскохозяйственный
СП — спортивный
Т — транспортный
TH — торпедоносец
ТР — тренировочный
УТ — учебно-тренировочный
У — учебный
Ш — штурмовик
ШТ — штабной
Э — экспериментальный
В графе «Мощность» в числителе номинальная, а в знаменателе взлетная
Мощность двигателя. В других графах в знаменателе дается максимальное
Значение.
J В графах «Скорость на высоте» и «Время набора высоты» в скобках ука-
зана высота в км. Буква «ф» после цифры скорости означает форсажный
йрежим поршневого двигателя.
। Если в графах «Разбег» и «Пробег» величины даны в секундах и метрах,
|то параметр в метрах дан в скобках.
1. Двухмоторные самолеты 1933—1940 гг.
Год вы- пуска Самолет Двигатель Длина само- лета, м Раз мах кры- ла, м Пло- щадь кры- ла, м2
Марка Коли- чест- во Мощ- ность, л. с.
-1933 АНТ-21 (МИ-3) М-176 2 680 10,85 19,11 52,1
• 1934 АНТ-21 дублер М-34Н 2 — 11,57 20,76 59,2
1935 АНТ-29 (ДИП) М-100 2 750 11,10 19,19 56,8
1934 АНТ-40 «Циклон» 2 730 12,30 19,0 46,3
(,1934 АНТ-40 Испано-Сюиза 2 760 12,17 20,30 51,9
$<936 *СБ 12Ybrs М-100 2 750 12,24 20,33 56,7
**СБ М-100А 2 860 12,27 20,33 56,7
1938 **СБ М-103 2 960 12,27 20,33 56,7
1937 *СБ (бис 3) М-103 2 960 12,27 20,33 56,7
1939 **СБ М-103 2 960 12,27 20,33 56,7
1939 ММН М-105 2 1050 12,78 18,0 48,2
, 1940 СБ-РК М-105 2 1050 12,27 18,0 48,2
ч 1940 *Ар-2 М-105 2 1050 12,78 18,0 48,2
1,1941 Ар-2 модифиц. го- М-105 2 1050 12,78 18,0 48,2
• 1941 ловной серийный «Б» (СББ-1) М-105 2 1050 12,27 16,0 46,0
У 1935 АНТ-46 (ДИ-8) Гном-Рон 14К 2 670 12,24 20,3 55,7
' 1936 АНТ-41 (Т-1) М-34 ФРН 2 8(50 890 13,8 25,73 88,94
• 1937 ВИТ-1 (СВБ) М-103 2 1 X / и 860 ,12,7 16,5 40,4
W)
Продолжение табл. 1
Год вы- пуска Самолет Двигатель Длина само- лета, м Раз- мах кры- ла, м Пло- щадь кры- ла, м2
Марка Коли- чест- во Мощ- ность, л. с.
1938 ВИТ-2 М-105 2 1050 12,25 16,5 40,76
1939 СПБ(Д) М-105 2 1050 11,2 17,0 42,93
1936 ДБ-А М-34РН 4 840 24,4 39,5 230,0
970
1937 ДБ-2А М-34РВН 4 1000 24,4 39,5 230,0
1938 ДБ-А М-34ФРН (ТК) 4 900 24,4 39,5 230,0
1940 ДБ-ЛК М-87Б 2 950 9,78 21,6 56,87
Масса, КГ Удельная нагрузка Массо-
Самолет на мощ- ность, ван
пуска пусто- го топлива + + масла полной на- по- лет на крыло, кг/м2 отда- ча, %
грузки ная кг/л. с.
1933 АНТ-21 (МИ-3) 3412 — 1676 2543 5088 5955 97,6 3,7 33 ?++
1934 АНТ-21 дублер 4058 — 1405 Т550 5463 5608 92,2 — 26 28
1935 АНТ-29 (ДИП) — — — 4960 87,5 з,з —
1934 АНТ-40 3132 — 1585 4717 102 3,2 33,5
1934 АНТ-40 — 530 + 60 — 4850 5350 93,4 3,2 —
1936 *СБ 4060 530 + 60 1568 5628 99,5 3,7 28
1936 **СБ 4138 530 + 60 1610 5748 101 з,з 28
1130+120 2282 6420" 35,5
1938 **СБ 4427 590 1748 6175 7750 109 3,2 28,3 43
1937 *СБ (бис 3) — 590 — 6013 106 3,1 —
1939 **СБ 4768 590 1250 1612 ТГТ2 6380 7880 112,5 3,3 25,2 39J
1939 ММН 4820 680 + 70 1600 6420 133 3,1 25
1940 СБ-РК 4430 — 1870 6300 131 3,0 29,7
1940 *Ар-2 5106 — 1494 3044 6600 8150 139 3,2 22,6 37/Г
1941 Ар-2 модифиц. го- ловной серийный — — — 6500 135 3,1 —
1941 «Б» (СББ-1) — — — — — — —
1935 АНТ-46 (ДИ-8) — — 1804 5291 5553 94,9 3,3 —
1936 АНТ-41 (Т-1) 5846 — 3079 8925 101 5,0 34,5
1937 ВИТ-1 (СВБ) 4013 980 + 70 2440 6453 159 з,з 37,8
1938 ВИТ-2 4032 780+100 2270 6302 155 3,0 39,5
1939 СПБ(Д) 4480 — 2370 6850 160 3.3 29,5
478
Продолжение табл. 1
Год вы- пуска Самолет Масса, КГ Удельная нагрузка Мас- совая отда- ча, %
пусто- го топлива -Т +масла полной на- грузки по- лет- ная на крыло, кг/м2 на мощ- ность, кг/л.с.
1936 ДБ-А 15400 — 6500 21900 95 5,7 30
1937 ДБ-2А 16000 10200 8000 24000 104 6,0 33
1938 ДБ-А 16000 — 6000 22000 104 6,0 28
1940 ДБ-ЛК 6004 2480 3057 9061 160 4,8 34
Год ' вы- пуска Самолет Скорость, км/ч Время набора высоты, мин (км) Пото- лок прак- тиче- ский, м Даль- ность поле- та, км Разбег, с(м) Пробег, с(м)
у зем- ли на высоте (км)
J933 АНТ-21 (МИ-3) 351 — — 7885 — — —
1934 АНТ-21 дублер 285 Ш 350(5) асси выпуш ено 8300 — — —
Д935 АНТ-29 (ДИП) 296 352(4) 5,6(3); 9,6(5) — — — —
1934 АНТ-40 — 325(4) — 6800 — — —
1934 АНТ-40 332 404(5) 9,4(5) 9400 — — —
1936 *СБ 326 393(5,2) 2,8(1); 11,7(5) 9000 2187 16(300) 32(300)
1936 **СБ 372 423,5(4) 1,6(1); 7,4(5) 9560 2150 16(300) 32(300)
1938 **СБ 358 419(4) 7,45(4); 8,4(5) 9600 1800 15(310) 28,5(400)
1937 *СБ (бис 3) 375 445(4,5) — 9800 1600 — —
1939 1 **СБ 375 450(4,1) 1,8(1); 7,0(4); 9,5(5) 9300 1900 (370) (397)
МВ39 ММН 360 458(4,2) 9,3(5) 9000 — (520) (665)
имо СБ-РК 410 480(4,7) 7,25(5) 10200 1500 —
Цйо *Ар-2 415 475(4,7) 7,1(5) 10000 — 11(306) 29(514)
Ц941 Ар-2 модифиц. головной се- рийный 443 512(5,0) 6,55(5) 10500 — — —
|В41 «Б» (СББ-1) 454 540(4,9) 6,35(5) 10100 880 15(400) 13(350)
АНТ-46 (ДИ-8) 344 388(4,25) 6,8(3); 11,4(5) 8570 1780 — —
АНТ-41 (Т-1) 435 — — 9500 4200 (370) —
Е? ВИТ-1 (СВБ) 450 530(3) 8,4(5) 8000 1000 (390) (460)
ВИТ-2 486 513(4,5) 6,8(5) 8200 р800 22(450) (400)
СПБ(Д) 490 520(4,5) 7,5(5) 9000 2200 25(500) (450)
ДБ-А 280 330(4) 5(1); 56(7) 7220 4500 (400) (300)
1 <937 ДБ-2А 305 335(2) 3,5(1); 34(5) 6900 4600 25(380) 28(300)
ДБ-А 300 316(6) 3,5(1); 52(7) 7730 4500 ' (400) 25(300)
Н940 ДБ-ЛК 395 488(5,1) 4(1); 13,6(5) 8500 1270 (620) (550)
479
480
2. Бомбардировщики ОКБ С. В. Ильюшина
Год выпуска Самолет Двигатель Длина самоле- та, м Размах крыла, м Площадь крыла, м2 Масса, кг
Марка Коли- чество Мощность л. с. пустого топлива + + масла полной нагрузки полетная
1936 ЦКБ-26 М-85 2 760 13,7 21,40 65,5 4000 800 2000 6000
1936 ЦКБ-30 М-85 2 760 14,22 21,44 65,6 4200 800 2050 6250
1936 ДБ-Зб М-85 2 760 14,22 21,44 65,6 4500 800 2150 6648
1936 *ДБ-Зб М-85 2 760 14,22 21,44 65,6 4778 810 2222 7000
1937 *ДБ-ЗТ М-85 2 760 14,22 21,44 65,6 4298 810 2196 6494
1938 ДБ-ЗТП М-86 2 9oU -15,1 21,44 65,6 5630 502 1920 7550
1938 *ДБ-Зб М-86 2 950 14,22 21,44 65,6 4712 8104-120 2367 7079
1939 *ДБ-Зб М-87А 2 950 14,22 21,44 65,6 5030 810 2415 7445
1939 ДБ-ЗФ М-87Б 2 950 14,76 21,44 66,7 5373 750 2265 7638
1940 *ДБ-ЗФ М-88 2 1100 14,76 21,44 66,7 5641 870 2392 8033
1941 *ДБ-ЗФ М-88Б 2 1100 14,76 21,44 66,7 7320 1410 (топл.) 2240 9470
1942 *Ил-4 М-88Б 2 1100 14,76 21,44 66,7 6421 1885+190 3634 10055
1940 ДБ-4 АМ-37 2 1400 17,85 25,00 83 7561 1250+150 3245 10806
1943 Ил-6 АЧ-ЗОБ 2 1500 17,38 26,07 84,8 11690 2000 (топл.) 3910 15600
1944 Ил-6 АЧ-ЗОБФ 2 1900 17,38 26,07 84,8 11930 — 4170 16100
^6 Зак. 182
1 Год вы- 1 пуска Уд <!" | Удельная нагрузка Массо- вая отда- ча, % Скорость, км/ч Время набора высоты, мин (км) Потолок практи- ческий, м Даль- Разбег, м Пробег, м
Самолет | на крыло, кг/м2 на мощ- ность, кг/л. с. у зем- ли на высоте поса- дочная ность полета, км
1 1936 ЦКБ-26 91,5 3,9 33,3 330 390(3,25) 100 15,1(5) 10000 4000 — —
1936 ЦКБ-30 95 4,1 32,8 335 409 105 — — — — —
1936 ДБ-Зб 101 4,4 32,3 335 415(4,8) 110 12,8(5) 9060 4200 — —
1936 *ДБ-Зб 107 4,6 31,7 327 400(4,5) 120 15,1 (5) 8400 4000 200 300
1937 *ДБ-ЗТ 99 4,6 33,8 320 395(4) НО 2,6(1); 13(5) 7800 1800 200 300
1938 ДБ-ЗТП 115 4,0 25,4 292 343(4) 135 3(1); 18,2(5) 7570 1400 600. 600
1938 *ДБ-Зб 108 3,7 33,4 331 395(4) 115 2,4(1); 34,4(7) 8300 4000 350 390
1939 * ДБ-Зб 113 3,9 32,4 345 439(4,9) 120 2,4(1); 12,1(5) 9600 3800 345 450
1939 ДБ-ЗФ 114 4,0 29,7 354 445(5,4) 115 13,6(5) 9000 3500 390 450
1940 *ДБ-ЗФ 120 3,7 29,8 350 435(6,8) 120 10,5(5) 10000 3300 400 500
1941 *ДБ-ЗФ 142 4,3 23,7 345 422(6,8) 130 14,6(5) 8900 3800 480 500
1942 *Ил-4 151 4,6 36,1 332 404(6,65) 130 19,0(5) 8300 3585 530 575
1940 ДБ-4 130 3,9 30,0 415 500(6) — — 10000 4000 350 360
1943 Ил-6 184 5,2 25,0 382 445(6,6) 135 15,7(5) 8000 5450 600 600
1944 Ил-6 190 4,2 25,9 400 464(6,2) 139 28,7(5) 7000 5450 730 650
482
3. Разведчики и штурмовики
Год вы- пуска Самолет Двигатель Длина самоле- та, м Размах крыла, м Пло- щадь крыла, м2 Масса, кг Удельные нагрузки
Марка Мощ- ность, л. с. пустого топлива + + масла полной на- грузки полет- ная на крыло, кг/м2 на мощ- ность, кг/л. с.
1935 СР Гном-Рон 14К(М-85) 670 78П 9,9 12,0 24,15 1862 260 + 30 787 2649 НО 3,9
1936 Р-9 М-85 800 10,0 12,0 24,15 1940 260 + 30 790 2730 112 3,4
1938 Ш(ЛБШ) М-88 1100 10,0 12,0 24,15 2806 — — 3450 146 3,2
1942 ОПБ-5 М-90 1425 8,28 10,4 18,0 2806 350 + 40 1036 3842 213 2,7
1935 ХАИ-6 «Циклон» Ф-3 712 — — 14,0 — — — 1730 124 2,4
1936 ХАИ-5 (Р-10) «Циклон» Ф-3 712 9,3 12,2 26,8 1650 260 + 30 865 2515 94 3,5
1937 *Р-10 М-25В 730 9,4 12,2 26,8 2197 260 + 30 680 2877 107 3,9
1940 *ПС-5 М-25В 730 9,4 12,2 26,8 1994 260 + 30 886 2880 107 3,9
1939 ХАИ-52 М-62 830 9,6 12,2 25,6 2443 — 830 3273 128 3,5
1939 ХАИ-52 М-63 930 9,6 13,42 26,73 2546 520 + 53 830 3376 126 3,6
1938 «Иванов» М-62 830 9,4 14,0 28,07 2662 540 1668 3929 140 4,9
1937 Ш-тандем М-87 930 8,5 11,0 30,4 — — — 2560 84 3,3
1939 ББ-МАИ М-105 1050 9,6 10,0 16,8 2965 255 + 20 525 3490 208 3,3
1941 Гр-1 Два АМ-37 1400 — 15,8 42,0 — — — 7250 7650 182 2,7
\ 1942 \ Та-3 бис ! Два М-89 1150 9,8 14,0 33,5 4500 — 2126 6626 198 | 2,9
483
Год вы- пуска Самолет Масео- вая от- дача, % Время набора высоты, мин (км) Потолок практи- ческий, м Даль- ность полета, км Время ' виража, с Разбег, с (м) Пробег, с (м)
у земли на высоте (км) посадоч- ная
1935 СР 29 380 460 104 2,2(1); 7,9(5) 9000 840 — (350) (380)
1936 Р-9 29 366 447 105 2,2(1); 8,7(5) 8350 1300 19 (360) (400)
1938 Ш(ЛБШ) — 372 446(5,45) 115 2,3(1); 9,5(5) 9820 1300 — — —
1942 ОПБ-5 27 р504 р600(5,7) р!23 pl,l (1); 5,8(5) р9900 р660 — р15(330) р17(340)
1935 ХАИ-6 — — 429(3) — — — — — — —
1936 ХАИ-5(Р-10) 34 350 388(2,5) 125 2,4(1); 12(5) 7700 1050 18 14(250) 15(230)
1937 *Р-10 24 340 370(2,9) 93 2,4(1); 14,4(5) 6700 1300 18 15(300) 15(240)
1940 *ПС-5 31 331 368(3) 135 3,3(1); 13(5) 7500 1300 18 17(350) 20(400)
1939 ХАИ-52 27 374 410(4,5) — 16(5) 8800 1000 — (450) (280)
1939 ХАИ-52 25 356 — — — — — — (350) (400)
1938 «Иванов» 42 410 — — — — — — — —
1937 Ш-тандем — 406 488(4,2) — — — — — — —
1939 ББ-МАИ 15 508 550 155 9,2(5) 9000 500 — (450) (500)
1941 Гр-1 — 480 645(7,2) 120 9,8(8) 11700 1380 W0 — — —
1942 Та-3 бис 32 448 595(7,2) 150 5(3); 10,4(5) 11000 2065 — — —
4. Самолеты ОКБ П. О. Сухого 1937—1941 гг.
Год вы- пуска Самолет Назна- чение само- лета Двигатель Длина самоле- та, м Размах крыла, м Пло- щадь крыла, м2 Масса, кг Удельные нагрузки
Марка Мощ- ность, л. с. пусто- го топли- ва + + масла полной нагруз- ки полет- ная на крыло, кг/м2 на мощ- ность, кг/л. с.
1937 «Иванов» (АНТ-51) Р; ББ М-62 820 9,92 14,3 29,0 2604 — 1333 3937 136 4,8
1939 «Иванов» Р; ББ М-87А 950 10,25 14,3 29,0 2816 550 1214 4030 139 4,2
1939 «Иванов» Р; ББ М-87Б 950 10,25 14,3 29,0 2800 550 1280 4080 141 4,3
1939 ББ-1 Р; ББ М-88 950 10,25 14,3 29,0 2918 580 1427 4345 4 50 4,6
1940 *Су-2 Р; ББ М-88 950 10,25 14,3 29,0 2930 580 1430 4360 151 4,6
1940 «Иванов» (ШБ) Б М-88 950 10,25 14,3 29,0 3100 580 1400 4500 155 4,7
1941 Су-2 Р; ББ М-88Б 1000 ’10,25 14,3 29,0 2970 550 1180 4150 143 4,2
1941 *Су-2 Р; ББ М-88Б 1000 10,25 14,3 29,0 2970 550 1375 4345 150 4,3
1941 *Су-2 ЛБ М-82 1400 10,46 14,3 29,0 3220 580 1480 4700 162 3,4
1941 Су-4 ЛБ М-82 1250 10,79 14,3 29,0 — 525 — 4620 160 3,7
1940 Су-1 («330») И М-105П (2ТК-2) 1100 8,42 11,5 19,0 2495 255 380 2875 151 2,6
1941 Су-3 («360») 1 И М-105П (2ТК-2) 1100 8,42 10,1 17,0 2496 2254-26 496 2992 176 2,7
*6 Зак. 182
Год выпуска Самолет Массо- вая отдача, <у /о Скорость, км/ч Время набора высоты, мин Даль- ность полета, КМ Потолок практи- ческий, м Разбег, с (м) Пробег, с (м)
у земли на высоте посадоч- ная
4000 м 5000 м
1937 «Иванов» (АНТ-51) 32,4 360 403 120 8,3 16,6 1200 7440 20(380) 16(240)
1939 «Иванов» 30,1 375 468 120 — 11,5 1160 8800 — —
1939 «Иванов» 31,4 375 468 120 8 12 — 8800 (280) —
1939 ББ-1 32,8 375 467 130 8,2 12 810 1200 8900 — —
1940 *Су-2 32,8 375 460 130 8,2 12 1200 8800 (380) (425)
1940 «Иванов» (ШБ) 31,2 370 460 130 — — — — — —
1941 Су-2 28,5 410 512 130 — 11,3 1000 9120 — —
1941 *Су-2 31,6 375 468 136 — 12 1190 9000 — —
1941 *Су-2 31,5 459 486 136 — 9,8 1100 8400 (345) —
1941 Су-4 — 450 486 135 — 10,5 1000 9500 (350) —
1940 Су-1 («330») 13,2 р500 641(10) 135 РТГГ — р4,9 р720 р12500 р(220) —
1941 Су-3 («360») 16,6 р500 р638 148 Р 122 - р5,5 р700 р11900 р(220) —
486
5. Истребители ОКБ Н. Н. Поликарпова
' Год вы- пуска Самолет Двигатель Длина самоле- та, м Размах крыла, м Пло- щадь крыла, м2 Масса, кг Удельные нагрузки
Марка Мощ- ность, л. с. пусто- го топли- ва + + масла ПОЛНОЙ нагруз- ки полет- ная нор- мальная полетная макси- мальная на крыло, кг/м2 на мощ- ность, кг/л. с.
1938 И-180-1 М-88 960 1100 6,79 9,0 14,68 1710 2004-25 311 2021 2331 138 1,84
1939 М-180-2 М-87Б 950 1000 6,79 10,05 16,11 1847 2004-30 393 2240 2459 139 2,24
1940 И-180-3 М-88Р 1000 1100 6,88 10,09 16,11 2020 200 + 30 409 2429 2638 151 2,21
1939 *И-180 М-88Р 1000 1100 6,88 10,09 16,11 2046 200 + 30 410 2456 2675 152 2,23
1940 И-190 М-88 900 1100 6,48 10,20 24,83 1761 200 + 20 351 2112 2321 85 1,92
1940 И-185 («Р») М-90 1500 1750 7,53 9,79 15,53 2068 389 + 40 640 2708 3223 174 1,90
1941 И-185 («РМ») М-71 1625 2000 7,74 9,79 15,53 2471 389 + 50 648 3119 3534 201 2,60
1941 И-185(«04») М-71 1625 2000 7,68 9,79 15,53 2846 389 + 56 654 3500 4015 225 2,06
1941 И-185(«И») М-82А 1330 1600 8,10 9,80 15,53 2717 ^2+50 450+ 611 3328 3418 214 2,50
1942 । И-185 эталон | (И-186) ± М-71 i 1625 2000 8,05 9,80 15,53 3130 360 4Й + 55 605 3735 3825 240 2,30
Год выпуска Самолет (Массовая .отдача, ' % Скорость, км/ч Время набора высоты, мин (КМ) Дальность полета, км Потолок практиче- ский, м Разбег, м (с) Пробег, м Время виража, с
у земли на высоте (км) посадоч- ная
1938 И-180-1 15,4 р435 р557(5,0) р120 рб, 3(5,0) р800 р10250 — — р 16
1939 И-180-2 17,5 408 540(5,85) р130 6,25(5,0) 800 10250 (12) — 21
1940 И-180-3 16,8 455 575(7,0) р130 5,6 (5,0) 900 11050 240 200 19—20
1939 *И-180 16,7 470 585(7,15) 120 5,0(5,0) — — — — —
1940 И-190 16,6 375 450(7,05) 130 5,9(5,0) 450/720 12400 — — —
1940 И-185(«Р») 23,6 р580 р701(6) р 140 р4,95(5,0) р800 р10250 р280 р355 —
1941 И-185 («РМ») 20,8 505 615(6,2) р150 5,7(5,0) р900 10000 300 370 —
1941 И-185 («04») 18,7 556 630(6,17) р148 5,2 (5,0) р835 — 300 370 —
1941 И-185 («И») 18,4 549 615(6,47) р 155 6,0 (5,0) р1015 — 404 348 22
1942 И-185 эталон (И-186) 16,2 600 680(6,1) р 150 4,7 (5,0) — — — — 22—23
6. Истребители и экспериментальные самолеты
Год выпуска Самолет Двигатель Длина самолета, м Размах крыла, м Площадь крыла, м2 Полетная масса, кг Удельная нагрузка
Марка Мощность, л. с. на крыло, кг/м2 на мощность, кг/л. с.
1937 № 7211 М-85 800 6,35 7,0 18,0 1745 97 2,1
1939 И-207 № 1, «7» М-62 800 930 6,35 7,0 18,0 1950 108 2,0
1939 И-207 № 2, «7» М-63 930 1100 6,35 7,0 18,0 1950 • 108 1,8
1939 И-207 № 3, «8» М-63 930 1100 6,35 7,0 18,0 1850 103 1,7
1941 И-207 № 4, <9» М-82 930 1100 6,7 7,0 18,0 2200 122 2,0
1939 И-28 1-й экз. М-87А 950 8,54 9,6 16,5 2660 161 2,8
1939 И-28 2-й экз. М-88 1000 8,54 9,6 16,5 2730 165 2,7
1940 И-21 (ИП-21) М-105П 1050 8,29 9,4 15,46 2670 173 2,5
1939 СК-1 М-105 1050 8,29 7,3 9,57 р2100 220 2,0
1940 СК-2 М-105 1050 8,0 7,3 9,57 2300 240 2,2
1939 С М-103П 960 13,0 12,2 23,43 4000 171 4,2
1940 , С («Спарка») М-103 2X960 13,2 11,4 22,9 5150 225 ' 2,7 1
489
Год выпуска Самолет Скорость, км/ч Время набора 5000 м, мин Потолок практи- ческий, м Продол- житель- ность полета, ч Даль- ность полета, км Время виража, с Разбег, м
у земли на высоте (км) посадоч- ная
1937 № 7211 365 416(4) 110 4,6 13000 2 700 14—15 150
1939 И-207 № 1, «7» 387 436 115 6,2 9150 2 700 19—20 196
1939 И-207 № 2, «7» 397 423 115 6,7 9200 2 — 18—19 —
1939 И-207 № 3, «8» 428 486 115 4,6 — — — — —
1941 И-207 № 4, «9» р460 р518 — р4,5 р10500 — р640 — —
1939 И-28 1-й экз. 412 545(6) 140 6,3 10400 — — 25—26 —
1939 И-28 2-й экз. 439 566(7) 140 6,1 10800 — 450 26 325
1940 И-21 (ИП-21) 488 573(5) 165 6,0 10600 2 760 25 282
1939 СК-1 р597 р710(5,25) р 132 — р10450 — рЮОО — —
1940 СК-2 585 660(4,9) 170 4,32 р10300 — — — —
1939 С 332 400(4,4) 135 — — — — — 700
1940 ! С («Спарка») 570(4,6) 165 р700 1 860 1
490
7. Самолеты БОК, пассажирские и лицензионные различного назначения
Год вы- пуска Самолет Назна- чение само- лета Двигатель Длина само- лета, м Размах крыла, м Пло- щадь крыла, м2 Масса, кг
Марка Мощ- ность, л. с. Коли- чество пусто- го топли- ва -f- Т масла полной нагрузки полетная
1937 БОК-5 Э М-11 100 1 4,365 9,86 23,15 596 90 168 764
1936 БОК-1 Э М-34РН 725 1 12,86 30,0 78,8 3482 500 680 4162
1937 БОК-1 Э М-34РНБ (2ТК) 830 1 12,86 30,0 78,8 3600 1000 1200 4800
1938 БОК-7 Э М-34ФРН (2ТК) 890 1 12,9 34,0 87,0 3900 — — —
1939 БОК-8 Р М-34ФРН (2ТК) 890 1 12,9 34,0 87,0 — — — —
’1940 БОК-Н РП АЧ-40 1500 1 12,9 34,0 87,0 — — —1 —
1936 АНТ-35 П М-85 800 2 14,95 20,8 57,8 4710 690 1910 6620
1939 *ПС-35 П . М-62ИР 1000 840 2 15,4 20,8 57,8 5012 7104-90 1988 7000
1937 «Сталь-7» П М-100; М -103 760; 2 16,0 23,0 72,0 4800 6000 2400— 7200—
860 6200 11000
1937 БШ-1 (Валти V-11) Ш М-62ИР 1000 840 1 11,4 15,25 35,07 2911 4954-50 1145 4056
1939 **Ли-2 (ПС-84) П АШ-62ИР 1000 840 2 19,65 28,81 91,7 7750 1160 + 2950 10700
+ 160
1943 *Ли-2 НБ АШ-62ИР 1000 840 2 19,65 28,81 91,7 7650 - 2890 10540 11700
ТТродол»ёкиё'ПЯЛГ7
Год вы- пуска Самолет Удельная нагрузка Массо- вая от- дача, % Скорость, км/ч Время набора высоты, мин (км) Даль- ность полета, км Пото- лок прак- тиче- ский, м Разбег, с (м) Пробег, с (м) Время вира- жа, с Про- должи- тель- ность поле- та, ч
на крыло, кг/м2 на мощ- ность, кг/л. с. у зем- ли на высоте (км) поса- доч- ная
1937 БОК-5 33 7,6 25,3 174 155 85 — 600 4850 9(120) 19(200) 12 4
1936 БОК-1 53 5,8 16,3 230 242(4) 75 15(5); 38(9) — 10700 — — — 4
1937 БОК-1 61 5,8 16,6 240 260(4) 80 Ю(5) — 12000 — — — 4
1938 БОК-7 — — — — — — — — — — — — —
1939 БОК-8 — — — — — — — — — — — — —
1940 БОК-И — — — — — — — — — — — — —
1936 АНТ-35 114 4,1 29 350 376(4) 95 — — 8500 — — — 5
1939 *ПС-35 121 3,3 28,4 350 372(1,5) 105 6,1(3); 13(5) 920; 1640 7200 10(225) 19(300) — 5
1937 «Сталь-7» 100 153 4,7 6,4 33,3 56,3 417 450(3) 90 — 5000 10000 — — — 13
1937 БШ-1 (Валти V-11) 114 4,8 28 318 339(1,5) 116 6,4(3); 14(5) 1700 7200 18(390) 17(280) 24 5
1939 **Ли-2 (ПС-84) 117 6,4 27,6 300 320(2) 108 13,2(3); 31(5) 1100— 2500 5600 (400) (390) — 5
1943 *Ли-2 115 6,3 27,4 275 295(1.7) 108 16,7(3); (33,8(4) 2150 4200 (400) 1 (380)
492
8. Самолеты ОКБ А. С. Яковлева 1935—1939 гг.
Год вы- пуска Самолет Двигатель Длина само- лета, м Раз- мах крыла, м Пло- щадь крыла, м2 Масса, кг Удельная нагрузка
Марка Мощ- ность, л. с. пусто- го топлива + + масла полной на- грузки полет- ная на крыло, кг/м2 на мощ- ность, кг/л. с.
1935 АИР-9 бис М-Н 100 6,97 10,2 16,87 495 63,5+17,5 273 768 59,5 7,7
1935 АИР-10 М-11 100 6,80 10,2 16,87 510 113,5+19,5 310 820 48,6 8,2
1936 АИР-10 поплавковый М-11 100 7,65 10,2 16.87 624 100+12 272 896 53,1 9,0
1936 АИР-11 «Джипси Мейджор» 120 7,32 10,2 16,8 566 80+14 325 891 53,0 7,4
1936 АИР-12 М-11 100 7,17 11.0 15,6 558 430 + 40 646 1204 77,2 12,0
1936 УТ-1 (АИР-14) М-11 100 5.75 7,3 9,58 423 68,0+13,5 167 590 61,6 5,9
1937 УТ-1 М-11 100 5,75 7,3 9,58 449 62,5+13,5 169 618 64,5 6,2
1937 **УТ-1 М-11Е 150 5,75 7,3 9,58 429 79 168,5 597,5 62,4 4,0
1937 УТ-1 поплавковый М-11Е 150 6,65 7,3 9,58 505 79 168 673 70.6 4,5
1937 АИР-18 Рено «Бенгали» 4 140 5,99 7,3 9,58 475 68,5+12,5 170 645 67,3 4,6
1937 *УТ-2 (Я-20) М-11Е 150 7,11 10,2 17,2 574 60 230 804 46,7 5,4
1937 УТ-2 МНЕ 150 7,0 10,2 17,2 574 143+14,5 326 900 52,3 6,0
1937 УТ-2 Рено «Бенгали» 4 140 7,65 10,2 17,2 569 128+15 319 888 51,6 6,3
1937 УТ-2 поплавковый М-11Е 150 7,65 10,2 17,2 677 128+15 319 996 57,9 6.6
1938 **УТ-2 эталон 1939 г. М-11 100 7,0 10,2 17,2 616 64 240 856 49,8 8,6
1938 **УТ-2 М-11 100 7,0 10,2 17,2 616 146 322 938 54,5 9,4
1938 *УТ-3 (АИР-17) Два МВ-6 220 10,70 15,0 33,42 2040 285 + 45 860 2900 86,8 6,6
1941 УТ-3 двухместный Два МВ-6А 220 10,83 15,0 33,42 2042 350 + 32 585 2627 78,6 6,0
1939 АИР-19 Два МВ-6 220 10,02 15,0 33,42 2134 280 + 26 816 2950 88,3 6,7
1938 Я-21 (УТ-21) МВ-6 220 6,40 7,3 9,58 611 120+12 220 831 86,7 3,8
1939 № 22 Два М-103 960 9,34 14,0 29,4 3796 678 1327 5123 174 2,7
1940 *ББ-22 (Як-2) Два М-103 960 9,34 14,0 29,4 4043 600 (т.) 1337 5380 183 2,8
1940 ББ-22 (Як-4) Два М-105 1100 10,18 14,0 29,4 4251 800 + 70 1594 5845 199 2,7
1940 *ББ-22 (Як-4) Два М-105 1100 10,18 14,0 29,4 4560 1555 6115 208 2,8 1
493
Год вы- пуска Самолет Массо- вая отдача, % Скорость, км/ч Время набора высоты, мин (км) Даль- ность полета, км Потолок практи- ческий, м Разбег, с (м) Пробег, с (м) Время вира- жа, с Продол- житель- ность полета,ч
макси- мальная (км) поса- дочная
1935 АИР-9 бис 35,5 215 65 4,8(1); 16,4(3) 695 6080 6,5(80) 9,5(90) 9 4,5
1935 АИР-10 37,8 217 70 4,2(1); 16(3) 950 5700 10(100) 15(120) 9 4,5
1936 АИР-10 поплавковый 30,4 200 70 — 700 3200 — — — 4,5
1936 АИР-11 36,5 209 82 5,2(1); 21,6(3) 720 4480 16(200) 30(340) — 4,5
1936 АИР-12 53,7 235 93 — — — (220) — — —
1936 УТ-1 (АИР-14) 28,3 249 80 2,6(1); 10(3) 670 6180 8(120) 13(160) 9 —
1937 УТ-1 27,3 241,5 80 3(1); 13(3) 670 5000 9(140) 17(180) — 2,2
1937 **УТ-1 28,2 257 80 2,45(1); 8,7(3) 670 7120 5,5(90) 19(190) 6,5 3
1937 УТ-1 поплавковый 25,0 218 80 — — — — — — —
1937 АИР-18 26,4 310 85 — 600 6500 8(120) 13(160) — —
1937 *УТ-2 (Я-20) 28,6 230 80 3,5(1); 14(3) 450 6500 12(150) 16(200) 14 2
1937 УТ-2 36,2 210 75 3,3(1); 13,2(3) 1000 6500 12,5(157) 16(200) 14 7
1937 УТ-2 35,9 240 85 4(1); 15,3(3) 834 6100 13(230) 20(263) 14 4
1937 УТ-2 поплавковый 32,0 210 90 — — 3267 — — 16 —
1938 **УТ-2 эталон 1939 г. 28,0 205 90 4,8(1); 21,6(3) 500 3500 13(200) 16(235) 14 2,5
1938 **УТ-2 34,3 205 95 5,8(1); 31(3) ИЗО 3100 12,5(175) 15(200) 14 7
1938 *УТ-3 (АИР-17) 29,7 273 90 5,4(1); 22,6(3) 1000 4000 19,9(319) 23(245) — —
1941 УТ-3 двухместный 22,3 260 95 3,8(1); 11,4(3) 1050 6200 15,5(230) 11(115) 30 —
1939 АИР-19 27,7 271 86 5,3(1); 17(3) 783 5600 17(410) (365) 45 —
1938 Я-21 (УТ-21) 26,5 322 85 2,7(1); 7,5(3) 715 9100 7(100) 12(189) — —
1939 № 22 25,9 567(4,9) 160 5,75(5) рЮОО 10800 (375) (855) — —
1940 *ББ-22 (Як-2) 24,8 515(5,2) 155 7,7(5) 800 8900 (500) (500) 25 —
1940 ББ-22 (Як-4) 27,3 574(5,3) 160 5,45(5) 960 10000 12(300) 20(550) — —
1940 *ББ-22 (Як-4) 25,4 533(5) 140 6,5(5) 925 9700 (415) (496)
494
9. Самолеты В. В. Никитина
Год выпуска Самолет Двигатель Длина самоле- та, м Размах крыла, м Площадь крыла, м2 Масса, кг
Марка Мощность, л. с. пустого- топлива + + масла ПОЛНОЙ нагрузки полетная
1933 НВ-1 М-11 100 4,25 6,4 6,85 350 70 160 510
1935 НВ-2 М-11 ’ 100 6,15 8,6 11,0 385 250 + 25 365 750
1938 НВ-2 бис МГ-11 165 6,15 8,0 11,0 435 250 + 25 365 800
1939 УТИ-5 (НВ-2 бис) МГ-31 300 6,3 8,0 н,о 560 250 + 30 390 950
1936 НВ-4 М-11 100 8,7 10,5 28,5 825 90+15 265 1090
1937 НВ-5 МГ-40 140 7,7 9,82 25,0 612 75+12 238 850
1938 НВ-5 бис МГ-11Ф 165 7,7 9,82 25,0 — 75+12 — —
1939 У-5 М-11 100 7,62 9,84 25,53 700 75+12 — ’ —
1939 У-5 М-11Г 115 7,62 9,84 25,53 711 75+12 263 974
1939 У-5 бис МГ-11Ф 180 7,62 9,84 25,53 773 75+12 263 1036
1942 У-5 (ЛШ) МГ-31Ф 330 7,75 9,84 25,53 880 250 + 30 520 1400
1940 УТИ-6 (НВ-6) МГ-11Ф 165 5,8 7,0 14,0 560 80 + 20 190 750
1938 МП Испано-Сюиза 760 8,0 8,5 20,0 2200 — 1000 3200
12Ybrs
' 1936 МУ-4 МГ-11Ф 165 — 12,0 33,0 900 80 + 20 300 1200
1940 ИС-1 М-63 900 6,79 8,6 20,83 (13,0) 1400 — 900 2300
1941 1 ИС-2 М-88 1100 7,36 8,6 20,83 (13,0) 1 р2180
Год вы- пуска Самолет Удельная нагрузка Массо- вая отдача, о/ /О Скорость, км/ч Время набора высоты, мин (км) Потолок практи- ческий, м Разбег, с (м) Пробег, с (м) Продол- житель- ность полета,ч
на крыло, кг/м2 на мощ- ность, кг/л. с. у земли посадоч- ная
1933 НВ-1 74 5,1 31,4 232 95 — — — — —
1935 НВ-2 68 7,5 48,7 230 75 —• 5800 — — 10
1938 НВ-2 бис 72,7 4,85 45,6 260 75 — 7000 — — 7
1939 УТИ-5 (НВ-2 бис) 86 3,2 41 350 75 — 8000 — — 4,5
1936 НВ-4 38,3 10,9 24,3 160 65 — — — — —
1937 НВ-5 34 6,1 28 202 60 3(1); 12(3) 6000 (120) (110) 5,5
1938 НВ-5 бис — — — 220 60 3(1); 11(3) — — — 4
1939 У-5 — — — 170 60 — — — — —
1939 У-5 37,8 8,7 27 181 65 . 5(1); 92,7(3) 3750 9(70) 10(65) 3
1939 У-5 бис 40,6 7,6 25,4 205 70 3,8(1); 18,4(3) 4500 7(70) 10(120) 2,5
1942 У-5 (ЛШ) 54,8 4,25 37 272 75 — — 6(40) 11(130) 4,5
1940 УТИ-6 (НВ-6) 53,6 4,5 25,3 270 75 — 4500 (50) (170) 2,5
1938 МП 160 4,25 31 — — — — — — —
1936 МУ-4 36,4 4,2 25 — — — — — — —
1940 ИС-1 ПО 177 2,6 39 400(0) 453(4,9) — 8,2(5) — 10(250) — —
1941 ИС-2 105 168 2,0 — р468(0) р588(6,7) — — рНОО — — 1,2
co
05
10. Самолеты А. С. Москалева, В. К. Грибовского и Б. И. Черановского
Год вы- пуска Самолет Назна- чение само- лета Двигатель Длина самоле- та, м Размах крыла, м Площадь крыла, м2 Масса, кг
Марка Мощ- ность, л. с. пустого топлива + + масла полной нагрузки полетная
1935 САМ-6 бис э М-23 65 4,5 8,0 12,0 380 50 120 500
1936 «Сигма» (САМ-7) э М-34 750 7,0 9,6 20,0 - 1000 — -480 -1480
1937 «Стрела» э Рено 4 140 6,15 3,55 13,0 470 604-10 160 630
1940 *САМ-5-2 бис п М-11 100 8,02 11,49 21,86 710 95+10 505 1215
1939 САМ-14 п МВ-4 140 8,06 11,49 21,86 765 95+10 515 1280
1943 САМ-25 п М-11Ф 140 8,02 11,49 21,86 720 — '560 1280
1939 САМ-11 с ММ-1 220 8,74 11,49 20,2 1094 — 306 1400
1940 САМ-11 бис с МВ-6 220 8,74 11,49 20,2 1030 — 320 1350
1940 САМ-13 э Два Рено 6 220 7,4 6,7 9,0 754 — 429 1183
1941 САМ-16 ТР Два МГ-31Ф 330 12,0 15,5 32,0 2160 390 + 30 -840 — 3000
1939 Г-27 ТР Два М-11 100 7,0 10,6 17,0 900 130 400 1300
1941 Г-28 «Кречет» ТР МВ-6 220 7,66 9,0 11,6 897 122 + 15 260 1157
1942 Г-30 (Г-ЦМ) МП М-11 100 10,0 18,0 30,0 1500 70 900 2400
1941 - БИЧ-21 1 : СП МВ-6 220 4,74 6,9 9,0 526 37 117 643 1
497
Год вы- пуска Самолет Удельная нагрузка Массо- вая отдача, % Скорость, км/ч Потолок практи- ческий, м Даль- ность полета, км Разбег, с (м) Пробег, с (м)
на крыло, кг/м2 на мощность, кг/л. с. у земли на высоте (км) посадоч- ная
1935 САМ-6 бис 42 7,7 24 130 — 55 3000 200 — —
1936 «Сигма» (САМ-7) 74 2,0 32 р435 р500 138 р9200 р800 — —
1937 «Стрела» 48,5 4,5 25 310 — 102 1500 — (200) (100)
1940 *САМ-5-2 бис 55,5 8,7 42 204 170 65 4000 700 (150) (180)
1939 САМ-14 58,5 9,2 40 196 170 75—68 3360 550 17(240) 15(190)
1943 САМ-25 51,2 8,8 44 200 170 65 4850 1760 (150) —
1939 САМ-11 64,5 6,4 22 225 240(2,4) 85 4700 — — —
1940 САМ-11 бис 62 6,2 24 217 240(2,4) 85 5600 850 16(200) 9(110)
1940 САМ-13 118 2,5 36 р463 р680 125 р10000 Р~2000 — —
1941 САМ-16 100 4,5 28 р362 — 100 р4600 — — —
1939 Г-27 76,5 6,5 38 240 — 90—80 р4000 — — —
1941 Г-28 «Кречет» 100 4,8 22,4 275 303(1,6) 90,5 6600 500 280 —
1942 Г-30 (Г-ИМ) 80 24 37 — — — — — — —
1941 1 БИЧ-21 71,5 2,9 18,2 385 417 80
11. Легкие самолеты
Год вы- пуска Самолет На- зна- чение Двигатель Длина самоле- та,м Размах крыла, м .Площадь крыла, м2
Марка Мощ- ность, л. с.
1936 лк п М-11 100 6,5 10,0 15,5
1937 лк (ЛИГ-8) п МГ-31 300 6,6 10,0 15,5
1937 РК (ЛИГ-7) э М-11 100 7,34 11,3 16,56
1937 РК э М-11 100 7,34 11,3 23,85
1941 РК-И (РК-800) и М-106 1200 8,8 8,2 11,9
(28,0)
1934 ХАИ-4 э М-11 100 4,2 12,0 21,25
1939 Ш-13 РП Сальмсон 45 5,92 13,0 10,56
1940 ОКА-38 (СС) с МВ-6 220 10,3 14,28 26,0
1940 ОКА-38 (№ 2) СИ МВ-6 220 10,3 14,28 26,0
1938 «Кодрон 1» ТР МВ-6 220 7,82 7,65 9,2
1940 РП-318-1 э РДА-1 100 кгс 7,44 17,0 22,0
тяга
1941 Г-5 Гризодубова э АДГ-4 35 6,0 12,15 17,65
Год выпуска Самолет Масса, кг Удельная нагрузка Массовая отдача, % Скорость, км/ч
пустого топлива+ +масла 1 ПОЛНОЙ нагрузки К сч X Е- О с на крыло, кг/м2 на мощность, кг/л. с. у земли посадочная
1936 лк 740 120 370 1100 71,7 Н,1 33,3 175 75
1937 ЛК (ЛИГ-8) ~ 1000 220 ~600 -1600 103 5,3 37,5 245 100
1937 РК (ЛИГ-7) 667 70 230 897 54,2 9,0 25,6 150 100
1937 РК 667 70 230 897 37,6 9,0 25,6 144 75
1941 РК-И (РК-800) — — 3100 108(260) 2,6 — р780 —
1934 ХАИ-4 550 120 300 850 40 8,5 35 180 100
1939 Ш-13 397 176 266 663 63 14,7 40 180 90 .
498
Продолжение табл. 11
1 Год выпуска Самолет Масса , кг Удельная нагрузка Массовая отдача, % Скорость, км/ч
пустого топлива + 4- масла ПОЛНОЙ нагрузки К я X (V ч о X на крыло, кг/м^ на мощность,! кг/л. с. | у земли посадочная
1940 1940 1938 1940 1941 ОКА-38 (СС) ОКА-38 (№ 2) «Кодрон 1» РП-318-1 Г-5 Гризоду- бова 981 977 778 570 178 148 133 142 75 32 362 512 277 140 122 1343 1489 1005 700 300 51 57 111 32 17 6,1 6,6 4,5 8,6 27 34,3 22 19 40 173 159 350 140 60 63 90
Год вы- «уска Самолет Время набора высоты, мин 1 км) Даль- ность полета, км Потолок практи- ческий, м Разбег, с (м) Пробег, с (м) Продол- житель- ность полета, ч
1936 J937 1937 1937 1941 1934 1939 4940 1940 1938 1940 1941 лк лк (ЛИГ-8) РК (ЛИГ-7) РК РК-И (РК-800) ХАИ-4 Ш-13 ОКА-38(СС) ОКА-38 (№ 2) «Кодрон 1» РП-318-1 Г-5 Гризоду- бова 7,5(1); 19,5(2) 14(1) 5,0(1); 10,2(2) 5,5(1); 11,4(2) 750 800 400 370 600 2500 700 600 600 2900 р3250 6000 5870 9000 14(250) 9(135) (70) (70) 12(210) 9(110) (60) (60) 5 4 3 3 2,45 4 17 3,5 3 3 3
499
500
12. Морские самолеты
Год вы- пуска Самолет На- зна- чение само- лета Двигатель Длина самоле- та, м Размах крыла, м Пло- щадь крыла, м2 Масса, кг Удельная нагрузка
Марка Коли- чест- во Мощ- ность, л. с. пусто- го топлива + + масла полной на- грузки полет- ная на крыло, кг/м2 на мощ- ность, кг/л. с.
1937 АНТ-44 Б «Мистраль- 4 810 22,42 36,45 144,7 12000 — 6500 18500 128 8,3
(МТБ-2) Мажор» 14Krsd 9500 21500 148 6,6
1938 АНТ-44 (Д) Б М-87 4 950 22,42 36,45 144,7 13000 — 6000 19000 131 5,0
1936 *КОР-1 (Бе-2) К М-25 1 635 700 8,67 11,0 29,3 1800 293 686 2486 85 3,6
1938 МДР-5 Р М-87А 2 950 15,88 25,0 78,5 6083 1100 1917 8000 102 4,2
(МС-7) 2135 3117 9200 117 4,9
1939 МРБ-7 Р М-103 1 960 10,6 13,0 26,0 2418 398 750 3168 123 3,3
1941 (МС-8) *КОР-2 К М-62 1 1000 850 10,5 12,0 25,5 2082 315 678 3600 2760 141 108 3,8 2,8
1940 МДР-7 Самсонова р М-88 2 1100 14,0 18,0 40,0 5100 1100+140 2400 7500 188 3,4
1939 МА-1 п МГ-31Ф 1 330 11,82 14,0 29,6 1450 220 750 2200 74 7,8
1940 Ш-7 п МГ-31Ф 1 330 9,4 13,0 23,3 1230 320 670 1900 81 6,3
1937 PBY-1 т «Туин- 2 875 20,68 31,72 130,0 6200 2175 3800 9535 77 5,5
Уосп» 4765 6000 11805
1939 *ГСТ т М-87 2 950 20,68 31,72 130,0 6670 — 5580 12250 77 6,5
1940 *МП-7 , т М-62ИР 2 1000 ’850’ 20,68 31,72 130,0 6670 — 5130 11800 12250 77 7,0
Год вы- пуска Самолет На- зна- чение само- лета Двигатель Длина самоле- та, м Размах крыла, м Пло- щадь крыла, м2 Масса, кг Удельная нагрузка
Марка Коли- чест- во Мощ- ность, л. с. пусто- го топлива 4- 4- масла полной на- тру 1КИ полет- ная на крыло, кг/м2 на мощ- ность, кг/л. с.
1937 ПС-30 П «Циклон» 4 1050 870 28,0 47,86 213,0 14100 76504-585 14000 28100 132 8,1
1937 **S-43 П «Хор нет» 2 750 15,72 26,21 72,5 5702 — 2916 8618 119 5,7
1937 *DF-2 П «Циклон» 2 850 21,1 28,95 125,0 7250 — 5650 12900 122 7,6
1936 Валти V-1A Т «Циклон» 1 850 11,3 15,25 35,77 2443 612 1417 3860 108 4,6
Год вы- пуска Самолет Массо- вая отдача, % Скорость, КМ/-Ч Время набора высоты, мин (км) Потолок практи- ческий, м Дальность полета, км Разбег, с (м) Пробег, с (м) Время вира- жа, с Продол- житель- ность полета,ч
у воды на высоте (км) поса- дочная
1937 АНТ-44 (МТБ-2) 35 44 330 — 125 3,5(1); 26(5) 6600 4500 — — — 16
1938 АНТ-44 (Д) 32 355 — 130 3,0(1); 18(5) 7100 — — — — 14
1936 *КОР-1 (Бе-2) 27,5 245 277(2) 100 3,2(1); 20(5) 6600 530—1000 15(250) 16 18 3
1938 МДР-5 (МС-7) 24 34 283 345 120 3,6(1); 21(5) 8150 2415 22 20 — 8
1939 МБР-7 (МС-8) 23 32 310 376 125 2,4(1); 7,9(4) 8500 720—1215 21 16 25 28 —
1941 *КОР-2 (Бе-4) 24 310 356(4,7) 130 2,0(1); 12(5) 8100 550—1150 25 22 40 2
1940 МДР-7 Самсо- 32 395 — 150 — — 1000 27 20 — 3
нова
502
Продолжение табл. 12
Год вы- пуска Самолет Массо- вая отдача, о/ /О Скорость, км/ч Время набора высоты, мин (км) Потолок практи- ческий, м Дальность полета, км Разбег, с (м) Пробег, с (м) Время вира- жа, с Продол- житель- ность полета, ч
у воды на высоте (км) поса- дочная
1939 МА-1 34 210 204 84 4(1); 34(4) 4300 700—1200 11,6 10,2 4
1940 Ш-7 (215) (Ю7)
1937 PBY-1 35 218 184 90 5(1); 13(2) 2960 920 25(280) 20(210) — 5,5
40 266 297 85 4,4(1); 18(4) 5300 3360 50(900) 20(400) — 20
1939 *ГСТ 5970
1940 *МП-7 45 — 329 85 — 5500 2600 (800) (500) — 20
42 268 277 85 6,5(1); 30(4) 5100 — 37(740) 30(640) — 20
1937 ПС-30 50 252 274 120 10(1); 55(4) 4400 5000 (50) (25) • — —
1937 **S-43 34 293 312 104 3,5(1); 7,2(2) 9100 — —
1937 *DF-2 44 257 286 104 12,5(1,7) 4350 — (35) —- —
1936 Валти V-1A 37 — 368 106 — 7160 — — — —
Год вы- пуска Самолет Эки- паж двигатель s.- Масса, кг скорость, км/ч Время набора 5000 м, мин Пото- лок, м Даль- ность полета, км
Коли- чество Марка Мощ- ность, л. с. пустого бомбы полет- ная у земли на высоте (км)
1936 АНТ-42 8—12 4 АМ-34ФРН + + М-100 930 1200 17885 2000 4000 23860 30000 320 403(8) 16,8 10800 3000
1938 АНТ-42 9 4 АМ-34ФРНБ + + М-100А 930 1200 ~18000 2000 4000 24000 32000 315 430(8,6) 16,3 11250 3500
1938 АНТ-42 дублер 9—11 4 АМ-34ФНРБ + + М-100А 930 1200 18520 2000 4000 24594 32000 305 — 20,0 10400 —
1940 *ТБ-7 11 4 АМ-35А 1200 1350 19986 2000 4000 27000 35000 347 443(6,36) 14,6 9300 3600
1940 *ТБ-7 10 4 М-40 1000 1500 19790 2000 4000 26000 33500 345 393(5,68) 16,2 9200 5460
1942 *ТБ-7 11 4 М-82 1400 1700 18570 2000 4000 27200 36000 362 422(5,6) 15,0 9500 5800
1944 Пе-8 9 и 12 пас. 4 АЧ-ЗОБ 1250 1500 22864 — 30000 35500 342 390(6,0) 19,5 8200 5600
сл
©
14. Самолеты Пе-2
Год вы- пуска Самолет На- зна- чение Эки- паж Двигатель Масса, кг Удельная нагрузка Скорость, км/ч Время набора 5000 м, мин Пото- лок прак- тиче- ский, м Даль- ность поле- та, м
Коли- чест- во Марка Мощ- ность, л. с. пусто- го полет- ная на крыло, кг/м2 на мощ- ность, кг/л. с. у зем- ли на высоте (км)
1939 «100» и 3 2 М-105 с 2ТК-2 1100 5172 7260 179 3,3 455 535(6) 6,8 (4000 м) р12200 pl 400
1940 **Пе-2 Б 3 2 М-105 1100 5863 7536 186 3,4 452 540(5) 9,3 8800 1200
1941 *Пе-3 И 2 2 М-105 1100 5730 7880 195 3,5 444 535(5) 9,0 — 2150
1941 Пе-3 бис И 2 2 М-105 1100 — 8040 199 3,7 448 530(5,3) 10,2 9100 2150
1941 Пе-2 с убирае- мыми лыжами Б 3 2 М-105 1100 — 7900 195 3,6 405 474(4,8) 10,0 8500 1300
1943 Пе-2 Б 3 2 М-82 1700 — 8125 200 2,4 458 547(6,2) 7,9 9100 1170
1943 **Пе-2 «ФЗ» Б 3 2 М-105ПФ 1210 — 8300 205 3,4 437 482(3,2) Н,1 7800 —
1943 Пе-2ВИ И 1 2 М-105ПД 1170 5790 6870 169 2,9 — р557 рЮ,4 10500 —
1943 *Пе-2УТ УТ 2—4 2 М-105ПФ 1210 5956 7344 (4 чел.) 181 3,0 454 508(3,6) 8,5 8700 —
1943 **Пе-2Б Б 3 2 ВК-Ю5ПФ 1210 6210 8580 219 3,5 472 534(3,9) 10,5 — 1200
1944 Пе-2И Б 2 2 ВК-107 А 1650 7080 9058 216 2,7 556 656(5,6) 7,0 9350 2275
1945 Пе-2М Б 3 2 ВК-107 А 1650 7458 10170 243 3,1 545 630(5,6) 8,8 8500 2050
Примечания: 1. Площадь крыла у Пе-2И 41,8 м2, у Пе-2М — 43,5 м2, у остальных самолетов — 40,5 м2.
2. Длина Пе-2И 13,40 м, Пе-2М— 13,57 м, остальных самолетов— 12,60 м.
3. Размах крыла у Пе-2И — 17,18 м, Пе-2М— 17,99 м, остальных самолетов — 17,60 м.
15. Самолет Ту-2
Год вы- пуска Самолет Назна- чение само- лета Число мест Двигатель Длина самоле- та, м
Коли- чество Марка Мощность, л. с.
1940 «103» (58) Б 3 2 АМ-37 1400 13,2
1941 «ЮЗУ» (59) Б 4 2 АМ-37 1400 13,8
1941 «103В» (60) Б 4 2 АШ-82 1330 13,71
(Ту-2) 1700 1330
1942 *Ту-2 (ЮЗВС) Б 4 2 АШ-82 13,8
(№ 100308) 1700 1460
1943 **Ту-2 С (61) Б 4 2 АШ-82ФН 13,8
(№ 100716) 1850 1500
, 1944 СДБ(63) (1-й экземпляр) Б 2 2 АМ-39 1870 1500 13,2
1944 СДБ (63) (2-й экземпляр) Б 3 2 АМ-39Ф 1870 1500 13,6
1945 *Ту-10 (68) Б 4 2 АМ-39ФНВ 13,8
• < (Ту-4) 1850
, 1945 Ту-2 Б 4 2 АШ-83 1900 13,8
; 1944 Ту-2Д (62) Б 5 2 АШ-82ФН 1460 14,42
(№ 100714) 1850 1460
1946 Ту-2Р (Ту-6) Р 4 2 АШ-82ФН 1850 13,8
.1946 Ту-2Д (65) Б 5 2 АМ-44ТК 1950 14,42
/1946 Ту-2Д (67) Б 5 2 АЧ-ЗОБФ 1900 14,42
1460
<4947 Ту-8 (69) Б 5 2 АШ-82ФН 1850 14,61
*1945 Ту-2 (Эталон 1946—1947 гг.) Б 4 2 АШ-82ФН 1460 1850 1460 13,8
$946 Ту-2 (серийные Б 4 2 АШ-82ФН 13,8
Г fiwe 1947—1948 гг.) Ту-2Ш Ш 2 2 АШ-82ФН 1850 1460 1850 13,8
^*46 Ту-1 (63П) Б 3 2 АМ-43В 1640 1950 13,6
К<5 Ту-2Т TH 3 2 АШ-82ФН 1640 1850 13,8
62Т TH 3 2 АШ-82ФН 1640 1850 14,42
Kit-- УТБ П. О. Су- хого УТ 2 2 АШ-21 570 700 13,98
Самолет Раз- мах кры- ла, м Пло- щадь кры- ла, м2 Масса, кг Удельная нагрузка Масс вая от да ча,
пусто- го топли- ва + + масла полной на- грузки на крыло, кг/м2 на мощ- ность, кг/л. с.
«ЮЗ» (58) 18,8 48,52 7626 2147 232.4 3366 226 247 3,6 3,9 23 31
.Wii «ЮЗУ» (59) 18,8 48,52 7823 2456 2612 3654 , 250 320 3,7 4,1 25 32
1941 «ЮЗВ»(60) (Ту-2) 18,8 48,52 7335 2411 3008 4438 211 243 3,0 3,5 29 37
,73ак- 182
505
Продолжение табл. 15
Год вы- пуска Самолет Раз- мах кры- ла, м Пло- щадь кры- ла, м2 Масса, кг Удельная нагрузка Массо- вая отда- ча, %
пусто- го топли- ва -|- + масла ПОЛНОЙ на- грузки на крыло, кг/м2 на мощ- ность, кг/л. с.
1942 1943 1944 1944 1945 1945 1944 1946 1946 1946 1947 1945 1946 1946 1946 1945 1946 1945 *Ту-2 (103ВС) № 100308 **Ту-2 С (61) (№ 100716) СДБ (63) (1-й экземпляр) СДБ (63) (2-й экземпляр) *Ту-10 (68) (Ту-4) Ту-2 Ту-2Д (62) (№ 100714) Ту-2Р (Ту-6) Ту-2Д (65) Ту-2Д (67) Ту-8 (69) Ту-2 (эталон 1946—1947 гг.) Ту-2 (серийные 1947—1948 гг.) Ту-2Ш Ту-1 (63П) Ту-2Т 62Т УТБ П. О. Су- хого 18,86 18,86 18,86 18,8 18,86 18,86 22,06 22,06 22,06 22,06 22,06 18,86 18,86 18,86 18,86 18,86 22,06 18,86 48,8 48,8 48,52 48,8 48,8 48,8 59,05 48,8 59,12 59,12 61,26 48,8 48,8 48,8 48,8 48,8 59,05 48,8 7474 7787 8280 7685 8316 8205 8404 9460 1767 1750 1630 2080 2820 2886 3886 2313 4013 2645 3570 2900 3890 3974 5024 2335 4550 3046 3295 5000 212 243 211 234 208 244 244 244 233 255 217 237 209 "227" 217 ~262~ 220 270 230 258 229 272 224 234 261 “296 234 253" 276 134 3,1 3,5 ЗД 3,3 2,7 3,2 2,9 3,2 3,1 3,4 2Д 3,1 ЗД 3,6 2,9 3,5 3,1 3,7 ЗД 4,0 3,8 4,5 3,0 3,1 зд 3,7 3,1 3,4 3,7 4,7 28 34 22,9 36,6 24 30 27,4 33,6 32 38 22 38 27 26 35
Год вы- пуска Самолет Скорость, км/ч Время набора 5000 м, мин Пото- лок прак- тиче- ский, м Даль- ность поле- та, км Раз- бег, м Про- бег, м
у зем- ли на высоте (км) поса- доч- ная
1940 1941 1941 «103» (58) «ЮЗУ» (59) «103В» (60) (Ту-2) 482 469 460 635 (8) 610(7,8) 528(3,8) 155 155 152 8,6 9,5 10,0 10600 10500 9000 2500 1900 2000 440 435 516 730 765 640
506
Продолжение табл. 15
Год вы- пуска Самолет Скорость, км/ч Время набора 5000 м, мин Пото- лок прак- тиче- ский, М Даль- ность поле- та, км Раз- бег, м Про- бег, м
у зем- ли на высоте (км) поса- доч- ная
1942 1943 1944 1944 1945 1945 1944 1946 1946 1946 1947 *1945 -1946 1946 1^46 1945 1946 1945 *Ту-2 (103ВС) (№ 100308) **Ту-2 С (61) (№ 100716) СДБ (63) (1-й экземпляр) СДБ (63) (2-й экземпляр) *Ту-10 (68) (Ту-4) Ту-2 Ту-2Д (62) (№ 100714) Ту-2Р (Ту-6) Ту-2Д (65) Ту-2Д (67) Ту-8 (69) Ту-2 (эталон 1946—1947 гг.) Ту-2 (серийные 1947—1948 гг.) Ту-2Ш Ту-1 (63П) Ту-2Т 62Т УТБ П. О. Су- хого 482 527 547 520 528 465 509 479 521(3,2) 547(5,4) 645(6,6) 640(6,8) 635(7,1) 605(6,8) 531(5,6) 545(5,5) р579(9,3) 508(6,2) 507(5,6) 550(5,4) 550(5,7) 575(5,8) 641(8,6) 505 501 391(2,1) 190 160 142 160 120 10,2 9,5 7,45 8,7 ИД 8,5 11,8 10,3 р9,0 13,0 17,0 10,3 10,8 9,0 11,6 9000 9500 10000 10100 9800 10400 9900 9050 Р11000 р8850 7650 9350 9000 10065 11000 7750 7700 7000 2020 2100 1830 1530 1660 1950 2790 2780 р2570 р5000 4100 2250 2180 2500 2250 2075 3800 450 485 470 535 525 480 480 р480 р530 860 475 540 605 580 545 675 610 р490 р700 632 875 500 560 480
1
17*
507
16. Самолеты ОКБ Н. Н. Поликарпова (1941 —1945 гг.) и
ОКБ В. М. Мясищева
Год вы- пуска Самолет На- зна- чение Число мест Двигатель Раз- мах крыла, м Длина само- лета, м
Коли- чество Марка Мощность, л. с.
1942 ИТП (М-1) И 1 1 ВК-Ю7П 1650 10,0 8,9
1943 ИТП (М-2) И 1 1 AM-39 А 1700 10,0 9,2
1944 ВП («К») И 1 1 АМ-39Б 1860 11,0
1941 ТИС («А») И 2 2 АМ-37 1400 15,5 11,7
1944 ТИС («МА») И 2 2 АМ-38 1665 15,5 11,7
1943 НБ («Т») Б 5 2 АШ-82ФН 1850 21,5 15,3
1943 МП МП 2 2 М-11Ф 145 20,0 13,5
1944 «Малютка» Э 1 1 НИИ-1 Тяга 7,5 7,0
1000 кгс
1942 ДВБ-102 Б 4 2 М-120ТК 1800 25,17 18,9
1943 ДВБ-102 Б 4 2 М-71 2ТК-3 1910 25,17 18,9
1944 ДБ-108 1 экз. Б 2 2 ВК-Ю8 1800 17,8 13,47
1945 дис И 2 2 ВК-Ю7А 1650 18,12 13,8
1945 ВБ-109 Б 2 2 ВК-109 2075 17,8 14,16
Год вы- пуска Самолет Пло- щадь кры- ла, м2 Масса, кг Удельные нагрузки Мас- совая отда- ча, %
пусто- го топлива + + масла пол- ной на- грузки полет- ная на крыло, кг/м2 на мощ- ность, кг/л. с.
1942 ИТП (М-1) 16,5 2960 517 + 30 610 3570 217 2,1 17
1943 ИТП (М-2) 16,5 2910 440 + 50 660 3570 217 2,1 18
1944 ВП («К») 16,2 2727 550 + 55 593 3320 205 1,9 18
1941 ТИС («А») 34,8 5800 2420 2040 7840 224 2,94 29
1944 ТИС («МА») 34,8 6261 1087 2019 8280 235 2,8 24
1943 НБ («Т») 58,1 8843 2760 4957 13800 238 4,8 36
1943 МП 44,7 2300 365 1400 3700 83 12,8 38
1944 «Малютка» 8,0 1016 — 1779 2795 350 2,8 -
1942 ДВБ-102 78,3 10966 2000+150 3940 14906 190 4,1 26
1943 ДВБ-102 78,3 12173 2000+150 3864 16038 204 4,2 24
1944 ДБ-108 1 экз. 43,0 6953 1000+ 131 2478 9431 219 2,6 26
1945 дис 43,8 7230 1675 2812 10042 229 3,0 28
1945 1 ВБ-109 43,5 8498 900+125 2568 11066 254 2,7 23
508
Продолжение табл. 16
Год вы- пуска Самолет Скорость, км/ч Время набора 5000 м, мин Потолок практи- ческий, м Даль- ность полета, км Раз- бег, м Про- бег, м
у зем- ли на высоте (км) поса- дочная
1942 ИТП (М-1) р568 р655(6,3) р130 р5,9 10400 1280 350 375
1943 ИТП (М-2) р540 р650(2,5) р140 р6,0 pl 1500 980 326 390
1944 ВП («К») р500 р715(14) р150 рЗ,5 р14050 — — —
1941 ТИС («А») 490 555(5,8) 150 7,3 10250 1070 1720 433 236
1944 ТИС («МА») — 530(4) 139 6,4 12500 — — —
1943 НБ («Т») 445 510(5) 122 12 6150 3030 660 570
1943 МП 172 166(1) 98 — 2000 930 — —
1944 «Малютка» р890 р845(15) р135 Р1 р16000 — — —
1942 ДВБ-102 440 540(6,25) 165 13,5 8300 р3340 640 340
1943 ДВБ-102 430 529 (8,45) 145 12 10500 рЗбОО 670 —
1944 ДБ-108 1 экз. р583 р700(5,95) р 140 р5 рНООО р2250 р420 р485
' 1945 дис р531 р627 р146 р7,2 р9600 р4000 р570 р530
1945 ВБ-109 р524 р710(8,15) р151 р7,2 р12250 р2100 р650 р570
Примечание. Самолет «Малютка» не испытывался. был закончен строительством и не
509
17. Истребители Як 1940—1945 гг.
Год вы- пуска Самолет Двигатель Длина самолета, м Размах крыла, м Площадь крыла, м2 Масса, кг
Марка Мощность, л. с. пустого топлива + + масла полной нагрузки полетная
1940 И-26 (Як-1) М-105ПА 1050 8,48 10,0 17,15 2206 3054-26 495 2701
1942 **Як-1 М-105ПФ 1180 8,48 10,0 17,15 2347 305 + 26 500 2847
1943 Як-1 М-106-1 ск 1350 8,48 10,0 17,15 2427 305 + 25 500 2927
1941 И-28 (Як-5) М-105ПД 1140 8,48 9,74 17,15 2450 310 + 30 540 2990
1940 И-30 (Як-3) М-105ПА 1050 8,48 9,74 17,36 2550 383 + 35 580 3130
1940 *УТИ-26(Як-7УТИ) М-105ПА 1050 8,48 10,0 17,15 2181 305 + 30 569 2750
1941 *Як-7А М-105ПА 1050 8,48 10,0 17,15 2450 305 + 30 485 2935
1942 **Як-7Б ВК-Ю5ПФ 1180 8,48 10,0 17,15 2396 305 + 30 634 3030
1942 **Як-7В ВК-Ю5ПА 1050 8,48 10,0 17,15 2228 271+30 481 2709
1941 Як-7 АШ-82 1330 8,37 9,74 17,15 — 480 + 48 — 3370
1942 Як-7ДИ (Як-9) ВК-Ю5ПФ 1180 8,48 9,74 17,15 2360 480 + 48 675‘ 3035
1942 **Як-9 ВК-Ю5ПФ 1180 8,50 9,74 17,15 2200 320 + 26 675 2875
1943 *Як-9Д ВК-Ю5ПФ 1180 8,50 9,74 17,15 2350 480 + 48 767 3117
1944 *Як-9ДД ВК-Ю5ПФ 1180 8,50 9,74 17,15 2346 630 + 65 930 3276
1943 **Як-9Т ВК-Ю5ПФ 1180 8,65 9,74 17,15 2298 330 + 30 727 3025
1943 *Як-9К ВК-Ю5ПФ 1180 8,87 9,74 17,15 2291 322 + 26 737 3028
1942 Як-9 ВК-Ю6-1 ск 1350 8,50 9,74 17,15 2380 495 + 26 670 3050
1943 *Як-9ПД ВК-Ю5ПД 1160 8,60 10,74 17,65 2098 240 + 30 402 2500
1943 Як-9У ВК-Ю5ПФ2 1240 8,50 9,74 17,15 2244 320 + 25 656 2900
1944 **Як-9У ВК-107 А 1500 8,60 9,74 17,15 2477 355 + 35 673 3150
1943 Як-1М (Як-3) ВК-105ПФ 1180 8,50 9,20 14,85 2133 270 + 26 522 2655
1943 Як-1М (дублер) ВК-Ю5ПФ2 1240 8,50 9,20 14,85 2105 275 + 20 555 2660
1943 **Як-3 ВК-105ПФ2 1240 8,50 9,20 14,85 2128 270 + 20 569 2697
1944 *Як-3 В К-107 А 1500 8,50 9,20 14,85 2346 350 + 35 638 2984
1944 Як-3 ВК-Ю8 1800 8,50 9,20 14,85 — 300 + 40 — 2830
1945 Як-ЗУ АШ-82ФН 1630 8,17 9,74 17,15 2273 340 + 35 519 2792
fчд».‘-Г7т
I Год 1 вы- пуска , Самолет Удельные нагрузки Скорость, км/ч Время набора 5000 м, мин Потолок практи- ческий, м Даль- ность полета, км Время виража, с Разбег, м Пробег, м
на крыло, кг/м2 на мощ- ность, кг/л. с. у земли на высоте (км) посадоч- ная
1940 И-26 (Як-1) 157 2,6 490 586(4,8) 135 6,0 10200 700 24 300 540
1942 **Як-1 166 2,4 531 592(4,1) 137 5,4 10000 700 19 340 560
1943 Як-1 171 2,2 535 610(3,75) 140 5,6 9900 650 18 320 530
1941 И-28 (Як-5) 174 2,6 515 665(9,1) 130 — 12000 — 17—18 — —
1940 И-30 (Як-3) 180 3,0 476 571(4,9) 142 7,0 9000 980 19—20 303 520
1940 *УТИ-26(Як-7УТИ) 160 2,6 500 586(4,5) 125 5,5 9400 700 22 310 550
1941 *Як-7А 171 ' 2,8 495 571(5) 136 6,4 10000 820 18,5 410 610
1942 **Як-7Б 177 2,5 530 593(3,65) 143 5,8 9900 820 19 430 620
1942 **Як-7В 178 2,7 413 473(5) 125 6,5 9000 660 18 295 360
1941 Як-7 196 2,5 515 615(6,4) 154 — — — 24 — —
1942 Як-7ДИ (Як-9) 177 2,6 505 566(3,8) 143 6,5 10000 1310 19—20 350 580
1942 **Як-9 167 2,4 540 598(3,8) 130 4,9 10400 1000 19 370 550
1943 *Як-9Д 192 2,7 533 597(3,9) 143 6,1 9800 1330 19—20 370 550
1944 *Як-9ДД 191 2,8 522 584(3,9) 145 6,8 9400 2285 26 400 500
1943 **Як-9Т 176 2,6 533 597(3,93) 144 5,5 10000 890 18—19 380 500
1943 *Як-9К 176 2,6 518 573(3,9) 140 5,7 10000 850 18—19 305 450
1942 Як-9 178 2,2 531 602(3,25) 142 5,4 10100 870 17—18 360 550
1943 *Як-9ПД 142 2,2 — 620(10,5) 125 — 13100 — — — —
1943 Як-9У 169 2,3 558 620(3,85) 135 4,8 10400 850 19,5 320 575
1944 **Як-9У 183 2,1 600 700(5,5) 140 4,1 11900 870 20 375 530
1943 Як-1М (Як-3) 179 2,1 545 632(4,45) 144 4,1 10700 845 17 290 485
1943 Як-1М (дублер) . 179 2,1 570 651(4,3) 144 4,1 10800 900 17 275 485
1943 **Як-3 181 2,2 565 640(4,4) 144 4,1 10400 850 19 290 480
1944 *Як-3 201 2,0 611 720(5,75) 145 3,9 11800 1060 18 345 590
1944 Як-3 191 1,6 — 745(6) 145 3,5 — — — — —
1945 Як-ЗУ 162 1,7 — 705(6,1) — — — — — — —
сл
18. Истребители ЛаГГ и Ла 1940—1943 гг.
Год вы- пуска Самолет Двигатель Длн- на само- лета, м Раз- мах кры- ла, м Пло- щадь кры- ла, м3 Масса, кг
Марка Мощ- ность, л. с. пу- сто- го топли- ва + + масла ПОЛНОЙ на- грузки по- лет- ная
1940 И-301 М-105П 1050 8,82 9,8 17,62 2478 250 490 2968
1941 **ЛаГГ-3 М-105П 1050 8,81 9,8 17,62 — 340 — 3346
1943 **ЛаГГ-3 М-105ПФ 1180 8,81 9,8 17,62 — 295 — 2990
1942 **ЛаГГ-3 истребитель танков М-105ПФ 1180 — 9,8 17,62 2832 350 531 3363
1942 ЛаГГ-3 облегчен- ный М-105ПФ 1180 8,82 9,8 17,62 — — — 2865
1943 «105» №2 (ЛаГГ-3 «дублер») М-105ПФ2 1240 8,82 9,8 17,62 — — — 2875
1942 ЛаГ-5 М-82 1330 8,70 9,8 17,62 — — — 3303
1942 ЛаГГ-3 (Ла-5) М-82 1330 8,71 9,8 17,62 — 370 — 3380
1942 **Ла-5 М-82 1330 8,67 9,8 17,50 2681 390 679 3360
1942 Ла-5 М-82НВ 1400 8,67 9,8 17,50 — — — 3240
1943 **Ла-5 М-82Ф 1330 8,67 9,8 17,50 — 345 + 50 — 3200
1943 *Ла-5УТИ М-82Ф 1330 8,67 9,8 17,50 — — __ 3210
1943 Ла-5ФН М-82ФН 1460 8,67 9,8 17,50 2706 345 + 50 462 3168
1943 **Ла-5ФН М-82ФН 1460 8,67 9,8 17,50 2828 345 + 50 462 3290
1943 Ла-5 № 206 М-82ФН 1460 8,67 9,8 17,50 — 345 + 50 — 3445
1943 Ла-5 М-71 1850 8,31 9,8 17,50 — 345 + 50 — 3526
512
1943 1943 1943 1943 1943 1943 1942 1942 1942 1942 1943 1942 1942 1943 1941 1940 Год выпуска
аз ВЗ * * ь 05 * ь 05 If** as * * ь Т »-j as as •-“5 а^ обл ный «105 (Ла «ду( а^ *Ла истр танк If** Lf** Г и-з О 0)
сл 05 сл аэ СЛ as О X —1 аз аз С^) S
№206 -5ФН ФН 5УТИ сл сл сл 71 со сл 'чен- № 2 Т-3 пер») 05 Т-3 5итель в гг-з гг-з олет
tO ы-ь * на кры-
о СО оо оо 00 oo оо СО «3 оо СП СП чэ ««sj ЧЭ X <<
tO оо 00 to СЛ to to 00 to *—‘ о с чэ ли, к 1 / м аз > -J ГР
ю ю to го to го to КЗ to го to to to оо to на мощ- о ь
«3 00 То ф* 4^ 00 сл сл 4^ оо оо сл То оо ность. W х X г
tO оо сл го о to to 4b- 00 to оо СЛ оо чэ оо кг/л. с. S 5
о 00 сл оо сл о оо 532 SIS •<
СП о оо сл сл сл ** ** 4^ сл сл СЛ сл
X сл СП сл о о СЛ чэ о чэ
tO е е го о о оо «3 о о CD ф* to оо сл 5а О
е е X О
*• о
СП оо сл 684 634 648 СП о о СП о о оо 08S 600 СЛ СП о оо сл О) сл СП о сл CD Сл СЛ 605 —ч W ж х Е а:
Ц! СП СП СП "оо ”05 'сл СП СП "о? w "оо оо 'сл 4^ о X а
сл СЛ ГО сл То сл "сл 00 сл to сл СИ сл 4ь у 1— СЛ Оз ъ CD СЛ ГР
1 1 00 00 г< ф* 1 г< 00 ф* ОО оо 4^, 4^ 4^ 4^ посадоч-
оо to 00 о> сл сл сл СЛ оо о оо о ная
1 сл сл 4^ сл сл сл о> сл сл 4b. СП -4 сл СП СЛ Время набора
1 to ГО •*4 сл to о То 4^ 00 о 00 СП оо 8 5000 м, мин
1 о CD СЛ CD СЛ CD СЛ о о чэ о чэ СП CD СЛ CD Потолок прак-
1 сл о о о сл о £ о о сл о о о о о о о о о 8 тический, м
1 1 1 1 JO to Продолжитель-
1 1 1 оо 1 сл сл 00 ность полета, ч
СП СП 1 СП 00 сл Дальность
1 1 | 1 1 1 «3 о сл сл сл сл 1 ) 1 сл о сэ сл О) полета, км
оо оо S to S 1 to to to to . to — К* ГО о S Время виража,
о 1 1 сл сл CD to СО 00 С
сл сл 03 О 1
Продолжение табл. 18
19. Истребители Ла 1943—1947 гг.
Год выпуска Самолет Двигатель Площадь крыла, м2 Масса, кг Удельные нагрузки Скорость, км/ч Время набора 5000 м, мин Потолок практи- ческий, м Продолжитель- ность полета, мин Дальность полета, км
О со о X е; о Марка Мощность, ! л.с.(тяга,кгс) пустого топлива + + масла полной нагрузки X я X о • ч о с на крыло, кг/м2 на мощность, кг/л. с. у земли | на высоте (км)
Ла-7 (эталон) 1 АШ-82ФН 1850 17,59 2600 326 660 3260 186 2,3 600 680(6) 4,5 10700 1,0 —
**Ла-7 1 АШ-82ФН 1850 17,59 2605 326 660 3265 186 2,3 597 680(6) 4,5 10750 1,0 635
1944 *Ла-7 ТК 1 АШ-82ФН 1850 17,59 2711 326 569 3280 187 1,8 600 676(8) 4,5 11800 1,0 —
1944 Ла-7 2 1 тк-з АШ-71 2000 17,59 2849 326 656 3505 200 1,9 1,0
1944 Ла-7 («120») 1 АШ-83 1900 17,59 2522 443 618 3140 178 1,7 604 725(7,4) 4,9 11600 1,7 800
1944 *Ла-7 УТИ 1 АШ-82ФН 1850 17,59 2625 443 668 3293 188 1,8 558 648(3) 5,7 — 1,7 675
1944 Ла-7Р 1 АШ-82ФН 1850 17,59 2703 604 797 3500 199 1,9 — 752 — 13000 — —
1945 Ла-120Р 1 1 РД-1 АШ-82ФН (300) 1850 17,59 2770 470 700 3470 197 1,9 725
1946 Ла-126 1 1 РД-1ХЗ АШ-82ФН (300) 1850 17,59 2579 382 736 3315 190 1,8
1946 Ла-126 ПВРД 1 АШ-82ФН 1850 17,59 2710 — 590 3300 188 1,8 — 692 — — — —
1946 *Ла-9 («130») 2 1 ВРД-430 АШ-82ФН 1850 17,72 2638 361 787 3676 208 1,9 600 690 4,9 10800 2,5 1735
1946 Ла-138ПВРД 1 АШ-82ФН 1850 17,72 — — — — — — — — — — — —
1947 Ла-9РД с 2 1 ВРД-430 АШ-82ФН 1850 17,72 3150 665 3815 215 2,1 674 . .
1947 ПуВРД *Ла-9УТИ 2 1 РД-13 АШ-82ФН 1850 17,72 2554 731 3285 186 1,8 558 659 5,0 11120 2,5 940
1947 * Ла-11 («140») 1 АШ-82ФН 1850 17,72 2770 880 1226 3996 226 2,2 562 674(6,2) 6,6 10250 6,3 2550
1943 Гу-1 1 АМ-37 1400 20,0 3742 — 868 4610 230 3,3 — — — — — —
П| ' 2. 3. замечания: 1. Размах крыла у всех самолетов 9,8 м Длина всех самолетов 8,60—8,64 м, у Гу-1 — 10,68 м. Время виража у самолетов Ла-7 (1944 г.) и Ла-9 ( У Гу к 130») — 10,0 м. соответственно 19 и 30 с. По остальным — г 1ет данных.
4. Разбег самолетов Ла-7 (1944 г.) и Ла-9 («130») соответственно 340 и 345 м. По остальным — нет данных.
5. Пробег самолетов Ла-7 (1944 г.) и Ла-9 («130») соответственно 540 и 490 м. По остальным — нет данных.
20. Самолеты МиГ 1940—1945 гг.
Год вы- пуска Самолет Двигатель Длина само- лета, м Раз- мах кры- ла, м Пло- щадь кры- ла, м2 Масса, кг
Колн чес г во Марка Мощ- ность, л. с. пусто- го топли- ва + + масла по- лет- ная
1940 И-200-1 («X») 1 АМ-35А 1200 1350 8,155 10,2 17,44 2475 290 + 28 2968
1940 *МиГ-1 1 АМ-35А 1200 1350 8,155 10,2 17,44 2602 290 + 30 3099
1941 **МиГ-3 1 АМ-35А 1200 1350 8,25 10,2 17,44 2699 463 + 55 3350
1941 *МиГ-3 1 АМ-38 1500 1600 8,25 10,2 17,44 2582 463 + 45 3225
1941 МиГ-9 («ИХ») 1 М-82А 1330 1600 8,08 10,2 17,44 2720 360 3382
1942 МиГ-ЗУ (И-230, «Д») 1 АМ-35А 1200 1350 8,62 10,2 17,44 2627 324 + 56 3260
1941 МиГ-5 (ДИС, «Т») 2 АМ-37 1250 1400 10,87 15,1 38,90 5446 1920 7605
1942 МиГ-5 (ДИС, «ИТ») 2 АШ-82Ф 1330 1700 11,85 15,1 38,90 -- 1920 8000
1943 И-211(«Е») 2 АШ-82Ф 1330 1700 7,95 10,2 17,44 2528 385 3100
1943 И-231 («2Д») 1 АМ-39 1500 1800 8,62 10,2 17,44 2583 333 + 34 3287
1942 И-220-1 («А») 1 АМ-38Ф 1500 1700 9,50 11,0 20,38 3014 335 + 45 3574
1942 И-220-2(«А») 1 АМ-39 1500 1800 9,50 11,0 20,38 3092 350 + 50 3647
1943 И-221(«2А») 1 2 АМ-39А ТК-2Б 1400 1550 9,55 13,0 22,44 3179 448 + 40 3888
1944 И-222(«ЗА») 1 1 АМ-39Б ТК-300Б 1620 1860 9,60 13,0 22,44 3167 300 + 40 3790
1944 И-224(«4А») 1 2 АМ-39Б ТК-300Б 1620 1860 9,60 13,0 22,44 р3070 300 + 50 3745
1944 И-225(«5А») 1 1 АМ-42Б ТК-300Б 1750 2000 9,50 11,0 20,38 р3222 346 + 40 3912
1945 И-250(«Н») 1 ВК-Ю7А + ВРДК 1500 1650 8,18 9,5 15,00 2935 430 + 80 3680
1947 *МиГ-13 («Н») 1 ВК-Ю7А + ВРДК 1500 1650 8,20 9,5 15,00 3028 590 + 80 3931
1946 МиГ-8 («Ут- ка») 1 М-11ФМ 110 7,00 9,5 15,00 — — — —
515
прооолжение таОл. 20
Год вы- пуска Самолет Удельные нагрузки Скорость, км/ч Время набора 5000 м, мин Потолок практи- ческий, м Даль- ность полета, км
на крыло, кг/м2 на мощ- ность, кг/л. с. у зем- ли на вы- соте (км)
1940 И-200-1(«Х») 170,2 2,47 508 648(7) 5,3 12000 730
1940 *МиГ-1 177,7 2,29 521 626(7) 5,3 12000 576
1941 **МиГ-3 192 2,59 505 640(7,8) 5,7 12000 1250
1941 * МиГ-3 185 2,01 547 592(3,4) 7,95 9500 —
1941 МиГ-9(«ИХ») 200 2,18 475 565 '6,7 8700 р1070/
1942 МиГ-ЗУ (И-230, «Д») 188 2,4 526 656 6,2 11900 р1300
1941 Ми Г-5 (ДИС, «Т») 195,5 2,72 — р610 5,5 10900 р2280
1942 МиГ-5 (ДИС, «ИТ») 205,6 2,35 — р604(5,0) 6,3 9800 2500
1943 И-211(«Е») 178 2,3 — 670 4,0 11300 1140
1943 И-231(«2Д») 189 1,9 — 707(7,1) 4,5 11400 1350
1942 И-220-1 («А») 176 2,1 572 622(2,6) 4,6 9500 730
1942 И-220-2(«А») 179 2,03 571 697(7,8) 4,5 1100 р660
1943 И-221(«2А») 170 2,45 рбОО 689(7,0) 4,6 р14500 рЮОО
1944 И-222(«ЗА») 169 2,44 — 691(12,5) 4,6 р14500 —
1944 И-224(«4А») 167 2,62 р601 693(13) 4,8 р14000 р!400
1944 И-225(«5А») 192 1,95 р618 704(7,8) р4,5 р12600 р1300
1945 И-250(«Н») 245 2,23 р670 825(7,8) 4,6 11900 р 1380
1947 *МиГ-13(«Н») 262 2,38 — — — — 1818
1946 МиГ-8 («Утка») — — 205 — — — —
516
21. Штурмовики Ил
Год вы- пуска Самолет ! Число мест J Двигатель Длина само- лета, м Раз- мах кры- ла, м Пло- щадь кры- ла, м2 Масса, кг
Марка Мощ- ность, л. с. пу- сто- го топли- ва + + масла полной на- грузки
1939 БШ-2 2 АМ-35 изо 1350 11,6 14,6 38,5 3615 315 + 30 1110
(ЦКБ-55) 1500 1665
1940 ЦКБ-57 1 АМ-38 11,6 14,6 38,5 3792 500 + 40 1196
1941 *ЦКБ-55П (Ил-2) 1 АМ-38 1575 1665 11,6 14,6 38,5 3990 470 + 35 1320
1942 *Ил-2 1 АМ-38 1575 1665 11,6 14,6 38,5 4261 535 + 65 1527
1942 **Ил-2 2 АМ-38 1575 1665 11,6 14,6 38,5 4525 535 + 65 1535
1942 **Ил-2 (крыло со «стрелкой») 2 АМ-38Ф 1575 1720 11,6 14,6 38,5 4360 535 + 50 1800
1575 1720
1943 *Ил-2 (с пушками НС-37) 2 АМ-38Ф И,6 14,6 38,5 4625 535 + 65 1535
1944 **Ил-2 2 АМ-38Ф 1575 1760 11,6 14,6 38,5 4525 535 + 50 1835
1943 *УИл-2 2 АМ-38Ф 1575 1760 11,6 14,6 38,5 4300 470 + 35 791
Л941 Ил-2 2 М-82 1400 1675 П,6 14,6 38,5 3935 550 + 50 1720
4943 Ил-2И 1 АМ-38Ф 1575 1720 11,6 14,6 38,5 4397 525 + 65 986
Е 1944 Ил-1 1 АМ-42 1750 2000 11,12 13,4 30,0 4285 550 + 65 1035
1943 Ил-8 2 АМ-42 1750 2000 12,93 14,6 39,0 5245 740 + 85 2005
1944 и' **Ил-10 2 АМ-42 1750 2000 11,12 13,4 30,0 4650 535 + 65 1650
1951 * Ил-ЮМ 2 АМ-42 1750 2000 11,87 14,0 33,0 5570 640 + 65 1530
1945 Ил-16 2 АМ-43НВ 2000 2300 10,69 12,5 24,0 4315 500 + 65 1465
1948 1 Ил-20 2 МФ-47 2700 3000 12,59 17,0 44,0 7535 800 + 80 1965
517
Продолжение табл. 21
Год вы- пуска Самолет Полет- ная масса, кг Удельные нагрузки . Массо- вая отдача, о/ /о Скорость, км/ч
на крыло, кг/м2 на мощ- ность, кг/л. с. у земли на высоте (км) поса- дочная
1939 БШ-2 4725 123 3,5 23,5 362 422(5,0) 140
(ЦКБ-55)
1940 ЦКБ-57 4988 130 3,0 24,0 423 437(2,8) 140
1941 *ЦКБ-55П 5310 138 3,2 24,9 433 450(2,46) 140
(Ил-2)
1942 *Ил-2 5788 150 3,5 26,4 396 426(2,5) 140
1942 *Ил-2 6060 157 3,6 25,3 370 411(1,2) 145
1942 **Ил-2 6160 160 3,6 29,2 403 414(1,0) 145
(крыло со «стрелкой»)
1943 *Ил-2 6160 160 3,6 24,9 391 405(1,2) 136
(с пушками НС-37)
1944 **Ил-2 6360 165 3,6 28,8 390 410(1,5) 145
1943 *УИл-2 5091 132 2,9 15,5 396 414(1,5) 140
1941 Ил-2 5655 147 3,4 30,4 365 396(2,5) 147
1943 Ил-2И 5383 140 3,1 18,3 401 415(1,3) —
1944 Ил-1 5320 177 2,7 19,5 525 580(3,26) —
1943 Ил-8 7250 186 3,6 27,7 435 470(2,24) 132
1944 **Ил-10 6300 210 3,1 26,2 507 551(2,3) 148
1951 *Ил-10М 7100 215 3,5 21,5 476 512(2,65) —
1945 Ил-16 5780 241 2,5 25,3 529 576(2,7) 175
1948 Ил-20 9500 216 3,2 20,7 450 515(2,8) 150
— -
Год вы- пуска Самолет Время набора высоты, мин Потолок практи- ческий, м Даль- ность, км Разбег, м Пробег м
1000 м 3000 м 5000 м
1939 БШ-2 (ЦКБ-55) 2,3 6,3 11,5 р9000 618 340 270
1940 ЦКБ-57 1,7 5,3 10,0 8500 850 250 260
1941 *ЦКБ-55П (Ил-2) 1,6 — 9,2 7800 638 450 400
1942 *Ил-2 2,2 7,4 14,7 6200 740 420 400
1942 **Ил-2 2,4 7,8 17,8 6000 685 400 500
1942 **Ил-2 (крыло со «стрелкой») — — 20,0 5500 — — —
1943 *Ил-2 (с пушка- ми НС-37) 2,2 7,0 15,5 6000 685 370 500
1944 **Ил-2 — — 15,0 6000 765 395 535
1943 *УИл-2 2,0 6,3 — 7000 — 385 600
1941 Ил-2 1,8 — 10,6 7500 700 524 515
1943 Ил-2И 2,0 7,0 15,0 6500 650 275 —
1944 Ил-1 1,6 4,5 8,3 8600 1000 — —
1943 Ил-8 1,97 6,2 — 6800 1180 318 —
1944 **Ил-10 1,6 5,0 9,7 7250 800 475 460
1951 *Ил-10М 2,1 6,4 12,7 7000 1070 440 500
1945 Ил-16 — — — — 800 400 —
1948 Ил-20 — 8,0 12,5 7750 1180 500 —
518
01У
Год вы- пуска Самолет Назна- чение само- лета Число мест Двигатель Длина самоле- та, м Размах крыла, м Площадь крыла, Масса, кг
Коли- чество Марка Мощность, л. с. пустого топлива + + масла полной нагрузки
1941 Су-6 (СА) Ш 1 1 М-71 2000 9,24 13,58 26,0 3727 480 1523
1942 Су-6 (С-2А) Ш 2 1 М-71Ф 1900 2200 9,24 13,58 26,0 4110 570 1424
1944 Су-6 Ш 2 1 АМ-42 1750 2000 9,5 13,58 28,6 4370 — 1830
1943 Су-8 (ДДБШ) Ш 2 2 М-71Ф 1900 2200 13,5 20,5 60,0 9208 2370 3528
1940 ДБ-240 (Ер-2) Б 4 2 М-105 1050 1100 1050 1100 1400 1400 1250 1500 1250 1500 16,3 23,0 72,1 7076 2726 4224
4650 6480
1941 *Ер-2 Б 4 2 М-105 16,4 23,0 72,1 7500 2726 5070
4600 6650
1941 1941 1943 Ер-2 Ер-2 *Ер-2 Б Б Б 4 4 5 2 2 2 АМ-37 М-40Ф АЧ-ЗОБ 16,3 16,3 16,4 23,0 22,3 23,0 73,1 75,3 79,0 10000 10455 2730 4650 4780 + 390 5450 3500 5500 3395 8125
1942 «110» И 1 1 М-107П 1400 9,9 10,2 18,7 3285 410 + 35 695
1943 «Пегас» Ш 1 2 М-11Ф 140 10,3 14,0 26,6 1800 — 350
1942 520
БИ-1 Э 1 1 Д-1А Тяга 1100 кгс 6,4 6,48 7,0 790 740 860
1943 «30211» Э 1 1 ЖРД Тяга 1400 кгс 8,7 9,55 14,8 1856 1735 " 1502
Продолжение табл. 22
Год вы- пуска Самолет Полет- ная масса, кг Удельные нагрузки Массовая отдача, о/ /о Скорость, км/ч Время набора высоты, мин Потолок практи- ческий, м Даль- ность полета, км Разбег, м (с)
на крыло, кг/м2 на мощ- ность, кг/л. с.
у земли на высоте (км) поса- дочная 3000 м 5000 м
1941 Су-6 (СА) 5250 202 2,6 29 510 527 136 7,3 9,5 7600 576 520
1942 Су-6 (С-2А) 5534 213 2,5 26 480 514 146 8,2 10,6 8100 972 410
1944 Су-6 6200 217 3,1 29 492 521 150 8,5 11,0 8000 790 540
1943 Су-8 (ДДБШ) 12736 212 2,9 28 485 550(4,6) 140 7,3 9,0 9000 600 350
1940 ДБ-240 (Ер-2) 11300 157 5,4 37,5 395 445(4,2) 129 — 16,5 7700 — 580
13556 188 6,45 47,8 4100
1941 *Ер-2 12570 174 6,0 40,3 387 437(4) — 9,0 16,5 7500 — —
14150 197 6,74 47 4000
1941 Ер-2 13000 177 4,63 — 407 505(6) — 10,2 17,3 9150 2930 760
15850 216 6,62 3500
1941 Ер-2 13500 179 5,40 26,9 — 440(6,0) — — — 6850 5300 780
15500 206 6,2 35,5
1943 *Ер-2 14850 187 5,93 22,9 360 420(6,0) 140 18,6 30,4 7200 5000 810
18580 234 7,55 43,8
1942 «НО» 3980 214 2,8 17,5 508 610(6,0) 140 4,0 7,0 10000 — —
1943 «Пегас» 2150 81 7,7 16,3 172 169 80 — — 2620 400 —
2320 87 8,3 22,4 167 164 85
1942 БИ-1 1650 123 1,5 52 800 pl 020 143 — 0,5 — — —
1943 «302П» 3358 227 — — р800 р900 — — р2,1 р18000 рЮО (р16)
23. Гидросамолеты И. В. Четверикова
Год вы- пуска Самолет Двигатель — Длина самоле- та, м Размах крыла, м Пло- щадь крыла, м2
Коли- чество Марка Мощ- ность, л. с.
1937 МДР-6 2 М-25Е 750 15,7 21,0 59,4
1938 МДР-6 (Че-2) 2 М-62 1000 15,7 21,0 59,4
1939 *Че-2 (МДР-6, 2 М-63 1100 15,7 21,0 59,4
«Н»)
1940 МДР-6 (А) 2 М-105 1050 15,7 16,2 48,0
1941 МДР-6 (Б1) 2 М-105 1050 15,7 16,2 48,0
1943 МДР-6 (Б2) 2 М-105 1050 15,7 16,2 48,0
1944 МДР-6 (БЗ) 2 ВК-Ю5ПФ 1150 15,7 16,2 48,0
1944 МДР-6 (Б4) 2 ВК-Ю7А 1650 15,7 16,7 49,4
1945 МДР-6 (Б5) 2 ВК-Ю7А 1650 16,2 16,7 49,4
1947 ТА-1 (1-й экз.) 2 АШ-21 570 700 14,0 17,2 43,0
1948 ТА-1 (2-й экз.) 2 АШ-21 570 700 14,0 17,8 43,6
1948 ТАФ 2 АШ-21 570 700 14,0 17,8 43,6
Год вы- пуска Самолет Масса, кг Удельные нагрузки
пусто- го топлива + + масла ПОЛНОЙ нагрузки полет- ная на крыло, кг/м2 на мощность, кг/л. с.
1937 МДР-6 4087 — 1513 5600 95 3,7
2363 6450 108 4,3
1938 МДР-6 (Че-2) 3940 1570+110 1660 5600 95 2,8
2560 6500 109 3,2
1939 *Че-2 (МДР-6, 4100 1570+110 2600 6700 ИЗ 3,0
<Н») 3100 7200 121 3,3
1940 МДР-6 (А) 4200 1100 2700 6900 144 3,3
1941 МДР-6 (Б1) 4200 1100 2700 6900 144 3,3
1943 МДР-6 (Б2) 4300 1100 2900 7200 140 3,1
521
Продолжение табл. 23
Год вы- пуска Самолет Масса, кг Удельные нагрузки
пусто- го топлива + + масла полной нагрузки полет- ная на крыло, кг/м2 на мощность, кг/л. с.
1944 МДР-6 (БЗ) 4700 1100 2500 7200 150 3,1
3500 8200 171 3,6
1944 МДР-6 (Б4) — 3250 — 10000 202 3,0
1945 МДР-6 (Б5) 5610 3250 4470 10080 204 3,1
1947 ТА-1 (1-й экз.) 4658 550 + 55 1597 6255 145 5,5
4,5
1948 ТА-1 (2-й экз.) 4510 550 + 55 1597 6107 140 5,4
4,4
1948 ТАФ 4268 550 + 55 1490 5758 132 4,1
Год вы- пуска Самолет Массо вая отда- ча, % । Скорость, км/ч Время набора 5000 м, мин Потолок практи- ческий, м Даль- ность полета, км Раз- бег, . м Про- бег, м
на высоте (км) поса- дочная
1937 МДР-6 27 338(3) 95 24,0 8500 — 400 350
36 2650
1938 МДР-6 (Че-2) 29 350(4) 100 19,9 10000 2700 400 350
39 3800
1939 *Че-2 (МДР-6, 39 360(4) НО 15 9000 2650 350 350
«Н») 43
1940 МДР-6 (А) 39 454(6) 120 — — — 400 —
1941 МДР-6 (Б1) 39 454(6) 120 — — — 400 —
1943 МДР-6 (Б2) 40 — — — — — 350 —
1944 МДР-6 (БЗ) 35 430(6) 130 — — — 350 400
43
1944 МДР-6 (Б4) — — — — — — — —
1945 МДР-6 (Б5) 44 380 150 — — 3000 350 400
1947 ТА-1 (1-й экз.) 25 325(2) 112 — 4400 700 240 380
1948 ТА-1 (2-й экз.) 26 328(1,7) НО — 4700 700 240 380
1948 ТАФ 26 330(1,7) 106 — 5900 1200 220 340
522
24. Модификация самолетов У-2 и По-2 1941 —1948 гг.
Год вы- пуска Самолет На- зна- че- ние Число мест Двигатель Длина само- лета, м Масса, кг
Марка Мощ- ность, л. с. пусто- го топли- ва + +масла полной на- грузки полет- ная
1941 *У-2 У 2 М-ПД 115 8,17 705 98+12 259 964
1941 **У-2 ВС (ЛНБ) Б 2 м-пд 115 8,17 773 90+10 627 1400
1941 У-2 ВОМ-1 Ш 2 м-пд 115 8,17 797 ф+10 353 1150
1939 **С-2 СН 3 м-пд 115 8,17 760 ф+ю 340 1100
1940 *С-3 (СКФ) СН 3 м-нд 115 8,17 719 ф+ю 352 1071
1941 **С-2 (с кассетами Бакшаева) СН 5 м-пд 115 8,17 862 93+10 553 1415
1944 У-2С СН 4 м-пг 100 8,17 740 145+15 480 1220
1944 У-2-ШС ШТ 5 М-11Ф 145 8,17 822 105+10 528 1350
1943 У-2Л (Ра- фаэлянца) п 5 м-пд 115 8,17 833 105+10 517 1350
1946 По-2 У 2 м-пк 115 8,17 750 100 + 13 273 1023
1946 По-2С СН 3 м-пк 115 8,17 810 145+15 440 1250
1946 *По-2А сх 1 м-пк 115 8,17 740 34+15 510 1250
1948 *По-2Л п 3 м-пк 115 8,17 780 145+15 470 1250
1940 У-2 (поплавки Шаврова) У 2 м-п 100 8,90 880 90+10 270 1150
1944 У-2М (У-2П) р 2 М-11Д 115 8,90 949 105 + 12 401 1350
523
Продолжение табл. 24
Год вы- пуска Самолет Удельные нагрузки Массовая отдача, О/ /о Скорость, км/ч
на крыло, кг/м2 на мощ- ность, кг/л. с. макси- мальная крей- серская поса- дочная
1941 *У-2 29,0 8,4 37,2 152 112 65
1941 **У-2 ВС (ЛНБ) 42,3 12,2 45,0 134 100 82
1941 У-2 ВОМ-1 34,7 10,0 32,6 130 НО 75
1939 **С-2 33,2 9,6 32,4 149 115 75
1940 *С-3 (СКФ) 32,4 9,3 33,3 151 115 73
1941 **С-2 (с кассета- 42,6 12,3 39,0 140 НО 82
ми Бакшаева)
1944 У-2С 33,8 12,2 39,4 140 НО 75
1944 •У-2-ШС 40,8 9,3 39,0 163 120 76
1943 У-2Л (Рафаэлян- 40,8 Н,7 38,3 160 120 76
ца)
1946 По-2 31,0 8,9 26,6 150 111 70
1946 По-2С 37,7 10,9 35,2 140 115 75
1946 *По-2А 37,7 10,9 41,0 140 115 75
1948 *По-2Л 37,7 10,9 37,6 140 115 75
1940 У-2 (поплавки 34,7 11,5 23,5 147 120 70
Шаврова) /
1944 У-2М (У-2П) 40,8 11,7 29,7 144 120 75
Время набооа Потолок Пробег, с (м)
Год вы- Самолет ВЫСОТ ы, МИН практи- ческий. Дальность полета, Разбег, с (м)
пуска 1000 м 1500 м м км
1941 *У-2 8 13 4200 500 9(77) 11(95)
1941 **У-2 ВС (ЛНБ) 25 48 1500 450 (270) (140)
1941 У-2 ВОМ-1 11 24 3000 430 (130) (190)
1939 **С-2 8,5 20 3200 450 12(125) 15(130)
1940 *С-3 (СКФ) 8,4 20 3460 450 9(110) 15(100)
1941 **С-2 (с кассета- 25 — 1200 450 22(375) 27(305)
ми Бакшаева)
524
Продолжение табл. 24
Год вы- пуска Самолет Время набора высоты, мин Потолок практи- ческий, м Дальность полета, км Разбег, с (м) Пробег, с (м)
1000 м 1500 м
1944 У-2С 12 29 2460 720 16(170) 14(90)
1944 У-2-ШС 13 31 2600 425 17(255) 28(410)
715
1943 У-2Л (Рафаэлян- 12 29 2800 450 — —
ца) 720
1946 По-2 8 20 3300 410 12(150) 18(170)
1946 По-2С 12 28 2400 720 (170) (ЮО)
1946 *По-2А 12 28 2400 720 (170) (90)
1948 *По-2Л 12 28 2400 720 (170) (НО)
1940 У-2 (поплавки 10 25 3000 480 15(200) 9(110)
Шаврова)
1944 У-2М (У-2П) 12,7 30 2500 500 34(450) 10(115)
Примечание. У всех самолетов размах верхнего крыла 11,4 м, коробки крыльев 33,15 м2. площадь
.526
СО сл 5 СП 5 W СО со 1943 Год выпуска 1945 1945 1943 1943 1943 Год выпуска
*
Е <Т5 to П X Е го р * Е ГО ТС-1 ТС-1 Самолет 2СХ Ще- Ще-2 ТС-1) Ще-2 2 ТС-1 ТС-1 Самолет
—- to СО to to W Число мест
to to to to Количество
155 у 157 166 168 максималь- ная Скор l-w М-1 М-1 М-1 rw 1 Марка Дви1
4^ ф* 4^ 4^ крейсерская О £ 13 £ £ аз (Т>
о О о СП сл ь— и- Мощность, ь
ж 2 СП ел сл сл СЛ л. с.
о о 4^ СП О посадочная X фь 4^ 4^
to — Ю 1000 м о О' СО to to to to to
Ф*- со со •ч ® 2- 1а S to to о to to О Размах крыла, м
| СП to W 1 со со 2000 м g CD s sc я ’ я X 00 00 СЛ СЛ Сл
9? ст> © 2 <т>
1500 1 2000 3000 to 3000 Потолок поак- со ю о о с> площадь крыла, м
g тический, м to g to to to to со 221 221 пустого
о о СЛ о о
1 О о tO СП № ц> дальность полета, км W о 100 300 40 300 40 370 40 г 370 40 топлива -f- + масла Мао
00 СЛ g © 1 1 Время виража, с 900 ИЗО 1165 1490 1190 полной нагрузки аз
38(500) 1 27(560) tO О Разбег, с (м) 3400 3400 34001 3700 3400 полетная
СП о 53,3 53,3 51,6 57,8 53,1 на крыло, кг/м^ я << йэ > -1 ГР "О Ьа
Си СП Пробег, 14,8 14,8 00 16,1 14,8 на мощность, кг/л. с. ьные узки
о о с (м) 26,5 33,2 34,2 40,3 СО сл Массовая отдача,%
25. Самолет Ще-2
527
25. Самолеты МйГ ТМГ— TW3TT.
Год вы- пуска Самолет Коли- чество мест Двигатель Длина само- лета, м Размах крыла, м Пло- щадь крыла, м2 Масса, кг
Коли- чество Марка Тяга, кгс пусто- го топлива + + масла ПОЛНОЙ нагрузки полетная
1947 И-270 («Ж») 1 1 РД-2М-ЗВ 1450 1590 8,915 7,75 12,0 1893 2150 2227 4120
1946 И-300 («Ф») 1 2 РД-20 800 9,75 10,0 18,2 3494 — 1366 4860
1946 *МиГ-9(И-301, «ФС») 1 2 РД-20 800 9,83 10,0 18,2 3420 1378 1634 5054
1947 *МиГ-9 (И-307, «ФФ») 1 2 РД-20Ф 1000 9,83 10,0 18,2 3471 1309 1646 5117
1948 МиГ-9М(«ФР») 1 2 РД-21 1050 9,83 10,0 18,2 3497 1300 1543 5040
1946 И-301Т(«ФТ») 2 2 РД-20 800 9,83 10,0 18,2 3584 890 1228 4812
1947 И-305(«ФЛ») 1 1 ТР-1А 1500 9,816 10,0 18,2 3055 1300 1515 4570
1947 И-310(«С») 1 1 «Нин-1» 2230 10,11 10,08 20,6 3380 1245 1440 4820
1948 **МиГ-15(«С») 1 1 РД-45Ф 2270 10,04 10,08 20,6 3382 1210 1424 4806
1948 **МиГ-15(П/Б) 1 1 РД-45Ф 2270 10,04 10,08 20,6 3416 1630 1844 5260
1949 **МиГ-15УТИ («СТ») 2 1 РД-45Ф 2270 10,10 10,08 20,6 3500 — 1350 4850
1949 МиГ-15(«СП-1») 2 1 ВК-1 2700 10,10 10,08 20,6 — 1200 — 5038
1950 **МиГ-15 бис («СД») 1 1 ВК-1 2700 10,86 10,08 20,6 3681 1173 1837 1363 5044 6045
1949 *МиГ-15 бис-45° («СИ- 2») ' ' ’ • 1 1 ВК-1 2700 11,26 9,6 22,6 3615 1200 1600 1435 1865 5050 5480
1951 **МиГ-17 1 1 ВК-1А 2700 11,26 9,6 22,6 3798 1173 1837 1402 2132 5340 6072
1951 *МиГ-17П 1 1 ВК-1 А 2700 11,36 9,63 22,6 — 1210 1867 — 5550 6280
1951 **МиГ-17Ф 1 1 ВК-1Ф 2600 3380 11,26 9,63 22,6 — 1155 1810 — 5354 6069
1952 **МиГ-17ПФ 1 1 ВК-1Ф 2600 3380 11,36 9,63 22,6 — 1143 1792 — 5620 6552
1953 *МиГ-17ПФУ 1 1 ВК-1Ф 2600 3380 11,36 9,63 22,6 — — — —
1949 И-320(«Р-1») 2 2 РД-45Ф 2270 15,77 14,2 • 41,2 7000 2300 3000 10000
1950 И-320(«Р-2») 2 2 ВК-1 2700 15,77 14,2 41,2 7827 2300 3450 | 2898 4258 10725 12095
Продолжение табл. 26
528
Год вы- пуска Самолет Удельные нагрузки Скорость, км /ч Время набора высоты, мин Пото- лок практи- ческий, м Продол- житель- ность полета, ч Даль- ность полета, км Время вира- жа, с Раз- бег, м Про- бег, м
на крыло, кг/м2 на тягу, кг/кгс у зем- ли на высоте (км) поса- дочная
5000 м 10000 м
1947 И-270 («Ж») 343 2,84 рЮОО р936(15,0) 168 — р2,37 р17000 8,5 мин — р895 р493
1946 И-300(«Ф») 267 3,04 — 920 170 4,5 14,3 13000 1,3 800 35 р910 р735
1946 *МиГ-9(И-301, «ФС») 278 3,16 864 911 170 4,3 — 13500 — 800 37 — —
1947 * МиГ-9 (И-307, «ФФ») 281 2,56 — 950 165 2,9 — 13000 — — — — —
1948 МиГ-9М(«ФР») 277 2,40 — 965 165 2,7 — 13000 1,25 800 39 700 740
1946 И-301Т(«ФТ») 264 3,01 — 900 190 5,0 — 12500 — 530 37 — —
1947 И-305(«ФЛ») 251 3,05 р898 р885 (5,0) р155 р4,86 р 13,24 р13400 р2,0 р 1050 р25,9 р815 р665
1947 И-310(«С») 234 2,16 905 1042(2,6) 160 2,3 7,1 15200 1,53 1395 40 725 765
1948 **МиГ-15(«С») 234 2,12 1050 1031(5) 160 2,3 7,1 15200 — 1420 32 600 710
1948 **МиГ-15(П/Б) 256 2,32 — — 160 — — — 3,3 1920 —- — —
1949 **МиГ-15УТИ(«СТ») 235 2,14 1015 — — — — 14825 — 950 1340 — 570 740
1949 МиГ-15 («СП-1») 244 1,86 1070 1080(2) — 1,8 4,62 16000 2,0 1260 — — —
1950 **МиГ-15 бис («СД») 244 293 1,87 2,24 1076 1044 178 2,1 5,5 15500 2,1 1330 1860 — 500 1200 880
1949 *МиГ-15 бис-45° («СИ-2») 223 242 1,87 2,03 1152 1161 (5) 159 2,0 4,9 16000 1,88 2,54 1200 1570 23 500 650
1951 **МиГ-17 236 269 1,98 2,25 1060 1114(2) — 3,0 6,7 14700 2,9 1165 1735 32 35 550 850
1951 *МиГ-17П 246 278 2,06 2,33 — 1085(5) — 2,5 6,6 14500 — 1290 — 805 885
1951 **МиГ-17Ф 237 269 1,58 1,80 — 1145(5) 160 3,7 6,2 16600 2,9 1080 32 590 850
1952 **МиГ-17ПФ 249 290 1,66 1,94 — 1123(5) 165 2,5 4,5 16300 2,7 1100 62 730 880
1953 *МиГ-17ПФУ — — — — — — — — — — — — —
1949 И-320(«Р-1») 243 2,20 — 1060 — — — 15000 — 1100 — — —
1950 П И-320(«Р-2») римечание. (П/Б) 260 293 означав' 1,99 2,24 — с по 1040 (СО) двесны 994(10,0) ми баками. 187 2,3 5,65 15500 — 1205 1940 — 610 770
529
1946 1947 1947 1947 Год выпуска
*Як-15 *Як-17 *Як-17УТИ Як-19 Самолет
700 702 702 875 у земли Скорость, км/ч
805 751 724 904 на высо- те (км)
135 160 164 180 посадоч- ная
4,8 5,8 5,8 3,9 5000 м Время на- бора вы- соты, мин
13,8 10,5 10000 м
13350 12750 12000 15000 Потолок прак- тический, м
24,0 17,6 18,4 25,8, Скороподъем- ность у земли, м/с
0,7 1,6 0,7 2,3 Продолжитель- ность полета, ч
510 717 330 700 1000 Дальность полета, км
600 635 640 550 Разбег, м
720 560 700 520 Пробег, м
1946 1947 1947 1947 1947 1949 1947 1948 1949 Год выпуска
XI XI ю * * X ~ * * * " £ "«Л X " £ » » » • кС х жж сл со ю _□ । । ►— _j • • ' с> С> сл □ № J — — S СО S -J СЛ Самолет
й й й й t3 ta й й — СЛ СЛ СЛ СЛ ~ >— — о о о о •& Марка Двигатель 1 .
900 900 900 1100 1590 1590 1590 1590 2700 Тяга, кгс
~ оо оо оо оо оо оо оо оо С- оо ст> со со Vi Vj ОО О СТ) СО СО СТ) г Длина самолета, м
9,2 9,2 9,2 8,7 8,7 8,7 8,88 8,65 8,0 Размах крыла,м
14,85 14,85 14,85 13,5 13,5 13,5 14,0 15,0 16,0 Площадь крыла, м2
1918 2081 2148 2192 1990 2220 2285 2415 3085 пустого Масса, кг
590+10 553 + ю 875 535 + 9 658 + 13 937 750 + 12 1077 530 + 11 850 700 + 12 1025 700 + 12 1000 850+10 топлива + + масла
716 809 1159 758 808 1158 910 1260 730 1080 900 1250 890 1215 1015 полной нагрузки
2634 2890 3240 2906 3000 3350 2900 3250 2950 3300 3185 3535 3305 3630 4100 взлетная
177 195 218 196 222 248 215 241 219 244 228 252 220 242 256 на крыло, кг/м* Уде ная гру:
2,9 3,2 3,6 3,2 2,7 3,0 1,8 2,0 1,9 2,1 2,0 2,2 2,1 2,3 1,5 на тягу, кг/кгс " I ь в “ 7
27 28 36 26 27 35 31 39 25 33 28 35 27 33 25 Массовая отдача,%
27. Реактивные истребители А. С. Яковлева 1946—1949 гг.
1947 1949 1947 1948 1949 Год выпуска
* * я я я S3 S3 сл w to 7 О О СЛ g g Самолет
932 900 982 930 1170 у земли 7 Скорость, км/ч L
1 913 875 953 1025 1135 на высо- те (км) •
1 157 ,57 175 166 200 посадоч- ная
2,3 2,3 2,5 2,6 1,5 5000 м Время на- бора вы- соты, мин
1 6,2 6,3 6,6 3,5 10000 м
1 15000 14000 14000 15000 16600 Потолок прак- тический, м
1 43,0 -40,0 37,0 41,0 68,0 Скороподъем- ность у земли, м/с
1 1,2 1,8 2,6 1,0 Продолжитель- ность полета, ч
1 1000 1300 1280 1100 1600 1000 1500 1100 Дальность полета, км
400 400 510 510 587 Разбег, м
485 500 825 610 965 Пробег, м
родолжение табл. 27
28. Легкие и пассажирские самолеты ОКБ А. С. Яковлева
1944—1960 гг.
Год выпуска Самолет | Число мест J Двигатель Длина самоле- та, м Размах крыла, м Площадь кры- ла, м2 Масса, кг
| Количество | Марка Мощность, л. с. пустого топлива + + масла полной нагрузки полетная
1944 Як-5 1 1 М-ПД 115 7,3 10,5 17,0 770 62 + 8 170 940
1942 Як-6 6 2 М-11Ф 140 10,35 14,0 29,6 1368 278 + 24 982 2350
1943 *Як-6 6 2 М-ПФ 140 10,35 14,0 29,6 1415 280 + 24 885 2300
1944 Як-8 8 2 М-11ФМ 145 11,35 14,8 30,0 1750 270 + 30 950 2700
1945 Як-13 4 1 М-11ФМ 145 8,45 11,5 22,0 868 120+14 362 1230
1945 Як-10 4 1 М-11ФМ 145 8,45 12,0 22,0 792 94 + 14 358 438 1150 1230
1946 *Як-10 4 1 М-11ФР 160 8,45 12,0 22,0 820 94+14 350 430 1170 1250
1947 Як-Юна лыжах 3 1 М-ПФР 160 8,45 12,0 22,0 812 94+14 358 1170
1947 *Як-12 2 1 М-ПФР 160 8,36 12,0 21,6 830 145+14 355 1185
1949 *Як-12С 3 1 М-ПФР 160 8,36 12,0 22,0 852 95 + 14 380 1232
1950 *Як-12Р 3 1 АИ-14Р 260 8,40 12,6 23,8 912 86 + 14 260 1172
1954 **Як-12М 4 1 АИ-14Р 260 9,00 12,6 23,8 1026 135+14 424 1450
1957 *Як-12А 4 1 АИ-14Р 260 9,00 12,6 22,6 1059 165 529 1588
1946 **Як-11 2 1 АШ-21 570 8,20 9,4 15,4 1900 230 + 24 540 2440
1951 *Як-11У 2 1 АШ-21 570 8,66 9,4 15,4 2066 230 + 24 434 2500
1947 Як-16 12 2 АШ-21 570 15,60 21,5 56,2 4465 480 + 45 1585 6050
Год выпуска Самолет Удельные нагрузки Массовая отдача, °/ /о Скорость, км/ч Время набора 1000 м, мин Потолок прак- тический, м Продолжитель- ность полета, ч Дальность по- лета, км Разбег, м Пробег, м
I на крыло, кг/м2 на мощ- ность, кг/л. с. у земли посадоч- ная
1944 Як-5 56 6,5 18 250 85 3 450
1942 Як-6 80 8,4 42 183 93 — — — — 285 265
1943 *Як-6 78 8,2 38 187 93 5,4 3380 5,6 900 280 220
1944 Як-8 90 9,3 35 248 100 6,4 3900 4,5 890 380 260
1945 Як-13 56 8,5 30 245 89 4,2 4000 3,5 815 330 375
1945 Як-10 52 7,9 31 200 79 5,5 3400 — 576 260 280
56 8,5 36 — 84 — — — — 340 300
1946 *Як-10 53 7,3 30 206 73 5,5 3500 — 605 228 93
57 7,8 34
1947 Як-10 на 53 7,3 31 195 — 9,5 2550 3 350 350 —
лыжах
1947 *Як-12 54 7,4 30 169 64 7,8 3000 4 810 130 по
1949 *Як-12С 55 7,6 32 172 68 7,8 — 4 620 130 90
1950 *Як-12Р 49 4,5 22 184 60 3,6 5800 3 510 52 81
1954 **Як-12М 61 5,6 29 182 82 4,0 4160 6,5 765 126 90
1957 *Як-12А 66 6,1 33 215 89 5,3 4000 6,9 1070 153 131
1946 **Як-П 158 4,3 22 465 89 — 7950 — 1250 395 500
1951 *Як-ПУ 163 4,4 17,3 460 — — 7200 4,5 — 400 —
1947 Як-16 108 5,3 37 350 100 2,3 7700 4 800 240 250
531
29. Самолеты ОКБ П. О. Сухого 1945—1949 гг.
Год вы- пуска Самолет На- зна- чение Число мест Двигатель Размах крыла, м Длина само- лета, м
Коли- чест- во Марка Мощность, л. с., тяга, кгс
1945 1945 1946 1947 1947 1947 1948 1949 Су-5 (И-107) Су-7 Су-9 («К») Су-11 («КЛ») Су-10 («Е») Су-12 («РК») Су-15 («П») Су-17 («Р») И И И И Б К И И 1 1 1 1 4 4 1 1 1 1 2 2 4 2 2 1 ВК-Ю7А + + ВРДК АШ-82ФН + + РД-1ХЗ РД-Ю ТР-1 ТР-1А АШ-82ФН РД-45Ф ТР-3 1650 1850 300 900 1300 1500 1850 2270 4600 10,56 13,5 11,2 11,8 20,6 21,57 12,87 9,95 8,51 9,14 10,55 10,55 19,55 11,92 15,44 15,25
Год вы- пуска Самолет Пло- щадь крыла, м2 Масса, кг Удельные нагрузки
пусто- го топли- ва + + масла ПОЛНОЙ на- грузки полет- ная на крыло, кг/м2 на мощность, кг/л. с., на тягу, кг/кгс
1945 1945 1946 1947 1947 1947 1948 1949 Су-5 (И-107) Су-7 Су-9 («К») Су-11 («КЛ») Су-10 («Е») Су-12 («РК») Су-15 («П») Су-17 («Р») 17,0 26,0 22,2 22,2 71,3 52,0 36,0 27,5 2954 4466 4495 13436 6970 7409 6240 465 480 + 50 6000 1350 + + 470 2760 1000 850 1634 1782 7702 1869 3028 1150 3804 4360 6100 6350 21138 8839 10437 7390 224 168 275 286 297 170 290 268 2,3 2,3 3,3 2,4 3,5 2,1 1,9 1,6
Год вы- пуска Самолет Массо- вая отда- ча, % Скорость, км/ч Время набора 5000 м, мин Потолок практи- ческий, м Даль- ность полета, км Раз- бег, м
у земли на высоте (KMI поса- дочная
1945 Су+ (И-107) 22 — 810 140 5,7 12000 — —
1945 Су-7 —- 480 680 120 — 12750 — 350
1946 Су-9 («К») 27 847 885 150 — 12800 1200 350
1947 Су-П («КЛ») 28 940 910 — 3,2 13000 900 —
1947 Су-10 («Е») 37 р850 р850 — — р12000 р1500 —
1947 Су-12 («РК») 21 460 530 125 5,3 11000 1140 220
1948 Су-15 («П») 29 1032 1045 — 2,5 15000 1050 —
1949 Су-17 («Р») 16 р!252 р1207 — — — р!080 —
Примечание. Самолеты Су-10 («Е») и Су-17 («Р»)
не испытывались.
532
срсссссссрсссссосСоэсс 00 00 00 ^00^^0(^^-105 Год выпуска (D CDCDCDCDCDCDCDCDCDCD CD CDCDCDCDCDCDCDCD ф фффслслфслффф ф- фффффффф ОО ~-4 ОО ^4 СТ) to CD — CD ОО ОО ОО ~-4 00 ^4-4О)СТ)-4СТ) Год выпуска
Ь Л + + + + + * ДО 1—4 додододододододо (—4 • ЙЗ • • • ' W -q — -^-^спслслслслсл — СТ)СЛФФОО<3>СТ)Ф-ГО<3)СЛ tan es я > Самолет « Л id * LS 1 1 1 &5 до Q5 03 05 03 •—3 03 03 03 05 до до ДО ДО 1—J ст* to № № И ' Op ^--tototo--- — _ — — — , * 01t0-0100(00"j-- ~-4 S 0 CT) CI Cl Cl 01 — О О О О СТ) СЛ Ф Ф- ОО О СТ) Ф- to О СЛ en н la 2 Ф § S * S Самолет
ьэьоьэьэьэьэьэьэьэьэьэ О>00С>О>4*СЛ4*4^^ЬЭСЛ на крыло, кг/м2 • Удель- ные на- грузки Количество Двигатель
CO ® * * H > CO 00 >*13 CO TJ » * » * * TJ TJ H TJ TJ 45 to x § £ toatoa^fcatoatoa to 4 тэ X — + — — елся — СЛ -О Хз — — — — H- — СЛ <* ’ 1 а > О О < ' < ' ' CD О ООО - « 7 v <=> « 7ве е Марка
to JO to JO JO ОО JO to СО w w © Ф "00 СЛ СЛ О СТ) "-4 CT> О ^4 на тягу, кг/кгс
QOOOOOOOOOOOOOOObOl to OOQO^—СОСОЬЭ*-ОЭ1 QD Массовая отдача, %
1 (oooo 00 Id-m © -^j 1 CD CD —4 CD 1 Ф to W СЛ CT) 0000 СЛ сл 0 0 0 у земли - Скорость, км/ч 2700 л, с. to 1— to — СТ) w to СЛ to — — — to — — — — О СЛЬЭС*5СЛ- ~-4ОСЛ-~4СЛ СЛ СЛ to О W W D — ЧЭ О ООСЛООООООО ЧЭ ЧЭ --4 СЛ СЛ о о о о О ОООООООООО CD CD CD CD CD CD CD О О Тяга, кгс
805(5) 900(5) 778(5) 905(2) 1050(5,7) 1084(2,75) 965(5) 1040(3) 1026(3) 1105(7,5) на высоте — „ — (О — — — ~ — — 00 — tO — СЛ -4 СТ) О) JD CD (D CD ЧЭ О О ЧЭ JD CD ЧЭ ЧЭ 00 cti "чэ сл со СО СЛ СО СЛ ЧЭ СЛ СЛ "фСЛСЭ — — — Ф-Ф- 00 Ф 00 Ф to СО СЛ СТ) —4 СТ) СТ) — CT)CT)tOtOtOtOtO Длина самоле- та, м
(км) СТ) to СТ) to со to tO CD 00 00 00 00 00 ЧЭ 00 00 00 00 00 00 ф to "to "to "чэ "чэ ЧЭ СО "00 "сл 00 "оо СТ) "сл "чэ "сл "сл "to "сл "to 00 сл сл ст) to 00 чэ 00 со ф сл to Размах крыла, м
7,2 4,0 6,5 p3,7 4,0 2,0 2,5 3,0 3,1 1,8 Время набора 5000 м, мин ф ЮООЮООФФОО — — — — — — — ,— — — — СЛ СЛ СО СЛ О О О 00 Ст) 00 Ст) СТ) СО 00 СЛ со со to со to "© "о "о "с> "о о "с> "чэ ">— "to "сл с> "чэ "со "to"— "to "— ГОСОСТ)СЛСТ) СТ) to 00 to Ф СЛ Ф СЛ Площадь кры- ла, м2
12500 13000 12500 pl3500 10700 14570 13500 14600 13500 15000 Потолок практиче- ский, м Ст) ФСЛФ-СЛОО-^^ЮСОЬЭ to to to to to to to , to СТ) ©^-СООООСТ)СООО^-СЛ Ф CO ЧЭ -J CO Ф co co CD О CO СТ) О 4 — Oi 4 CO — CO CD О — 1 CT) CO О О О О О СЛСЛ СЛ — СЛ СО О СО оо 00 о о чэ пустого Масса, кг
0,8 0,8 0,9 1,2 2,2 1,5 2,5 2,1 1,5 Продолжитель- ность полета, ч 623 563 743 884 1110 1165 2200 2250 2000 4100 1200 + + 65 топлива + + масла
CD — WDtOCi OO С1 СЛ CD—ICDCT)—4OCT)CDCD 0 О О CD CD СЛ О О О О О Дальность полета, км
3807 w сл oo to to to — — — — — — — — — . CD OO CD СЛ ~-4 —4 ЧЭ CDCn to to CD Ф W — — CD 1 CD S О^ФОСЛОФ-ЬЭЬЭ-^ CD 00 tO to CD tO 1 CT) OOCDCDCDCDtOCnCDCn СЛ СЛ CD to 00 CD CD CD ПОЛНОЙ нагрузки
1 §1 1 § 1 1 1 1 1 1 Разбег, м
3338 3340 3239 3500 3521 4060 4412 3315 3708 3850 4631 3730 9257 10375 11560 27500 7400 10500 7000 9000 10500 полетная
1 .§ 1 1 g 1 1 1 1 1 1 Пробег, м
30. Самолеты ОКБ С. А. Лавочкина 1946—1956 гг.
и С. М. Алексеева 1946—1948 гг.
Примечание. Самолеты И-212 и «218» не были достроены до конца и не были испытаны. Их летные данные — расчетные. 1 Год выпуска
* -мюю??““? * сл to — СЛ CD CD CD СЛ о о о о СП >_] S Самолет
tototowtowtotototo WC ОС - ЮООО 4i U W wooooaiooooooo- на крыло, кг/м2 Удель- ные на- грузки
W W JO JO JO J— — — to CD C0 to CD *~-J CD CD W на тягу, кг/кгс
Г 1 25 21 24 24 35 41 51 43 26 36 Массовая отдача, %
СЛ CD CD CD I 1 CD 1 CD CD CD О CD 2 o у земли Скорость, км/ч
СЛ(£>фс001~2’“'0 на высоте (км)
UiJOJO W I JO JO —w CD 00 00 CD 1 00 ОО СЛ CD Время набора 5000 м, мин
оофк^оо'Ч^слслю CDOOOCT) — — — CD-J OCDCDO ~ W СЛ CD СЛ CD О CD О — СЛ CD О CD Потолок практиче- ский, м
1,5 1,6 2,3 4,2 П родол жи тел ь- ность полета, ч
to W — СЛ 1 ю “ CD O О СЛ CD CD — CD ОО So 2227 О О CD О Дальность полета, км
800 910 800 520 Разбег, м
СТ) оо СЛ CD I I I , , о-^оо О О СЛ CD 1 1 1 Пробег, м
Продолжение табл. 30
535
31. Самолеты ОКБ А. К. Туполева 1947—ПИ52гг.
Год вы- пуска Самолет Назна- чение Число мест Двигатель Длина самоле- та, м Размах крыла, м Пло- щадь крыла, м2 Масса, кг
Коли- чество Марка Тяга, кгс (мощность, л. с.)
пусто- го топлива + + масла полной нагруз- ки взлет- ная
1947 Ту-2 «Нин» Б 4 2 «Нин-1» 2270 13,80 18,86 48,80 —
1947 Ту-12 («77») Б 4 2 «Нин-1» 2270 16,45 18,86 48,80 8993 4080 6727 5707 6727 14700 15720
1947 «73» Б 4 2 1 «Нин-1» «Дервент V» 2270 1590 20,32 21,71 67,38 14340 — 6960 9860 21100 24200
1948 «78» Р 4 2 1 «Нин-1» «Дервент V» 2270 1590 20,62 21,71 67,36 — — — 18500 23790
1949 *Ту-14 («81») Б 3 2 ВК-1 2700 21,4 21,71 67,38 14430 — 6570 10170 21000 24600
1950 *Ту-14Т Т 3 2 ВК-1 2700 21,95 21,69 67,36 14930 4300 8445 6070 10420 21000 25350
1950 «89» Р 3 2 ВК-1 2700 21,95 21,69 67,36 14490 — 6510 11114 21000 25604
1949 Ту-22 («82») Э 3 2 РД-45Ф 2270 17,57 17,81 46,24 11226 2250 5670 3693 7113 14919 18339
1947 **Ту-4 Б И 4 АШ-73ТК (2000) (2400) 30,18 43,05 161,7 35270 3480 + 800 12330 19230 47600 54500
1946 Ту-70 П 6 + 72 4 АШ-73ТК (2000) (2400) 35,4 44,25 166,1 38290 7430 16030 12610 21710 51400 60000
1950 Ту-75 Т 6 4 АШ-73ТКНВ (2000) (2400) 35,61 43,83 167,2 37810 10540 24900 18850 27590 56660 65400
1949 Ту-80 Б 11 4 АШ-73ТКФН (2000) (2400) 34,32 43,45 167 — — — 51500
1951 Ту-85 Б 12 4 ВД-4К (3800) (4300) 39,91 56,0 273,9 54711 20129 48600 21289 52581 76000 107292
1952 *Ту-16 («88») Б 6 2 АМ-ЗА 8750 34,80 34,54 164.6 37200 36000 34800 72000
1952 Ту-16 Б 6 2 РД-ЗМ 9500 34,80 34,80 164,6 37200 36000 38600 75800
Продолжение табл. 31
Год вы- пуска Самолет Удельные нагрузки Массо- вая отдача, о/ /о Скорость, км /ч Время набора 5000 м, мин Практи- ческий потолок, м Даль- ность полета, км Разбег, м Пробег, м
на крыло, кг/м2 на тягу, кг/кгс (на мощность, кг/л. с.)
у земли на высоте (км) посадоч- ная
1947 Ту-2 «Нин» — — — — — — — — — — —
1947 Ту-12 («77») 300 3,2 39 778 783(4) 163 8,0 11360 2200 1030 885
322 3,5 43
1947 «73» 316 3,5 33 840 872(5) — 9,5 11500 2810 740 1170
360 3,9 41
1948 «78» 285 3,0 — — 840(5) — 7,7 11500 2800 1000 1300
353 3,87 —
1949 *Ту-14 («81») 311 3,9 31 800 861(5) 175 8,3 11500 3150 1250 1120
365 4,5 41
1950 *Ту-14Т 311 3,9 29 800 845 (5) 187 9,5 11200 2870 1200 1100
377 4,7 41
1950 «89» 311 3,9 31 — 859(5) — 8,3 — 3240 -1655 —
388 4,8 43
1949 Ту-22 («82») 322 3,3 25 870 931 (4) — 5,8 11400 2395 1100 550
398 4,0 39
1947 **Ту-4 295 (5,0) 26 420 558(10) 172 18,2 11200 5100 960 1070
337 (5,7) 36 2210 1750
1946 Ту-70 309 (5,3) 24 424 568(9) — 21,2 11000 5000 670 600
361 (6,2) 36
1950 Ту-75 339 (5,9) 33 — 545 — — 9500 4140 — —
391 (6,8) 42
1949 Ту-80 308 (5,3) — 428 545(10) — — — р7000 1200 505
1951 Ту-85 278 (4,4) 30 459 638(10) р185 — 11700 12000 1640 1500
392 (6,2) 49
1952 \*Ту-16 («88») 436 2,1 48 — 992(6) 223 — 12800 5760 — —
\ 1952 1 \Ту-16 460 4,0 51 — 1050 — — 15000 1800 — -
Зак. 182
Z 32. Самолеты ОКБ С. В. Илыо«ша194^||ЗДт «тцамт Т-117 Р. Л. Бартини
Год вы- пуска 1 Самолет Назна- чение Коли- чество 1 Двигатель Длина самоле- та, м Размах крыла, м Пл о- щадь крыла, м2 Масса, кг
Коли- чество Марка Мощность, л. с. (тяга, кгс)
пусто- го топлива + + масла ПОЛНОЙ нагрузки взлет- ная
' 1946 * Ил-12 п 5 + 27 2 АШ-82ФН 1630 1850 21,31 31,7 103,0 11000 2940 + 200 6118 17250
1950 *Ил-14П (эталон) п 5 + 32 2 АШ-82Т 1630 1900 21,31 31,7 100,0 12080 2000 + 200 5170 17250
1955 *Ил-14М п 5 + 36 2 АШ-82Т 1630 1900 22,31 31,7 100,0 12700 2250 + 200 4800 17500
1946 Ил-18 (первый) п 6 + 66 4 АШ-73 2300 29,86 41,1 140,0 28490 7500 14010 42500
1947 Ил-22 Б 5 4 ТР-1 (1300) 21,05 23,1 74,5 14950 6000+160 9050 20000 р24000
1948 **Ил-28 Б 3 2 ВК-1А (2700) 17,45 21,4 60,8 12890 6400 + 200 5510 10310 18400 1 23200
1950 *Ил-28У УТ 2 2 ВК-1А (2700) 17,45 21,4 60,8 11760 5500 5800 17560
1948 Т-117 т 4 + 80 2 АШ-73 2300 2600 — 35,0 128,0 11800 — — 22500 25000
538
Продолжение табл. 32
Год вы- пуска Самолет Удельные нагрузки Массовая отдача, о/ /0 Скорость, км/ч Время набора 5000 м, мин Потолок практи- ческий, м Даль- ность полета, км Разбег, м Пробег, м
на крыло, кг/м2 на мощность, кг/л. с. (на тягу, кг/кгс)
у земли на высоте (км) посадоч- ная
1946 *Ил-12 168 5,3 36 366 407 (2) 128 15,0 6500 1150 500 700
1950 *Ил-14П (эта- лон) 165 5,1 28 393 431 (2) 130 8,5 7400 1500 470 430
1955 *Ил-14М 175 5,4 28 393 416 (2) 135 8,5 7400 1600 485 445
1946 Ил-18 (первый) 304 ! 4,6 33 588 р565 (9) 170 8,0 — 2800 — —
1947 Ил-22 268 (3,9) 45 656 718 (7) 190 р8,6 pH 100 р865 1144 —
1948 **Ил-28 303 382 (3,4) (4,3) 30 44 800 906 (4) 185 6,5 12500 2400 875 920
1950 *Ил-28У 289 (3,2) 33 — 895 (5) — 5,5 13250 2400 — —
1948 ( Пр Ту-117 имечание. П 176 195 □стройка 4,3 4,8 самолета Т- 117 не бы ла законч р540 ена. — р12000
оо
33. Самметы ОКВ й1С Awtowm^i М^Яерпева
Год вы- пуска Самолет Назна- чение Число мест Двигатель Длина самоле- та, м Размах крыла, м Пло- щадь крыла, м2 Масса, кг
Коли- чество Марка Мощ- ность, л. с.
пустого топлива+ + масла полной нагрузки взлет- ная
Самолеты ОКБ 0. К- Антонова
1947 СХА-1 СХ 2 1 АШ-21 700 12,6 18,18 71,5 2784 400 + 40 1330 4114
1948 *Ан-2 2+ 12 1 АШ-62ИР 1000 12,4 18,18 71,5 3474 900 1776 5250
1948 *Ан-2Ф 4 1 АШ-62ИР 1000 12,6 18,18 71,5 3320 — 1930 5250
1949 Ан-2Т Т 2+12 1 АШ-62ИР 1000 12,4 18,18 71,5 3360 400 + 40 2140 5500
1949 **Ан-2СХ СХ 2 1 АШ-62ИР 1000 13,2 18,18 71,5 3440 300 + 50 1810 5250
1951 *Ан-4 (Ан-2В) Т 2 1 АШ-62ИР 1000 14,0 18,18 71,5 3360 700 1890 5250
1950 *Ан-6 «Метео» 3 1 АШ-62ИР (ТК-19) Самолеты С 1000 КБ Г. Л 13,2 4. Берне 18,18 ва 71,5 3540 700 1710 5250
1945 -ЛЛ-143 Р 7 2 МП-72 2000 2250 23,0 33 120 15104 4300 8600 6196 10000 21300 25104
1949 *Бе-6 Р 8 2 АШ-73 2000 2400 23,5 33 120 28827 7400 + 500 4629 10173 23456 29000
1947 Бе-8 П 2 + 6 1 АШ-21 570 700 13,0 19 40 2815 352 809 3624
Продолжение табл. 33
Год вы- пуска Самолет Удельные нагрузки Масео- вая отдача, о/ /о Скорость, км/ч Время набора 5000 м, мин Потолок практи- ческий, м Продол- житель- ность полета, ч Даль- ность полета, км Разбег, м(с) Пробег, м(с)
на крыло, кг/см2 на мощ- ность, кг/л. с. у земли (у воды) на высоте (км) посадоч- ная
1947 СХА-1 58,0 5,4 38 250 225(1,7) 70 — 4200 3 600 150 130
1948 *Ан-2 73,5 5,2 34 234 253(1,6) 85 — 4440 3 540 180 170
1948 *Ан-2Ф 73,5 5,2 37 256 253(1,6) 85 — 4500 4 700 200 240
1949 Ан-2Т 77,0 5,5 39 255 268 85 — — 3 — 200 240
1949 **Ан-2СХ 73,5 5,2 35 230 254 87 — 4300 2 — 200 240
1951 *Ан-4 (Ан-2В) 73,5 5,2 30 239 233 87 — 4000 4 600 200 240
1950 *Ан-6 «Метео» 73,5 5,2 35 — 280 85 — 11000 4 — 180 170
1945 ЛЛ-143 178 210 5,7 6,2 29 40 371 401 (4,3) 140 21,5 6000 10 2800 5100 (35) —
1949 *Бе-6 196 242 4,9 6,1 20 35 377 414(1,8) 147 20,0 6100 5,7 16 5000 760(33) 1270(50) 590(28)
1947 Бе-8 91 5,2 22 246 266(1,8) 100 31,6 5550 4,6 6,9 810 1205 (20) (13)
34. Винтокрылые летательные аппараты 1926—1938 гг.
Год вы- пуска 1 Аппарат 1 Автор или руко- водитель работы Двигатель Несущий винт Длина аппа- рата, м Размах крыла или аппара- та, м Пло- щадь крыла, м2 Высота аппа- рата, м
Коли- чест- во Марка Мощ- ность, л. с. Коли- чество лопастей Диа- метр, м Частота вращения, об/мин Коэффи- циент за- полнения
Вертолеты
1930 1-ЭА Б. Н. Юрьев А. М. Черемухин 2 М-2 120 4 11,0 153 153 0,115 — — — —
1933 3-ЭА А. М. Черемухин 2 М-2 120 4 11,0 — — — — —
1933 5-ЭА И. П. Братухин 2 М-2 120 34-3 12,0 ‘7J’ 153 — — — — —
1936 11-ЭА И. П. Братухин 1 «Конк- верор» 630 з+з 15,4 ~9j 15,4 183 0,061 8,5 10,6 11,3 3,5
1938 11-ЭА ПВ И. П. Братухин 1 «Ко НК- 630 з+з 183 0,061 8,5 11,2 — 3,5
верор» Авт ожиры 115 0,106 8,8
1929 КАСКР-1 Н. И. Камов М-2 120 4 12,0
0,127 0,106
Н. К. Скржинский 9,0
1930 КАСКР-2 Н. И. Камов Н. К- Скржинский 1 «Титан» 225 4 12,0 135 0,127 — — —
1931 2-ЭА И. П. Братухин В. А. Кузнецов 1 «Титан» 225 4 12,0 146 0,114 6,5 6,7 6,7 5,3 6,2 4,2 4,0
1932 *А-4 Н. К- Скржинский 1 М-26 300 4 13,0 156 0,106 7,2
1933 А-6 В. А. Кузнецов 1 М-11 100 3 н,о 180 0,087 6,3 — 5,9 3,2
1933 А-8 В. А. Кузнецов 1 М-11 100 3 11,0 187 0,085 6,3 — 5,9 3,2
1935 А-8 (V-об- В. А. Кузнецов 1 М-11 100 3 11,0 187 0,083 6,3 — 5,8 3,2
разное опе- рение) 6,7 5,6 3,2
1936 А-13 В. А. Кузнецов 1 М-11 100 3 11,5 186 0,070 —
542
Продолжение табл. 34
Год вы- пуска Аппарат Автор или руко- водитель работы Двигатель Несущий винт Длина аппа- рата, м Размах крыла или аппа- рата, м Пло- щадь крыла, м2 Высота аппа- рата, м
Коли- чест- во Марка Мощ- ность, л. с. Коли- чество лопа- стей Диа- метр, м Частота враще- ния, об/мин Коэф- циент запол- нения
1936 А-14 В. А. Кузнецов 1 М-11 100 3 11,0 168 0,086 6,3 — — 3,2
1935 А-12 Н. К. Скржинский 1 «Циклон» 670 3 14,0 152 0,088 6,3 — — 4,1
1931 А-15 В. А. Кузнецов, М. Л. Миль 1 М-25В 730 3 18,0 160 200 0,053 8,6 — — 4,1
1934 А-7 Н. И. Камов 1 М-22 480 3 15,2 160 200 0,063 — 10,4 14,7 —
1936 А-7 бис Н. И. Камов 1 М-22 480 3 15,2 160 200 0,063 — — — —
1938 *А-7-За Н. И. Камов 1 М-22 480 3 15,2 155 175 0,063 — — — —
1936 *С-30Р X. Сиерва 1 «Дженит» 140 3 11,3 215 0,043 — — — —
Г еликожир
1935 И-4 В. Изакко 4 «Джипси III» 300 4 24,4 — — — — — —
120
£И?
1930 1933 1933 1936 1938 1929 1930 1931 1932 Год вы- пуска
*tO>—<5- >— '— СО '— > ~ г + > n n > > > TJ "О 3 tb ~ ® Аппарат
g ICOg _Sg Ilg II 3- к ® , s д к Л Л я 4 scZi<-^sc^2:sc^^ 2s О и- О _ _cx -§w сл -§ м -§ СП tn 01 I'D n О sMc s s s 1 £ * go g-“ g» >1 •!-” , СП . 1 , , Автор или руководитель работы
982 982 1047 750 865 765 1065 пустого Масса, кг
70+13 70+13 70+13 90 95 + 20 топлива + + масла
163 163 163 373 200 235 266 300 нагрузки
Be) 1145 1145 1210 2600 2250 At 950 1100 1032 1365 полетная
отоле\ 12,0 12,0 10,7 13,9 12,1 зтожи 8,4 9,7 9,1 10,4 на сметаемую площадь, кг/м2 Удельная нагрузка
гы 4,76 6,76 5,04 4,13 3,58 ры 8,65 4,78 4,50 4,63 на мощность, кг/л. с.
14,2 14,2 13,6 16,7 21,0 21,3 26,0 23,4 Массовая отдача, %
30 20 60 90 НО 160 176 Максимальная ско- рость у земли, км/ч
0 58 50 Минимальная ско- рость, км/ч
20 21 Время набора 3000 м, мин
605 40 50 450 4200 4100 Потолок практиче- ский (статический), м
0,7 1,5 0,5 1,0 1,3 Продолжитель- ность полета, ч
gill Illi 1 Дальность полета, км
£ 1 1 1 1 1 I 1 1 Время виража, с
0 0 0 50—60 70—100 Разбег, м
0 0 0 0 0 0—6 3—10 Пробег, м
Продолжение птл. 34
ns
Геликожир
tO tO (О «3 Ф to to to to to ю w w w w- оз www оз S3 S3 <03 00 05 Ф- — Сл 03 03 0Л C*3 03 Год вы- пуска
n > > > > § &> >> 03 SZw-o] 00 ® 03 S' ? £ < Аппарат
>< I I Х^ИОДИИ CO (ЙИ _S X X r6* St >• 3* >> >• S z*s Z*s CO 03 05 03 CJ.O.O ‘Q-Q MS SSSt-^ww w w w О О О Sa ft X X X XX x ш x x u * <т> rt> о rt л> О X J= J= J= j= J= оз я о о о о о ~ । сп со со со со Автор или руководитель работы
562 595 620 540 576 1343 1695 1300 1447 1225 545 пустого Масса, кг
1 1 ОО — оо О 05 СЛ 05 05 05 о + + О -J -J топлива 4- + масла
253 242 240 262 239 344 865 756 750 750 270 нагрузки
to 00 00 сл О -- to -ч о СЛ О 815 837 860 802 815 1687 2560 2056 2224 полетная
8,5 8,9 9,1 7,7 8,6 10,9 10,0 11,3 12,3 10,9 8,1 на сметаемую площадь, кг/м2 Удельная нагрузка
8,15 8,37 8,60 8,00 8,50 2,59 3,66 4,29 4,63 4,10 5,80 на мощность, кг/л. с.
28,0 28,0 28,0 32,6 29,4 2,08 33,8 31,3 28,3 21,5 33,1 Массовая отдача, %
142 142 147 151 167 245 260 210 194 221 175 Максимальная ско- рость у земли, км/ч
531 48 1 1 45 45 45 52 50 46 53 53 28 Минимальная ско- рость, км/ч
— — 16 22 19 Время набораЗОООм, мин
2000 2560 3000 5570 6400 4800 4700 4700 3700 Потолок практиче- ский (статический), м
2,5 2,5 2,5 2,0 2,5 1,5 4,0 4,0 2,5 Продолжитель- ность полета, м
1000 250 600 600 400 Дальность полета, км
20 20 20 Время виража, с
40—50 40—50 40—50 30—40 45—50 25 35—60 60 75 75 25 Разбег, м
0 0 0 0 0 5—10 0 18 20 18 0 Пробег, м
Продолжение табл. 34
545
Год вы- пуска Вертолет Число мест Двигатель Несущие* Винт Масса, кг Удельяые нагрузки Ско- рость, км/ч Потолок, м Даль- ность поле- та, км
Коли- чест- во Марка Мощ- ность, л. с. номи- нал
Диа- метр, м Коэф- фици- ент запол- нения Ско- рость вра- щения, об/мин на диск несуще- го вин- та, кг/м2 на мощ- ность, кг/л.с.
пусто- го полет- ная ста- тиче- ский дина- миче- ский
взлет- ная
1941 «Омега-1» 1 + 1 2 МВ-6 220 7,0 0,050 577 1760 2050 26,70 4,6 186 2900 6000 250
1944 «Омега- 11» 1 + 1 2 МГ-31Ф 330 330 7,0 0,050 595 526 1880 2300 29,90 3,5 150 - 3000 -
1945 Г-3 1 + 1 2 R-985AN-1 350 450 7,0 0,050 566 2195 2600 33,80 2,9 170 1100 2500 —
1947 Г-4 1 + 1 2 АИ-26ГР 370 500 7,7 0,040 540 2364 3002 32,20 3,0 148 2400 2400 233
1947 Б-5 2 + 6 2 АИ-26ГР 420 550 10,0 ' — — 2932 4032 25,70 3,5 236 2280 6400 595
1947 Б-9 2 + 5 2 АИ-26ГРФ 420 550 10,0 — — — — — — — — — —
1947 Б-10 2 + 3 2 АИ-26ГРФ 400 575 10,0 — — 3019 3900 34,80 3,4 218 2200 6550 440
1948 Б-11 2 2 АИ-26ГРФ 420 550 10,0 0,040 — 3398 4150 26,40 3,7 155 — 2550 328
1947 Ка-8 1 1 М-76 45 45 5,6 0,040 475 183 275 11,20 6,12 80 50 250 —
1949 Ка-10 1 1 АИ-4В 55 55 6,1 0,037 410 234 375 12,75 6,82 90 500 1000 95
1947 Як 2 1 М-11ФР-1 140 160 10,0 0,033 233 878 1020 13,00 7,28 р 150 р250 р2700 р235
1948 Як-100 2 1 АИ-26ГРФЛ 420 575 14,5 0,054 232 1690 2090 13,20 5,20 170 2720 5250 325
1948 *Ми-1 2 1 АИ-26В 430 575 14,3 0,050 232 1890 2470 14,21 3,99 190 1200 4000 360
36. Артиллерийское оружие, состоявшее на вооружении
советских самолетов в 1932—1954 гг.
Марка оружия Год приня- тия на воору- жение Калибр, мм Масса пули или снаря- да, г Началь- ная ско- рость, м/с Скоро- стрель- ность (вы- стрелы в 1 мин) Масса оружия, кг Пока- ; затель качест- ва Г)
До уликой О течествв! чной вой ЧЫ
ШКАС 1932 7,62 9,6 825 1800 10 1000
УБ 1940 12,7 48 860 1000 21,5 1400
ШВАК 1936 20 96 800 800 42 990
вя 1940 23 200 900 600 66 1250
Во время Великой Отечественной войны
НС-37 (11П-37) 1942 37 735 900 250 150 840
НС-45 (ОКБ-16-45) 1944 45 1065 850 250 150 1090
В первое десятилетие после Великой Отечественной войны
Б-20 1945 20 96 800 800 25 1670
НС-23 1945 23 200 690 550 ' 37 1200
Н-37 1946 37 735 690 400 103 1500
НР-23 1949 23 200 690 850 39 1760
НР-30 1954 30 410 780 900 66 2880
АМ-23 1954 . 23 200 690 1300 43 2420
^rul-23-G 23 200 700 | 8000
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
1. Авиационный справочник (для летчика и штурмана)/Под ред. В. М. Лав-
ского. М.: Воениздат, 1964. 415 с.
2. Авиация и космонавтика СССР. М.: Воениздат, 1968. 599 с.
3. Агокас Е. В. Боевые средства авиации. М.: Изд-во МАИ, 1934. 143 с.
4. Арлазоров М. С. Артем Микоян. М.: Молодая гвардия, 1978. 271 с.
5. Арлазоров М. С. Конструкторы. М.: Советская Россия, 1975. 280 с.
6. Арлазоров М. С. Фронт идет через КБ. М.: Знание, 1975. 224 с.
7. Бахрах Н. М. Агрегатирование и взаимозаменяемость в самолетостроении.
М.: Оборонгиз, 1946. 83 с.
8. Болотников В. Ф. Некоторые характеристики реактивных самолетов. М.:
Оборонгиз, 1946. 56 с.
9. Болховитинов В. Ф. Пути развития летательных аппаратов. М.: Оборонгиз,
1962. 131 с.
10. Велижев А. А. 40 лет советской авиации. М.: Знание, 1958. 60 с.
‘ 11. Военно-авиационный словарь. М.: Воениздат, 1966. 466 с.
12. Гай Д. И. Вертолеты зовутся Ми. М.: Московский рабочий, 1973. 136 с.
13. Гай Д. И. Небесное притяжение. М.: Московский рабочий, 1984. 222 с.
•1! 14. Гай Д. И. Профиль крыла. М.: Московский рабочий, 1981. 192 с.
15. Галлай М. Л. Полет с неполной и несимметричной тягой. М.: Машино-
строение, 1970. 192 с.
16. Галлай М. Л. Третье измерение. М.: Советский писатель, 1973. 336 с.
17. Галлай М. Л. Через невидимые барьеры. Испытано в небе. М.: Молодая
гвардия, 1965. 448 с.
18. Гиммельфарб А. Л. Основы конструирования в самолетостроении. М.:
Машиностроение, 1971. 312 с.
19. Егер С. М. Проектирование пассажирских реактивных самолетов. М.:
Оборонгиз, 1964. 452 с.
20. Иванов П. Н. Крылья над морем. М.: Воениздат, 1973. 304 с.
21. Изаксон А. М. Советское вертолетостроение. М.: Машиностроение, 1981.
295 с.
22. Из истории авиации и космонавтики. Изд. Сов. нац. объединен, историков
естествознания и техн. АН СССР. Вып. 1—46. 1964—1982.
23. Иллюстрированный авиационный словарь для молодежи. М.: Изд-во
ДОСААФ, 1964. 462 с.
24. Иноземцев Н. В., Зуев В. С. Авиационные газотурбинные двигатели.
М.: Оборонгиз, 1949. 468 с.
25. Исследования по истории и теории развития авиационной и ракетно-
космической науки и техники. М.: Наука, 1981. 264 с.; То же, вып. 2, М.: Наука,
1983, 288 с.; То же, вып. 3, М.: Наука, 1984, 248 с.
26. История Великой Отечественной войны Советского Союза 1941 —1945 гг.
М.: Воениздат, 1963, т. 1, 530 с.; т. 2, 681 с.
27. Камов Н. И. Винтовые летательные аппараты. М.: Оборонгиз, 1948. 208 с.
28. Кан С. Н. и Свердлов И. А. Расчет самолета на прочность. М.: Оборонгиз,
1958. 292 с.
547
29. Келдыш М. В., Гроссман Е. П., Марин Н. И. Вибрации на самолете.
М.: Оборонгиз, 1942. 56 с.
30. Кербер Л. Л. Компоновка оборудования на самолетах. М.; Машино-
строение, 1972. 304 с.
31. Кербер Л. Л. Ту — человек и самолет. М.: Советская Россия, 1973, 386 с.
32. Козлов П. Я. Великое единство. М.: Изд-во ДОСААФ, 1982, 191 с.
33. Кузьмина Л. М. Генеральный конструктор Павел Сухой. М.: Молодая
гвардия, 1983. 239 с.
34. Кузьмина Л. М. Огненное сердце. М.: Московский рабочий, 1983. 223 с.
35. Лазарев Л. Взлет. М.: Профиздат, 1978. 272 с.
36. Лазарев Л. Коснувшись неба. М.: Профиздат, 1983. 256 с.
37. Минаев А. В. Авиационная техника.— В сб.: Очерки развития техники
в СССР. М.: Наука, 1969. 75 с.
38. Овчинников Б. И., Траут Г. Н. Конструирование металлических само-
летов. М.: Оборонгиз. 1944. 440 с.
39. Одинокое Ю. Г. Расчет самолета на прочность. М.: Машиностроение,
1973. 370 с.
40. Остославский И. В., Калачев Г. С. Продольная устойчивость и управ-
ляемость самолета. М.: Оборонгиз, 1951. 368 с.
41. Остославский И. В., Стражева И. В. Динамика полета. Траектории
летательных аппаратов. 'М.: Машиностроение, 1969, 499 с.
42. Остославский И. В., Титов В. М. Аэродинамический расчет самолета.
М.: Оборонгиз, 1947. 356 с.
43. Очерки по истории конструкций и систем самолетов ОКБ им. С. В. Илью-
шина. Кн. 1. Самолеты марки «Ил»/Под ред. Г. В. Новожилова. М.: Машино-
строение, 1983. 296 с.
44. Пономарев А. Н. Советские авиационные конструкторы. М.: Воениздат,
1980. 247 с.
45. Проектирование самолетов/А. А. Бадягин, С. М. Егер, В. Ф. Мишин и др.
М.: Машиностроение, 1972. 516 с.
46. Прочность самолета/Под ред. А. И. Макаревского. М.: Машиностроение,
1975. 280 с.
47. Пышнов В. С. Из истории летательных аппаратов. Сб. статей. М.: Машино-
строение, 1968. 140 с.
48. Пышнов В. С. Основные этапы развития самолета. М.: Машиностроение,
1984. 96 с.
49. Развитие авиационной науки и техники в СССР. Историко-технические
очерки. М.: Наука, 1980. 496 с.
50. Советская авиационная техника. Альбом/Составители Н. М. Семенова,
В. М. Шейнин, А. А. Радцик, А. И Киселев. М.: Машиностроение, 1970. 176 с.
51. Советские ВВС в Великой Отечественной войне. М.: Воениздат, 1973.
452 с.
52. Стефановский П. М. Триста неизвестных. М.: Воениздат, 1973. 320 с.
53. Сутугин Л. И. Основы проектирования самолетов. М.: Оборонгиз, 1945.
267 с.
54. Толстых И. П. Проектирование летательных аппаратов. М.: Оборонгиз,
1964, 250 с.
55. Ученый и конструктор С. В. Ильюшин. Сборник статей. М.: Наука, 1978.
207 с.
56. ЦАГИ — основные этапы научной деятельности. М.: Машиностроение,
1976. 351 с.
57. Черемухин А. М. Избранные труды. М.: Машиностроение, 1969. 340 с.
58. Чутко И. Э. Красные самолеты. М.: Политиздат, 1982, 128 с.
548
59- Шавров В. Б. История конструкций самолетов в СССР до 1938 года. М.:
Машиностроение, 1985. 752 с.
60. Шахурин А. И. Крылья победы. М.: Политиздат, 1983. 240 с.
61, Шейнин В. М. Весовая и транспортная эффективность пассажирских само-
летов. М-: Оборонгиз, 1962. 363 с.
62. Шейнин В. М., Козловский В. И. Проблемы проектирования пассажирских
самолетов. М.: Машиностроение, 1972. 308 с.
63. Шелест И. И. Лечу за мечтой. М.: Молодая гвардия, 1973. 400 с.
64. Шелест И. И. С крыла на крыло. М.: Молодая гвардия, 1977. 464 с.
65. Яковлев А. С. 50 лет советского самолетостроения. М.: Наука, 1968. 203 с.
66. Яковлев А. С. Советские самолеты. М.: Наука, 1982. 408 с.
> 67. Яковлев А. С. Цель жизни. М.: Политиздат, 1974. 592 с.
УКАЗАТЕЛИ
ПРЕДМЕТНЫЙ
УКАЗАТЕЛЬ
Летательные аппараты '
«А» Бартини Р. Л. 408
«А» Болховитинова В. Ф.
см. ДБ-А
«А» Микояна А. И. см.
И-220 («А»)
«А» Поликарпова Н. Н.
см. ТИС
«А» Четверикова И. В.
см. МДР-6.
А-2-409
А-4 443,445—446, 450, 541,
543
А-6 444, 446—448, 541
А-7 Антонова О. К. 35, 409
А-7 (автожир) 451—452,
542 544
А-7 бис (А-7-За) 452, 542,
544
А-8 447—448, 450, 452,541,
544
А-9 (автожир) 450
А-9, -11, -13, -15 Антоно-
ва О. К. 409
А-10 450
А-12 449—451, 542, 544
А-13 (автожир) 448—449,
541, 544
А-14 449—450, 542, 544
А-15 (автожир) 450, 542,
544
А-40 см. «Крылья танка»
Авро «Авиан», «Префект»,
«Энзон», 504Р, 626 152
АИР-5 350
АИР-6 87, 92, 298, 350—
352
АИР-9 87
АИР-9 бис 87, 492—493
АИР-10 87—88, 92, 492—
493
1 Иностранные лета-
тельные аппараты даны с
названиями фирм. Обо-
значения, начинающиеся с
цифр, помещены в конце
указателя.
АИР-И 87, 91, 492—493
АИР-12 88, 492—493
АИР-14 см. УТ-1
АИР-15 (УТ-15) 91
АИР-16 91
АИР-17 см. УТ-3
АИР-18 91, 492—493
АИР-19 см. № 19 Яковле-
ва А. С.
«Аист» (ОКА-38) см.
ОКА-38
— («Шторх») см. Физелер
Fi-156 «Шторх»
АК 452
Ан-2 318, 408—415, 418,
539—540
Ан-2 (СХА-1) 408, 539—
540
Ан-2В см. Ан-4
Ан-2М 418—419
Ан-2П, -2ТД, -2ТП, -2С
413
Ан-2СХ 413—414, 539—
540
Ан-2Т 412, 415, 539—540
Ан-2Ф 417, 539—540
Ан-4 (Ан-2В) 415—416,
539__540
Ан-6 415—416, 539—540
Ан-ПМ, -13М 409—410
Анбо-Ш, -IV, -V, -VI,
-VIII, -51 152
АНТ-3 158
АНТ-4 см. ТБ-1
АНТ-5 см. И-4
АНТ-21 (МИ-3) 8—9, 12,
477—497
АНТ-21 бис (АНТ-21Д,
МИ-ЗД) 9—10, 477—479
АНТ-25 (РД) 48, 77—78,
80
АНТ-29 (ДИП) 10—12,
477—479
АНТ-31, -31 бис см. И-14
АНТ-35 (ПС-35) 83—84,
490-491
АНТ-35 бис 84
АНТ-37 (ДБ-2) 48
АНТ-37 бис (ДБ-2Б) см.
«Родина»
АНТ-40 см. СБ
АНТ-41 (Т-1) 21, 477—
479
АНТ-41 бис 21
АНТ-42 см. Пе-8
АНТ-43 174
АНТ-44, -44 бис, -44Д
(МТБ-2) 137—139, 500—
501
АНТ-46 (ДИ-8) И, 477—
479
АНТ-50 174
АНТ-51 см. «Иванов» Су-
хого П. О.
АНТ-53 174
АНТ-54, -55, -56, 47, 174
АНТ-57 174
АНТ-58 см. Ту-2 («103»)
АНТ-59 см. Ту-2 («ЮЗУ»)
Ар-2 (СБ-РК, РК, КР) 13,
18—20, 477—479
Арадо-234 321
АРК-3 291
Армстронг-Уитворт «Си-
скин» III 152
АСК 121
«Асканио» 437
АТ см. «Крылья танка»
«Б» (СББ-1) Архангель-
ского А. А. 19—20, 477—
479
«Б» Сухого П. О. см. Су-8
Б-1, -2, -3, -4, -5 Четве-
рикова И. В. см. МДР-6
Б-5 Братухина И. П. 459—
461, 545
Б-9, -10 460—461, 545
Б-11 461—462, 545
ББ-1 см. Су-2
ББ-22 (см. также Як-2,
Як-4) 96—93, 224, 492—
493
ББ-22 (Р-12) 98, 336
ББ-22 ИС (И-29, № 29
Яковлева А. С) 98
550
ББ-МАИ 53-54, 482-493
БДД Р6. 28
БДП-1 (С-2) 202
Бе-2 1КОР-1) 139-140,
(КОР-2) 142-143,
424, 500—501
Бе-6 143, 295, 318, 419—
421, 421, 539-540
’ - 539—540
ХАИ» 44
226,
Бе-8 404—425,
«Безлойжеронка
Белл «Эркобра»
240,
311
БИ (БИ-1, -.2) 60, 197,
285—288, 519—520
БИЧ-11 131
ВЙЧ-20120
ВИЧ-21 (С Г-1) 119—120,
496—497
БИЧ-24, -25 120
БИЧ-26 120-121
Боинг В-29 82, 192
БОК-1 (СС) 78, 80-81,
400—491
ВОК-2 (РК) 78
В0К-5 78—79, 490—491
БОК-7 81—82, 490—491
БОК-8 82, 490—491
БОК-Н 81—82, 490—491
БОК-15 81
«Болдырев» 428—429
«Бостон» см. Дуглас «Бос-
тои»
БП-2 (ЦАГИ-2), БП-3 36
Бреге «Доран» 437
Бристоль «Бульдог» 152
БС-3, -4, -5 409
БСБ см. СПБ
ВШ-1 см. Валти V-11
БШ-1 Кочеригина С. А.
258
БШ-2 см. Ил-2 (ЦКБ-55)
Бюккер Ви-131, -133 152
Валти V-1A 134, 501 —
502
— V-11 (БШ-1) 43, 133—
134, 258, 490—491
—V-11 (ПС-43) 134
ВБ-109 195, 508—509
ВИТ 22—25, 198—199
ВИТ-1 (СВБ, МПИ-1)
22—23, 477—479
ВИТ-2 22—24, 478—479
ВОМ-1 см. У-2 (ВОМ-1)
вп (К) 197, 508—509
ВСИ 311, 313—314
Г-2 (ТБ-3) 317
Г-3 457—459, 545
Г-4 458—459, 461, 545
Г-5 132, 498—499
Г-9 154
Г-Н 35
Г-11М см. Г-30
Г-14 154—155
Г-27 117—118, 496—497
Г-28 «Кречет» 118, 496—
497
Г-29 118
Г-30 (Г-11М) 118—119,
495—497
Гленн Мартин 156 (ПС-
30) 133, 149—150, 501 —
502
Глостер «Гладиатор» 152
— «Метеор» 321
ГМ-1 см. Ми-1 (ГМ-1)
Гр-1 53, 482—483
ГСТ (Консолидейтед PBY-
1 и PBY-1-3 «Куба», МП-
7) 133, 148—150, 500, 502
Гу-1 (Гу-37) 226, 240—
241, 514—515
Гу-82 226, 230
«Д» Болховитинова В. Ф.
59
«Д» Микояна А. И. см.
МиГ-ЗУ
«Д» Поликарпова Н. Н.
(лимузин) 202
«Д» (Д-З) Поликарпо-
ва Н. Н. (бомбардиров-
щик) см. СПБ (Д)
«Д» Флорова И. Ф. и
Боровкова А. А. 69
Д-23 см. Фоккер Д-23
ДБ-2 (ДБ-2А) Болховити-
нова В. Ф. см. ДБ-А
ДБ-2 Туполева А. Н. см.
АНТ-37
ДБ-2Б (АНТ-37 бис) см.
«Родина»
ДБ-3 (ЦКБ-30, ДБ-Зб) 7,
29—36, 117, 144, 156, 200,
292, 480—481
ДБ-ЗМ 32
ДБ-ЗТ 32, 480—481
ДБ-ЗТП 32—33, 480—481
ДБ-ЗФ см. Ил-4
ДБ-4 (ЦКБ-56) 36, 480—
481
ДБ-108 194—195, 508—
509
ДБ-240 см. Ер-2
ДБ-А (ДБ-2А, ДБ-2/А,
ДБ-2, «А») 25—28, 60,
478—479
ДБ-ЛК 37—40, 478—479
ДБШ см. Ил-2 (ЦКБ-55)
ДВБ-102 («102») 175,
192—194, 508—509
ДВБ-102ДМ 192
ДВБ-102Н 193
ДВБ-202, -302 195
ДДБШ см. Су-8
Де Хэвилленд ДН-89 152
«Джи-би» 99
ДИ-6 7, 41, 72
ДИ-8 см. АНТ-46
ДИП см. АНТ-29
ДИС Микояна А. И.
см. МиГ-5
ДИС Мясищева В. М. 195,
508—509
Дорнье Do-215 152, 265
Дуглас «Бостон» 109, 213
— С-47 137
— DC-2 83
— DC-3 (см. также Ли-2)
47, 83, 86, 133—135, 241
— ДФ (ДФ-2-195) 150,
501—502
«Е» Бартини Р. Л. 408
«Е» Микояна А. И. см. И-
211 («Е»)
«Е» (Е-2) Поликарпова
Н. Н. 25
«Е» Сухого П. О. см. Су-10
Ер-2 7, 36, 86, 183, 278—
281, 519—520
Ер2 (ДБ-240) 86, 276—
278, 519—520
Ер-2 носитель, Ер-2 ОН
281
«Ж» см. И-270
«Жироплан» 452—453
«И» Болховитинова В. Ф.
59
«И» Поликарпова Н. Н.
см. И-185 («И»)
И-4 (АНТ-5) 47
И-4 (геликожир) 453—
454, 542, 544
И-5 87
И-14 (АНТ-31, -31 бис) 10,
48
И-15 7—8, 60, 68—69, 87,
1 9QH
И-15 бис 60, 155, 311
И-16 (ЦКБ-12) 7—8, 29,
60—61, 63—64, 69, 73, 77,
83, 89—91, 99, 152, 157,
203, 247, 449
И-21 (ИП-21) 73—74,
488—489
551
И-22 см. ЛаГГ-1
И-26 см. Як-1 (И-26)
И-26В см. № 28 Яковле-
ва А. С.
И-26УТИ см. Як-7УТИ
И-28 (Як-5) см № 28
Яковлева А. С.
И-28 Яценко В. П. 71—73
488—489
И-28 (И-287) 72
И-28Ш 73
И-29 см. ББ-22ИС
И-30 (Як-3) см. Як-3
(И-30)
И-107 см. Су-5
И-153 7—8, 60, 64, 103
108, 155, 242, 247
И-153П 64—65
И-180 61—63, 486—487
И-180Ш 63
И-185 63—67, 197, 486—
487
И-185 («И», «06») 64,
486—487
И-185 («Р») 63, 486—487
И-185 («РМ», «02») 64,
486—487
И-186 (И-185 эталон для
серии) 66, 486—487
И-187, -188 67
И-190 60, 63, 486—487
И-195 61
И-200 см. МиГ-1
И-207 69—70, 488—489
И-211 Алексеева С. М.
377—378, 533-534
И-211 («Е») Микоя-
на А. И. 248, 515—516
И-212, -215 377—378,
533—534
И-220 (ИС) Сильванско-
го А. В. 77
И-220 («А») 249—250,
252, 515—516
И-221 («2А») 250, 515—
516
И-222 («ЗА») 250—252,
515__516
И-224 («4А») 251—252,
515__516
И-225 («5А») 252, 515—
516
И-230 см. МиГ-ЗУ («Д»)
И-231 см. МиГ-ЗУ («2Д»)
И-250 («Н») 253—254,
320, 515—516
И-270 («Ж») 253, 320,
527__528
И-287 см. И-28 (И-287)
И-300 («Ф») см. МиГ-9
И-301 см. ЛаГГ-1
И-301Т («ФТ») см. МиГ-
9УТИ
И-305 («ФЛ») см. МиГ-9
(«ФЛ»)
И-310 («С») 327, 527—
528
И-310 (.«С-З») см. МиГ-
15 («С-3»)
И-312 см. МиГ-15УТИ
И-320 («Р») 336, 338—
339, 527—528
И-320 («ФН», МиГ-9
«Нин») 326—327
И-330 см. МиГ-17 («СИ»)
«Иванов» 45—46
— Григоровича Д. П. 46
— Немана И. Г. 44, 46
— Поликарпова Н. Н. 46—
47, 61—62, 482—483
- (ШБ) 51, 484—485
ИВС 311
Ил-1 265, 517—518
Ил-2 7, 51, 157, 178, 212,
230, 242—243, 257, 260—
262, 267—268, 272, 317,
475, 517—518
Ил-2 (БШ-2, ЦКБ-55,
ДБШ) 258, 260, 273, 517—
518
Ил-2 одноместный (ЦКБ-
55П) 259, 265, 517—
518
Ил-2 одноместный (ЦКБ-
57) 259—260, 263—264,
517—518
Ил-2 М-82 (Ил-4) 266,
517—518
Ил-2И 265, 517—518
Ил-2У (УИл-2) 265, 269,
517—518
Ил-4 (вариант Ил-2) см.
Ил-2 М-82
Ил-4 (ДБ-ЗФ) 7, 32—36,
40, 96, 183, 316—317,
480—481.
Ил-4К 33
Ил-6 36, 280, 480—481
Ил-8 267, 517—518
Ил-10 187, 267—270, 318,
517—518
Ил-ЮМ 269—271, 517—
518
Ил-ЮУ (УИл-10) 269
Ил-12 318, 391, 394—399,
406, 408, 537—538
Ил-12Д, -12Т 395
Ил-14 318, 391, 396—399,
537—538
Ил-14Д 398
Ил-14М 397—398, 537—
538
Ил-14П 396—398, 537—
538
Ил-14Т 397—398
Ил-14ФК 398
Ил-16 268, 399, 517—
518
Ил-18 (поршневой) 398—
399, 537—538
Ил-18 (реактивный) 399
Ил-20 269—271, 517—
518
Ил-22 319, 381, 400—
401, 537—538
Ил-24 401
Ил-28 57, 194, 270, 319,
384, 401—405, 537—538
Ил-28Р 402, 404
Ил-28Т, -28С 405
Ил-28У 405, 537—538
Ил-32 399
Ил-40 271
«Илья Муромец» 152
ИП-21 см. И-21
ИС Сильванского А. В. см.
H-22Q (ИС)
ИС Шевченко В. В. и Ни-
китина В. В. (ИС-1, -2)
106—109, 494—495
ИС-3, -4 109
«Искра» см. ХАИ-4
ИТП 196—197, 508—
509
ИХ см. МиГ-9 («ИХ»)
ИШ см. МиГ-15 бис
(«ИШ»)
«К» Поликарпова Н. Н.
см. ВП
«К» Сухого П. О. см.
Cv-9
К-5 83, 96
К-37 226, 230
Ка-8 464—466, 545
Ка-10 464—467, 545
КАСКР-1 «Красный инже-
нер» 441—443, 541, 543
КАСКР-2 443—444, 541,
543
КД см. Су-13
КЛ см. Су-11
«Кодрон» 129—130, 224
«Кодрон I, II» («Кодрон
690, 713») 130, 498, 499
«Комбайн» см. МВ «Ком-
байн»
Кондсолидейтед PBY-1 см.
гст
Консолидейтед «Ката-
552
лина^ 150
KOPJ1 см- Бе-2
Кор-2 см. Бе-4
КР ей- АР'2
КР-1 <39
«Красный инженер» см.
КАСКР-1
«Кречер см. Г-28
«Крылья танка» (KI, AI,
Д-40) 314—315, 409
ксм-1 133
«Куба» см. ГСТ
«Курьер» см. Як-9 «Ку-
рьер» .
КЦ-20 432
Да-5 $5, 156-157, 195,
212 226, 229—234, 239,
^48’ 312, 317, 358, 377,
426, 512—513
Ла-5УТИ 232—233, 237,
512—513
Ла-5ФН 232—235, 512—
513
Да-7 157, 233—237, 239,
358, 377, 514—515
Ла-7 («120», Ла-120) 233,
235, 514-515
Ла-7 с ПуВРД 236
Ла-7Р 236—237, SU-
SIS
Ла-7ТК 235
Йа-7УТИ 237, 514—515
а-9 («130») 236—240,
318, 514—515
Да-9РД 239, 514—515
Ла-9УТИ (УЛа-9) 239—
340, 514—515
Ла-11 («140») 239—240,
318, 514—515
Ла-15 319, 328, 344, 370—
373, 533
Ла-15УТИ («180») 370—
371, 533-534
Ла-120 см. Ла-7 («120»)
Ла-126 235—236, SU-
SIS
Ла-126 ПВРД 236, 238—
239, 514-515
Ла-138 ПВРД 239, SU-
SIS
Да-150 319, 365—367
Ла-150М 365—366, 533,
Ла-150Ф 365—366, 369,
533
Ла-152, -154 319, 365,
367, 533
Ла-156 319, 365—367, 369,
536
Л а-160 319, 327, 367—
, 369, 533
Ла-168 368—369, 371, 533
Ла-174 369
Ла-174Д 370, 533
Ла-174ТК 367—368, 533
Ла-176 319, 371—372, 533-
Л а-190 372—373, 533—534
Ла-200 («200») 336, 339,
373—375, 533—534
Ла-200Б 336, 373—375,
533—534
Ла-250 372, 375—377,
533—534
ЛаГ-5 230, 512—513
ЛаГГ-1 (И-22, И-301) 63,
72, 74, 224—225, 226—
227, 512—513
ЛаГГ-3 7, 109, 157, 210,
225—231, 243, 246, 317,
512—513
ЛаГГ-3 («105») 230
ЛБШ см. Ш
ЛЕМ-2 см. ОКА-33
«Ленинградский комсомо-
лец» (ЛК) 121, 498—499
Ли-2 (ПС-84) (см. также
Дуглас DC-3) 34, 83—
84,86, 134—137, 309,317—
318, 357, 390, 394, 399,
490—491
Ли-2В 136
ЛИГ-7 (РК) 122—123,
125, 498—499
ЛИГ-8 122, 498—499
ЛК см. «Ленинградский
комсомолец»
ЛЛ-1 (Ц-1), ЛЛ-2, ЛЛ-3
430—431
ЛЛ-143 143, 419—420,
539—540
М-12 295
МА Поликарпова Н. Н. см.
ТИС
МА-1 Рентеля В. Ф. и
Крылова В. Я. U7—148,
500, 502
МАИ-3 см. Ш-тандем
«Малютка» 197—198,
508—509
«Массовый-4» 409
МБР-2 138, 141, 143
МБР-7 j(MC-8) 141, 500—
501
МВ «Комбайн» 76, 336
МД Р-2, -4 137
МДР-5 (МС-5) 139—140,
500—501
МДР-6 (Че-2) 290—295,
318, 521—522
МДР-7 Самсонова П. Д.
143, 500—501
МДР-7 Шаврова В. Б.
144
Мессершмитт Bf-108 152
— Bf—109Е (Ме-109Е) 7,
152, 180, 227, 243, 245, 247
— Me-109F 232, 243
— Me-109G 170, 219, 221
— Me-110 (Bf-100) 152, 226
— Me-209 152
— Me-262 321
«Метеор» см. Глостер
«Метеор»
Ми-1 464, 470—473, 545
Ми-1 (ГМ-1) 470
МИ-3 см. АНТ-21
МИ-ЗД см. АНТ-21 бис
МиГ-1 7, 63, 72, 74, 225,
242—244, 246, 515—516
МиГ-1 (И-200) 242, 515—
516
МиГ-3 АМ-37 (МиГ-7) 247
МиГ-ЗУ (И-230, «Д») 248,
515__516
МиГ-ЗУ (И-230, «2Д»)
249, 515—516
МиГ-5 (ДИС) 253, 255,
515—516
МиГ-8 «Утка» 255—256,
515__516
МиГ-9 (МиГ-3 М.-82,
«ИХ») 247, 515—516
МиГ-9 («Ф», И-300) 321 —
323, 527—528
МиГ-9М 323—324, 527—
528
МиГ-9 «Нин» см. И-320
(«ФН»)
МиГ-9 «с бабочкой» 324
МиГ-9 УТИ («ФТ», И-
301Т) 322—323, 527—528
МиГ-9 («ФЛ», И-305)
324, 527—528
МиГ-9 («ФР») 322, 527—
528
МиГ-9 («ФС») 324, 527—
528
МиГ-9 («ФФ») 324, 527—
528
МиГ-13 («Н») 253, 515—
516
МиГ-15 319, 324—333, 344,
347, 475, 527—528
МиГ-15 («С») 328, 527—
528
МиГ-15 («С-3», И-310)
327; 527—528
МиГ-15 бис 319, 331—332,
334
553
МиГ-15 бис («СД») 330—
331, 527—528
МиГ-15 бис («ИШ») 331
МиГ-15 бис 45° («СИ-2»)
см. МиГ-17 («СИ»-2)
МиГ-15ЛЛ («СЕ») 330
МиГ-15П («СП-1, -5»)
328—330, 527—528
МиГ-15Р бис («СР») 331
МиГ-15С, 15 С бис 329,
331
МиГ-15У («СУ») 330
МиГ-15УТИ («СТ», «СТ-
7», И 312) 329—330, 334
527, 528
МиГ-17 332—336, 347,
372, 527—528
МиГ-17 («СИ», «СИ-2»,
И-330, МиГ-15 бис 45°)
331, 336, 527—528
МиГ-17 («СИ-10») 336
МиГ-17 («СИ») 336
МиГ-17 («СП-2») 336—
337
МиГ-17 («СР-2») 336
МиГ-17П («СП-7»)
334—335, 527—528
МиГ-17ПФ, -17Ф 335,
527—528
МиГ-19 336, 373
МК-1 137
ММН 18—19, 477—479
ММШ 42
«Москва (ЦКБ-30) 32
МП Никитина В. В. 104,
494—495
МП Поликарпова Н. Н.
202, 508—509
МП-7 см. ГСТ
МПИ-1 см. ВИТ-1
МС-5 см. МДР-5
МС-8 см. МБР-7
МТБ-2 см. АНТ-44
МУ-4 106, 494—495
МУ-5 106
«Н» см. И-250 («Н») и
МиГ-13 («Н»)
НБ(Т) 200—201, 508—
509
НББ см. Як-6
НВ-1 99—100, 102, 494—
495
НВ-2 99—100, 494—495
НВ-2 бис с МГ-11 99,
494—495
НВ-2 бис с МГ-31 (УТИ-5)
99, 101, 494—495
НВ-4 105, 494—495
НВ-5, -5 бис 102—103,
494—495
НВ-6 (УТИ-6) 101 — 102,
494—495
Норт Америкен В-25 47,
290
Нортроп 2Е 134
Ньюпор XI 76, 336
ОБШ см. Су-6 (СА)
ОДБ (П) 202
ОКА-1, -2, -3, -6 409
ОКА-33 (ЛЕМ-2) 409
ОКА-38 («Аист») 128—
129, 409, 498—499
ОКО-1 55
ОКО-4 57
ОКО-6 см. Та-1
ОКО-6 бис 55—56, 253
ОКО-7 56
«Октябренок» 53
«Омега» 457—458, 545
«Омега» II 457, 459, 545
«ОПБ (ОПБ-5) 42—43,
482—483
«Осоавиахимовец Украи-
ны» см. ХАИ-4
«Осовец ХАИ» 44
«П» Поликарпова Н. Н.
см. ОДБ
«П» Сухого П. О. см.
Су-15
П-5 317
«Параван» см. Пе-2 «Па-
раван» и Ту-2 «Параван»
ПБ-1 25
ПБШ-1, -2 242
Пе-2 7, 18—20, 25, 50,
59, 151 — 152, 156—157,
163—175, 192, 194—195,
198, 253, 504
Пе-2Б 171 — 172, 504
Пе-2ВБ 168
Пе-2ВИ 168, 170, 504
'Пе-2Д 173
Пе-2И 172—173, 194—195,
504
Пе-2К 172, 504
Пе-2М 168, 173, 504
Пе-2 «Параван» 173
Пе-2Р 172
Пе-2РУ 172
Пе-2 (убираемые лыжи)
170, 504
Пе-2УТ (УПе-2) 170, 504
Пе-2ФЗ 170, 504
Пе-2ФТ 170
Пе-2Ш 168—169
Пе-3 169—170, 504
Пе-3 бис 169, 504
Пе-ЗМ 173
Пе-8 (ТБ-7, АНТ-42) 7, 22,
26, 28, 157—163, 280—281,
315, 384, 503
«Пегас» 283—284, 519—
520
Персиваль L-6 152
По-2 (см. также У-2,
С-1, С-2, С-3) 124, 157,
283, 297—298, 304—309,
318, 412, 523—525
По-2А 305—307, 352,
523—525
По-2 (гусеничное шасси)
309
По-2Л, -2ЛС 305, 307—
309, 523—525
По-2С (По-2СЛ, С-2)
305—306, 308, 523—525
По-2Т 305
По-2 (CSS-13) 308
Потез-25 152
ПП-3 44
ПР-5 317
«Префект» см. Авро «Пре-
фект»
ПС-5 см. Р-10 (ПС-5)
ПС-9 83
ПС-30 см. Гленн Мартин-
156
ПС-35 см. АНТ-35
ПС-40 15, 18
ПС-41 15, 18, 317
ПС-41 бис 17
ПС-43 см. Валти V-11
ПС-84 см. Ли-2
ПСН, ПСН-2 104
«Р» Бартини Р. Л. 405,
408
«Р» Микояна А. И. см. И-
320 («Р»)
«Р» Поликарпова Н. Н. см.
И-185 («Р»)
«Р» Сухого П. О. см.
Су-17
Р-1 137, 257
Р-5 7, 36, 46, 87, 131,
137, 154, 257, 309—310,
312
Р-5 с двигателем Юмо 104
Р-5Т 104
Р-6 8, 10, 137, 154
Р-9 см. СР
Р-10 7, 42, 44—45, 47, 72,
224, 482—483
Р-10 (ПС-5) 44, 72, 134,
482—483
Р-12 см. ББ-22 (Р-12)
Р-13 114
Р-114 405
Р-АЛ 408
РБ-17 195
554
РД ф. АНТ-25
«РК» Архангельско-
го А. А. см. Ар-2
<РК» Бакшаева Г. И.
см. ЛИГ-7
«РК» Кричевского С. С.
см. БОК-2
«РК» Сухого П. О. см.
Су-12
РК-И (РК-800) 122, 124—
126, 498—499
«РМ» Поликарпова Н. Н.
см. и-185 («РМ»)
РМ-1 113
«Родила» (ДБ-2Б, АНТ-37
бис) 48
«Рот-Фронт-5, -6, -7, -8»
409
РП-ЗНИ 130—132, 311,
^gg__499
Р-Z («Эр-Зет») 46, 104
P-Z с гермокабиной 155
Р-Z рекордный 104
<С» («Спарка») Болхови-
тинова В. Ф. 57—59, 488—
489
«С» Микояна А. И. см.
МйГ-15 («С»)
€-1 298
С-2 (планер) см. БДП
(С-2)
С-2 (санитарный самолет)
298—300, 523—524
С2А см. Су-6 («С2А»)
С-3 (СКФ) 298—299,
523—524
С-8 см. Сиерва С-8
С-19 см. Сиерва С-19
С-ЗОР см. Сиерва С-ЗОР
С-47 см. Дуглас С-47
С-82 427
СА см. Су-6 («СА»)
САМ-5-2 бис 115—116,
496—497
САМ-6 109—110
САМ-6 бис 496—497
САМ-7 («Сигма») НО—
111, ИЗ. 496—497
САМ-Ю 114—115
САМ-11 114—115, 496—
497
САМ-11 бис 115, 496—
497
САМ-12 116
САМ-13 20, 114, 116—
117, 496—497
САМ-14, -16 116, 496—
497
САМ-23 117
САМ-25 116, 496—497
СБ (АНТ-40, ЦАГИ-40)
7, 10—21, 30, 83—84, 96,
98, 157, 159, 261, 294,
477—479
СББ-1 см. «Б» Архангель-
ского А. А.
СБ-бис, СБ-бис-2 16
СБ-бис-3 13, 16—17, 477—
479
СБ-РК см. Ар-2
СБ с трехколесным шасси
20
СБ с учебной кабиной
(УСБ) 13, 16
СВ см. МиГ-15 («СВ»)
С ВБ см. ВИТ-1
СГ-1 см. БИЧ-21
СД см. МиГ-15 бис
(«СД»)
СДБ см. Ту-2СДБ
СЕ см. МиГ-15ЛЛ
СЕН см. УТ-2 на воздуш-
ной подушке
СИ, СИ-2 см. МиГ-17
(«СИ»)
«Сигма» см. САМ-7
Сиерва С-8 442
Сиерва С-19 444
— С-ЗОР 454, 542, 544
Сикорский S-43, 150, 501 —
502
— S-51 464
«Сискин» III см. Армст-
ронг-Уитворт «Сискин» III
СК (СК-1, -2) 74—75,
488—489
СК-3 75
СК-9 130, 311
С КФ см. С-3
СН см. МиГ-17 («СН»)
СОАХ-1 154
СП см. У-2 (СП)
СП-1, -5 см. МиГ-15П
СП-2 см. МиГ-17 («СП-
2»)
СП-7 см. МиГ-17 («Сп-
7»)
«Спарка» см. «С» Болхо-
витинова В. Ф.
СПБ (БСБ)25
С ПС-89 86
СР Микояна А. И. см.
МиГ-15Р бис
СР (ЦКБ-27, Р-9) 40—41,
134, 482—483
СР-2см. МиГ-17 («СР-2»)
СРБ 47, 174
СС(БОК-1) см. БОК-1
(СС)
СС(С-1) см. С-1 (СС)
ССС 46
«СССР-1» 154
СТ, СТ-7 см. МиГ-17 УТИ
«Сталь-2» 83, 85, 146
«Сталь-3» 96
«Сталь-6» 109—НО
«Сталь-7» 83—86, 275—
277, 290, 490—491
«Сталь-8» 109
«Сталь-МАИ» 53
«Стандарт» -1,-2 409
«Стрела» 111 —114, 496—
497
СУ см. МиГ-15У («СУ»)
Су-1 («330») 51—53,484—
485
Су-2 (ББ-1) 7, 48—51,
225, 230, 484—485
Су-3 («360») 52, 484—
485
Су-4 51, 484—485
Су-5 (И-107) 253, 357—
358, 532
Су-6 (СА, ОБШ, «81»)
271—273, 359, 519—520
Су-6 (С2А) 271—274,
519__520
Су-6 АМ-42 271, 273—
274
Су-7 359, 532
Су-8 (ДДБШ, «Б») 273,
275, 519—520
Су-9 («К») 319, 359—361,
532
Су-10 («Е») 319, 361—362,
532
Су-11 («КЛ») 319, 361 —
362, 377, 532
Су-12 («РК») 318, 362—
363, 532
Су-13 («КД») 362
Су-15 («П») 319, 336, 363,
532
Су-17 («Р») 319, 363—
364, 532
СХА-1 см. Ан-2 (СХА-1)
«Т» см. НБ
Т-1 см. АНТ-41
Т-107 406—407
Т-108 406
Т-117 406, 408, 537—
538
Т-200, -210 408
ТА(ТА-1) Четверико-
ва И. В. 295—297, 521 —
522
Та-1 (ОКО-6) Таиро-
ва В. К. 55—56
Та-3 55—56
555
505—507
Ту-8Б, -8С 186
Ту-10 («68»), Ту-4-вари-
ант Ту-2) 176, Юг-
ЮЗ, 505—507
Ту-12 («77») 191, 319,
380—381, 401, 535—536
Ту-14 191, 319, 381—383,
401
Ту-14 («81»),-14Т («81Т»)
383, 535—536
Ту-16 («78») 381, 535—
536
Ту-16 («88») 384, 399,
535—536
Ту-22 см. «82», «83»
Ту-70 389—391, 398—399,
535__53б
Ту-75 390—391, 535—536
Ту-80, -85 318, 391—393,
535—536
Ту-104 47, 391, 399
Ту-114 389
ТШ-1, -2 186, 257
ТШ-3 257
У-1 137, 442
У-2 (см. также По-2, С-1,
С-2, С-3) 53, 78, 86—
87,94, 102—103, 122, 124—
126, 202, 297—305, 311 —
312, 412, 523—524
У-2 (АП, ПП, СП) 122,
298—299
У-2 (ВОМ-1) 302, 523—
524
У-2ВС (ЛНБ) 124, 300—
302, 523—524
У-2ГН 302
У-2 (гусеничное шасси)
309—310
У-2 (лимузины) 302—304,
523—525
У-2ЛШ 302
У-2М (У-2П) 299, 523—
525
У-2 М-12 304
У-2НАК 302
У-2 на поплавках 298—299
У-2С 299, 352, 523—525
У-2ШС 303, 523—525
У-5, -5 бис 102—103, 494—
495
У-5ЛШ 102—104, 494—
495
УИл-2 см. Ил-2У
УИл-10 см. Ил-10У
УК-1А, -1Б 128
УЛа-9 см. Ла-9УТИ
«Упар» 409
, УПе-2 см. Пе-2УТ
Та-3 бис 55—56, 482—
483
«Тандем-МАИ» см. «Ш-
тандем»
ТАФ 297, 521—522
ТБ-1 (АНТ-4) 47, 137
ТБ-3 7, 25—26, 159, 261,
315
ТБ-3 (Г-2) см. Г-2
ТБ-7 см. Пе-8
ТИС («А» и «МА») 197—
200, 508—509
ТК-1, -4 28
ТС-1 см. Ше-2
Ту-1 («63П») 176, 188—
189, 505—507
Ту-2 7, 19, 50, 157, 169,
174—192, 198, 290, 318,
364, 380—381, 401, 505—
507.
Ту-2 («103», ФБ, «58»,
АНТ-58) 174—180, 192,
281, 505—506
Ту-2 («ЮЗУ», «59», АНТ-
59) 177—178, 505—506
Ту-2 («103В», «60») 176,
179, 505—506
Ту-2(«103ВС») 179, 505—
507
Ту-2 («104») 190—191
Ту-2Д («62») 183—187,
505—507
Ту-2Д («65») 185, 505—
507
Ту-2Д («67») 186, 505—
507
Ту-2 «Нин» 380, 535—
536
Ту-2 «Параван» 173, 188—
189
Ту-2Р (Ту-6, Ту-2Ф)
176, 184—185, 505—507
Ту-2 РШР 187
ту-2С («61») 180, юг-
юз, 187—188, 505—507
Ту-2СДБ («63») 180—182,
188, 505—507
Ту-2Т («62Т») 187—188,
505—507
Ту-2Ш 186—187, 505—
507
Ту-4 (вариант Ту-2) см.
Ту-10
Ту-4, 186, 318, 385—
386, 389—393, 408, 535—
536
Ту-4ЛЛ 389
Ту-4Т 389
Ту-6 см. Ту-2Р
Ту-8 («69») 176,
УПО-22 133
УС-5, -6 409
УСБ см. СБ с учебной
кабиной
УТ-1 (АИР-14) 89—91,
94, 492—493
УТ-2 (№ 20 Яковле-
ва А. С., Я-20) 7, 87, 92—
94, 99, 103, 305, 318, 347,
492—493
УТ-2 на воздушной подуш-
ке (СЕН) 151
УТ-2М 92
УТ-2МВ 94
УТ-3 (№ 17 Яковле-
ва А. С„ Я-17, АИР-17)
94—96, 492—493
УТ-15 см. АИР-15
УТ-21 см. № 21 Яковле-
ва А. С.
УТБ 191, 364, 505—507
УТИ-5 см. НВ-2 бис с МГ-
31
УТИ-6 см. НВ-6
УТИ-26 см. Як-7УТИ
«Утка» см. МиГ-8
«Ф» Бартини Р. Л. 408
«Ф» Микояна А. И. см.
МиГ-9 («Ф»)
«ФЛ», «ФР», «ФС», «ФТ»,
«ФФ» см. МиГ-9
«ФН» см. И-320
Физелер Fi-156 «Шторх»
(«Аист») 128, 152
Фокке-Агхелис Fa-266 152
Фокке-Вульф FW-190A
219, 221, 232
Фоккер Д-23 117
Фэйри ШР 152
«X» 241—242, 248
ХАИ-1 44, 83
ХАИ-2 44
ХАИ-3 44, 126
ХАИ-4 («Искра», «Осо-
авиахимовец Украины»)
20, 44, 126—127, 498—
499
ХАИ-5 см. Р-10
ХАИ-6 44—45, 482—483
ХАИ-8 44
ХАИ-51 45
ХАИ-52 44—45, 482—483
Хейнкель-100 152
Хейнкель-162 321
Хоукер «Харт», «Хинд»
152
Ц-1 см. ЛЛ-1
Ц-25 432
556
Ц-25М 431-432
ЦАГИ-2 см. БП-2
ЦАГИ-40 см. СБ
ЦКБ-12 см. И-16
ЦКБ-26 29—30, 480—481
ЦКБ-27 см. СР
ЦКБ-30 см. ДБ-3
ЦКБ-30 «Москва» см.
«Москва»
ЦКБ-55 см. Ил-2 (ЦКБ-
«Москва» см.
ЦКБ-55П см. Ил-2 (ЦКБ-
55П)
ЦКБ-56 см.. ДБ-4
ЦКБ-57 см. Ил-2
57)
Чё-2 см. МДР-6
(ЦКБ-
ЦЦЛБЩ) 41-42, 482-
483
Щ-2 Кочеригина С. А.
42
Щ-2 Шаврова В. Б. 3,
S6, 137
*7 146—148, 500, 502
-13 127—128, 498—499
ШБ см. «Иванов» (ШБ)
ЗД -тандем («Тандем-
МАИ», МАИ-3) 53—54,
482—483
«Шторх» см. Физелер
Fi-156 «Шторх»
Ще-2 (ТС-1) 202, 311 —
313, 526
Ще-2СХ 313, 526
ЭОИ 37
ЭИ 76
«Электровертолет» 455—
456
«Энзон» см. Авро «Энзон»
«Эркобра» см. Белл «Эр-
коор а»
Юнкере Ю-49 154
— Ю-52 109
— Ю-88 152, 265
— Ю-388 215
Я-17 см. УТ-3
Я-19 см. № 19 Яковле-
ва А. С.
Я-20 см. УТ-2
Я-21 см. № 21 Яковле-
ва А. С.
Як-1 63, 72—74, 89. 94,
109, 204—207, 209—210,
217, 223, 225, 229, 243,
246, 316—317, 510—511
Як-1 (И-26) 7, 157, 203—
204, 206—207, 510—511
Як-16 204—205, 210
Як-1М 217—218, 510—511
Як-2 97—98, 492—493
Як-3 (И-30) см. № 30
Яковлева А. С.
Як-3 157, 204, 212, 218—
221, 223, 273, 339, 510—
511
Як-3 ВК-Ю8 221, 510—511
Як-ЗП 219
Як-ЗРД (Як-ЗР) 221
Як-ЗТ 219
Як-ЗУ 222, 510—511
Як-ЗУТИ см. Як-УТИ
Як-4 98, 492—493
Як-5 (И-28) см. № 28
Яковлева А. С.
Як-5 с М-11Д 347, 531
Як-6 96, 347—348
Як-6 НББ 347—348
Як-7 157, 176, 204, 207,
210, 229, 317
Як-7 АШ-82 208, 210,
510—511
Як-7А 207, 510—511
Як-7Б 156, 195, 207—210,
510—511
Як-7В 209, 214, 510—
511
Як-7ДИ 210, 510—511
Як-7ПД 209
Як-7Р 209
Як-7УТИ (И-26 УТИ,
УТИ-26, № 27 Яковле-
ва А. С.) 206—207, 209,
510—511
Як-7-37 209
Як-8 349, 531
Як-9 157, 204, 210—217,
223, 229, 318, 358, 510—
511
Як-9Б (Як-9Л) 214
Як-9В 214
Як-9Д 213—214, 510—511
Як-9ДД 213—214, 510—
511
Як-9К 214, 216, 475, 510—
511
Як-9 «Курьер» 214, 217
Як-9Л см. Як-9Б
Як-9М 213
Як-9МПВО 215
Як-9П 215, 217
Як-9ПД 215, 510—511
Як-9Р 214
Як-9Т 214, 475, 510—511
Як-9У 212,215—216,510—
511
Як-10 (Як-14) 350—352,
531
Як-ЮВ, -ЮГ, -ЮС 351
Як-11 223, 318, 343, 355—
Як-11 У 356—357, 531
Як-12 318, 351—352, 412,
531
Як-12А 354—355, 531
Як-12Б 354—355
Як-12ГР 352
Як-12М 352—355, 531
Як-12Р 352—353, 531
Як-12С, -12СХ 352, 531
Як-13 349—350, 531
Як-14 см. Як-10
Як-15 219, 319, 323—324,
339—340, 529
Як-16 357, 531
Як-17 319, 339—341, 529
Як-17УТИ 339, 341, 343,
529
Як-18 94, 305, 318
Як-19 319, 341—342, 529
Як-21 319, 339
Як-23 319, 326, 342—343,
529—530
Як-23УТИ 343, 529—530
Як-25 (истребитель с РД-
500) 319, 343—344, 529—
530
Як-25 (перехватчик) 339
Як-30 319, 344—345, 529—
530
Як-50 319, 345—347, 372,
529__530
Я к-100 464, 469—470, 545
Як-УТИ (Як-ЗУТИ) 223,
355
Як (экспериментальный
геликоптер) 464, 468—469,
545
«02» см. И-185 («02»)
«2А» см. И-221 («2А»)
«2Д» см. МиГ-ЗУ («2Д»)
«ЗА» см. И-222 («ЗА»)
«4А» см. И-224 («4А»)
«5А» см. И-225 («5А»)
«06» см. И-185 («06»)
1-ЭА 543 435—438, 441, 541,
2-ЭА 443—447, 541
3-ЭА 438, 441, 541, 543
5-ЭА 438—440, 456, 541,
543
11-ЭА 439—440, 541, 543
11-ЭА-ПВ 440—441, 541,
543
ЮХ 281
№ 1? Яковлева А. С. см.
УТ-3
№ 19 Яковлева А. С.
(АИР-19, Я-19)’ 96, 492—
493
№ 20 Яковлева А. С. см
УТ-2
№ 21 Яковлева А. С. (УТ-
21, Я-21) 90, 92, 492—
493
№ 22 Яковлева А. С. см.
ББ-22
№ 23 и № 24 Яковле-
ва А. С. 94 № 25 Яковлева А. С. 92
№ 26 Яковлева Як-1 (И-26) А. С. см.
№ 27 Яковлева А. С. см.
Як-7 УТИ
№ 28 Яковлева А. С. (Як-
S. И-26В, И-28) 206, 209,
510—511
№ 29 Яковлева А. С. см.
ББ-22ИС
№ 30 Яковлева А. С. (Як-
S. И-30) 207, 510—511
«54», «55», «56» см. АНТ-
54, -55, -56
«58» см. Ту-2 («103»)
«59» см. Ту-2 («ЮЗУ»)
«60» см. Ту-2 («103В»)
«61» см. Ту-2С
«62» см. Ту-2Д («62»)
«62Т» см. Ту-2Т
«63» см. Ту-2СДБ
«63П» см. Ту-1
«64» 384
«65» см. Ту-2Д («65»)
«67» см. Ту-2Д («67»)
«68» см. Ту-10
«69» см. Ту-8
«73» 186, 381, 535—536
«77» см. Ту-12 («77»)
«78» см. Ту-16 («78»)
«81» Сухого П. О. см. Су-
6 (СА)
«81» Туполева А. Н. см.
Ту-14 («81»)
«81Т» см. Ту-14Т («81Т»)
«82», «83» (Ту-22) 319,
383—384, 535—536
«86» 384
«88» см. Ту-16 («88»)
«89» 383, 535—536
«100» (см. также Пе-2)
25, 163—165, 175, 192, 504
«102» см. ДВБ-102
«103» см. Ту-2 («103»)
«103В» см. Ту-2 («103В»)
«103ВС» см, Ту-2
(«103ВС»)
«ЮЗУ» см. Ту-2 («ЮЗУ»)
«104» см. Ту-2 («104»)
«105» см. ЛаГГ-3 («105»)
«ПО» 175, 281—282, 519—
520
«120» см. Ла-7 («120»)
«130» см. Ла-9 («130»)
«140» см. Ла-11 («140»)
«180» см. Ла-15 УТИ
«200» см. Ла-200
«218» 378—379, 533—534
«302» («302П») 197, 285,
288—290, 519—520
«330» см. Су-1
«360» см. Су-3
«4302» 426—427
«4303» 427
«7211» 67—69, 488—489
Двигатели
АДГ-4 132, 498
АИ-4В 465, 545
АИ-14Р 352, 355, 531
АИ-14РФ 355
АИ-26В 470, 545
АИ-26ГР 458, 545
АИ-26ГРФ 459, 461—462,
545
АИ-26ГРФЛ 469, 545
АЛ-5 372, 533
АЛ-7Ф 375, 377, 533
АМ-3 384
АМ-ЗА 535
АМ-5 121, 288
АМ-34 29, 43, 83, ПО,
174, 477, 496
АМ-34РН 26—27, 479, 490
АМ-34РНБ 26—27, 81, 490
АМ-34 PH В 26—27, 479
АМ-34ФРН 21—22, 26—
28, 81, 159—160, 477—478,
490, 503
АМ-34ФРНБ 159, 503
АМ-34ФРНВ 159, 161, 174
АМ-35 7, 22, 161, 258,
278, 517
АМ-35А 22, 160—162,
241—243, 245, 248, 261,
АМ-37 25, 36, 43, 53, 56,
75, 175, 177—178, 180,
197—198, 202, 230, 240,
242, 247, 253, 261, 278, 480,
482, 505, 508, 514—515,
519
АМ-38 7, 76, 152, 178, 199,
202, 242—243, 258—261,
266, 508, 515, 517
АМ-38Ф 249, 260—262,
264—265. 515. 517
АМ-39 180, 199, 249, 505,
515
АМ-39А 197, 250, 508, 515
АМ-39Б 197, 250, 252, 508,
515
АМ-39Ф 180, 505
АМ-39ФНВ 182, 505
АМ-42 186, 265, 267—268,
270—273, 517, 519
АМ-42Б 252, 515
АМ-42ФБ 252
АМ-43В 188, 505
АМ-43НВ 268, 517
АМ-44ТК 185, 384, 505
АМ-ТРД-02 384
АН-1 279
АЧ-30 279
АЧ-ЗОБ 36, 162—163,
279—281, 480, 503, 519
АЧ-ЗОБФ 36, 186 279—
281, 480, 505
АЧ-31 280, 395
АЧ-32 280
АЧ-40 82, 490
АШ-2 392
АШ-21 223, 295, 355, 357,
364, 409, 424, 505, 521,
KQl KQQ
АШ-62ИР 84, 136—137,
150, 411—412, 415, 418,
490, 500, 539
АШ-71 см. М-71
АШ-71Ф см. М-71Ф
АШ-72 195, 539
АШ-73 192, 389, 398, 406,
408, 420, 422, 427, 537, 539
АШ-73ТК 385, 398—399,
535
АШ-73ТКНВ 535
АШ-73ТКФН 391, 535
АШ-82 см. М-82
АШ-82А см. М-82А
АШ-82Т 394, 396, 537
АШ-82Ф см. М-82Ф
АШ-82ФН 162, 180, 186—
187, 190, 222, 226, 232, 237,
239, 248, 359, 362, 380,
394—395, 505, 508, 510,
512, 514, 532, 537
АШ-82ФНВ 200—201
АШ-83 183, 235, 505, 514
БМВ 003 (см. также РД-
20) 321, 324
Вальтер «Сагитта» 117
ВД-4К 392, 535
ВД-251 379, 533
ВК-1 328, 330—332, 336,
338, 345, 371—373, 381,
527, 529, 533, 535 ’
ВК-1 А 334—336, 375, 401,
527, 533, 537
ВК-1Ф 328, 335
558
ВК-5Ф 336, 527
ВК-105 см. М-105
ВК-105П см. М-105П
ВК-Ю5ПА см. М-105ПА
ВК-Ю5ПД см. М-105ПД
ВК-105ПФ (М-105ПФ)
166 170—173, 204, 209—
210, 213-217, 230,
294 504, 510, 512, 521
ВК-Ю5ПФ2 215, 218—219,
221, 510, 512
ВК-106 см. М-106
ВК-Ю7 (М-107) 59, 76,
168, 229, 283, 294
ВК-Ю7А 166, 172—173,
195 197, 215—216, 219—
J21 253, 294, 357, 504,
50в’ 510, 515, 521, 532
ВК-Ю7П (М-107П) 197,
281, 508, 519
ВК-108 194, 221, 508, 510
ВК-109 508
-ВРД-430 (ПВРД-430)
229, 236, 239, 514
ВРДК 253, 257, 357, 359,
815, 532
ВРДП 288—289, 519
Гйом-Рон «Мистраль-Ма-
жор» 14Krsd (см. также
Д-85) 11, 41, 138, 477,
482, 500
— «Титан» 443, 541
Д-1 АЛ 100 285, 289, 519
ДЛ0 236
Даймлер-Бенц Д В-601,
245
«Дервент» см. Роллс-Ройс
«Дервент»
«Дженит» 542
«Джипси III» 454, 542
«Джипеи VI» 94
«Джипси-Мейджор» 87,
492—493
ДМ-4 69—71, 209, 311
ЖРД Березняка А. Я.
10 000 кгс 288
— Глушко В. П. ОРМ-65
см. ОРМ-65
— Глушко В. П. 300 кгс
см. РД-1
— Глушко В. П. 1000 кгс
(НИИ-1) 197, 508
— Душкина Л. С. 1140 кгс
426
— Душкина Л. С. РД-1400
кгс см. РД-1400
— Душкина Л. С. и Глуш-
ко В. П. 140 кгс см. РДА-
1-150
Душкина Л. С. и Глуш-
ко В. П. 1450 кгс см. РД-
2М-ЗВ
— Душкина Л. С. и Што-
колова В. А. 1100 кгс см.
Д-1А-1100
— Исаева А. М. 1100 кгс
426 Испано-Сюиза 12Y brs
(см. также М-100) И —14,
83, 109, 113, 447, 494
Кертис «Конкверор» 439,
541
М-2 434—435, 442, 456,
541
М-11 78, 87—91, 94, 99,
103, 105, 116, 118, 121 —
122, 125—126, 302, 446,
448—449, 490, 492, 494,
496, 498, 523, 541—542
М-11 Г 90, 299, 494, 523
М-11Д 94, 202, 298—299,
302, 305, 311, 313, 347, 523,
531
М-11Е 89, 92, 492—493
М-НК 305, 523
М-11 Л 305
М-11М 92, 349
М-11Ф 96, 116, 202, 283,
303, 347—348, 494, 508,
519, 523, 531
М-11ФМ 255, 349—350,
М-11ФР 351—352, 432,
467, 531, 545
М-12 91, 348—349
М-17 8, 10, 83, 257
М-176 477
М-22 450—451, 542
М-23 109, 496
М-25 (см. также Райт
«Циклон») 55, 291, 449,
500
М-25А 139
М-25В 44, 450, 482, 542
М-25Е 292, 521
М-26 445, 541
М-30 161 — 162, 279
М-34 см. АМ-34
М-37 см. АМ-37
М-38 см. АМ-38
М-40 161 — 162, 279, 503
М-40Ф 519
М-62 44—46, 48, 69—70,
142, 292, 482, 484, 488, 500,
521
М-62ИР см. АШ-62ИР
М-63, 45, 69, 109, 292—
293, 482, 488, 494, 521
М-63Р 69
М-71 (АШ-71) 7, 25, 40,
43, 64—67, 70, 192, 194,
200, 232, 235, 271—272,
486, 508, 512, 514, 519
М-71Ф (АШ-71Ф) 67, 193,
271—272, 519
М-72 428
М-76 464, 545
М-81 64
М-82 (АШ-82) 7, 35—36,
50—51, 65, 137, 161 — 162,
170—171, 174, 176, 179—
180, 225—226, 230—232,
247, 266—267, 365, 406,
484, 488, 503—505, 510,
512, 517
М-82А (АШ-82А) 43, 64—
66, 200, 486, 515
М-82НВ 512
М-82Т см. АШ-82Т
М-82Ф (АШ-82Ф) 232—
233, 253, 512, 515
М-85 (см. также Гном-Рон
«Мистраль-Мажор») 29,
32,41,68,84,480,482,488,
490
М-86 32, 41, 480
М-87 32, 53, 71, 139, 149,
482, 500
М-87А 33—34, 48, 61, 72,
139, 480, 484, 488, 500
М-87Б 32, 38—39, 61, 71,
478, 480, 484, 486
М-88 25, 32, 34, 39, 41, 43,
49—50, 55,57,60—61,71 —
72, 77, 109, 136, 143, 149,
480, 482, 484, 486, 488, 494,
500
М-88А 51, 60
М-88Б 35, 49—50, 480, 484
М-88Р 55, 60, 62—63, 486
М-89 35, 55—56, 482, 486
М-90 35, 43,51,56,61,63—
64, 67, 72, 482
М-95 67
М-100 (см. также Испано-
Сюиза 12) 7, 14, 22, 84, 86,
159, 477, 490, 503
М-100А 13, 15, 159, 477,
503
М-103 7, 15—17, 22, 57, 59,
86, 96, 98, 141, 278—279,
477, 488, 492, 500
М-103П 488
М-103У 17
М-105 (ВК-Ю5) 7, 18, 22—
23, 25, 37, 43, 53, 59, 74, 96,
98, 125, 152, 162—164, 168,
174, 203, 210, 245, 277—
278, 280, 292—294, 477—
478, 482, 488, 492, 504, 519,
521
559
М-105П (ВК-Ю5П) 51, МФ-47 270, 517 РД-45 (см. также Ролле-
225, 229—230, 484, 488, 512 НИИ-1 см. ЖРД Глуш- Ройс «Нин-1») 327—328,
М-105ПА (ВК-Ю5ПА) ко В. И. 1000 кгс 381, 401, 408, 427
203—204, 207, 209, 510 «Нин-1» см. Роллс-Ройс РД-45Ф 326, 328, 331
М-105ПД (ВК-Ю6ПД) «Нин-1» 336, 338, 363, 371, 381'
170, 206, 209, 215, 504, 510 НК-12 389 383, 527, 532
М-105Р 18, 166, 169 ОРМ-65 130 РД-500 (см. также Роллс-
М-105РА 170, 172 ПВРД Бондарюка М. М. Ройс «Дервент V») 327
М-106 (ВК-Ю6) 125—126, (ПВРД-430) см. ВРД-430 342, 344, 362, 370—371
203, 206, 215, 277, 498, 510 • — Зуева В. С. см ВРДП 381, 529, 533, 535
М-107 см. ВК-Ю7 —Меркулова И. А. см. РД-1400 288, 519, 529
М-170П см. ВК-Ю7П ДМ-4 ПуВРД Д-10 см. РДА-1-150 130, 498
М-120 36, 175, 192—193, Д-10 Рено «Бенгали-4» 140 л.с.
202, 278, 311 — РД-13 см. РД-13 (см. также МВ-4) 91—92,
М-120ТК 192, 508 — на самолетах-снарядах 130, 492, 496
МБ-100 279 281 —«Бенгали-6» 220 л. (см.
МБ-102 192 Пратт-Уитни «Туин Уосп» также МВ-6) 91—92, 94,
МВ-4 (автомобильный, 137, 149, 500 116, 130, 496
80 л. с.) 133 — «Хорнет» 150, 501 — 430 л. с. 37, 128
МВ-4 (см. также Рено — R-985 AN-1 457, 545 Роллс-Ройс «Дервент V»
«Бенгали-4», 140 л. с.) 111, Райт «Циклон» (см. также (см. также РД-500) 327,
116, 130, 496 М-25) 12—13, 44—45, 83, 367, 369, 378, 381, 533. 535
МВ-6 (см. также Рено 150, 477, 482, 501, 542 —«Нин-1» (см. также
«Бенгали-6», 220 л. с.) 92, Райт J-6 146-147, 454 РД-45) 191,314 327 -328,
94,106,115—116,118,120, РД-1, -1X3 172, 221—222, 369, 377, 380—381, 527,
128,130,452,457,492,496, 236—237, 359, 405, 514, 533,535
498, 545 532 Сальмсон 45 л. с 127, 498
МГ-11 99, 103,494 РД-2М-ЗВ 113, 320— «Титан» см. Гном-Рои «Ти-
МГ-11Ф 101 —102, 106,494 321,527 тан»
МГ-31 99, 122, 147, 313, РД-ЗМ 535 ТР-1 324, 361, 367. 377,
494, 498 РД-Ю (см. также Юмо 400, 532—533, 537
МГ-31Ф 103, 116, 147, 457, 004) 195, 339—340, 359, ТР-1 А 362, 527, 532
494, 496, 500, 545 365—366, 369, 529, 532— ТР-3 363, 384, 532
МГ-40 102—103, 494 533 • «Туин Уосп» см Пратт -
«Мерлин» см. Роллс-Ройс РД-ЮФ 341, 365—367, Уитни «Туин Уосп»
«Мерлин» 369, 529, 533 «Хорнет» см. Пратт-Уитни
«Митраль-Мажор» см. РД-13 239, 514 «Хорнет»
Гном-Рон «Мистраль-Ма- РД-20 (см. также БМВ «Циклон» см. Райт «Ци-
ЖОр» 003) 321, 324, 527 клон»
ММ-1 114___115 496 РД-20Ф 527 Юмо 004 (см. также РД-
РД-21 527 10) 314
ИМЕННОЙ УКАЗАТЕЛЬ
Аболдуев М. С. 435
Абрамов В. И. 153
Агронин А. Г. 44
Адамович Н. В. 235
Адлер Е. Г. 130, 339
Алексеев А. Д. 280, 407
Алексеев М. Ю. 16
Алексеев Р. Е. 426
Алексеев С. М. 226, 235,
377—379, 533
Алкеннс Я- И. 67
Амет-Хан С. 338, 432
Андреев А. А. 289, 327
Яйдрианов Н. И. 241
Анохин С. Н. 209,290,315,
№7, 338, 341, 344, 346—
§47, 363, 379, 432
Антипов Ю. А. 4, 338
Антонов Д. И. 435
Антонов О. К. 96, 128, 315,
Д19, 408—409, 411, 539
Дрлазоров М. С. 226
Арсон А. Д. 44
Архангельский А. А. 12,
14; 19—20, 84, 164
Арнеулов К. К. 336
Вазенков Н. И. 175
Байдуков Г. Ф. 28, 81, 407
Байкалов М. К. 458, 472
Вайкузов Н. А. 86, 276
Бакшаев Г. И. 121 — 122,
124—126, 299—300, 305,
523—525
Балуев А. П. 175
Барсуков В. В. 207
Бартини Р. Л. 84—85, 109,
175, 275—276, 405—408,
537
Бахчиванджи Г. Я- 287—
288
Бекин Б. С. 37
Беленков А. К. 261, 371
Белостоцкий А. Ф. 44
Беляев В. Н. 36—37, 128,
406
* Кроме авторов книг,
указанных в списке лите-
ратуры на стр. 547—
549
Беляков А. В. 81
Бемов С. А. 469
Бенинг П. Г. 20, 44, 126
Березин М. Е. 43, 170, 172,
219, 235, 474—475
Березняк А. Я. 285, 287
Бериев Г. М. 139, 143, 319,
419—420, 539
Бисноват М. Р. 74—75,
288—289
Блинов Б. С. 455
Блюхер В. К. 144
Богатырев Б. В. 435
Богородский А. П. 376
Болдырев А. И. 428
Болховитинов В. Ф. 25—
26, 28, 57, 59—60, 174, 285
Бондарюк М. М. 229, 236
Бонин А. Р. 175
Боровков А. А. 67, 69, 71
Бортновский К. А. 65
Брагинский Ю. С. 463
Братухин И. П. 434—435,
439, 444, 452, 456—457,
463, 541, 543, 545
Бровцев С. Г. 473
Брунов А. Г. 130, 224
Бряндинский А. М. 32
Бундин М. П. 475
Бункин К. А. 435
Бюшгенс Г. С. 285
Васенко А. Б. 154
Васильченко А. Г. 389 ,
Васин В. П. 376
Васякин М. П. 176, 179
Веневидов И. В. 44, 76,
169, 336
Верников Я. И. 338
Вигдорчик С. А. 175
Виллиш А. Ю. 76
Виницкий В. В. 473
Вишневская И. Н. 87
Владимиров С. В. 475
Волков А. А. 260, 475
Волков А. И. 91
Володин Н. П. 411
Воробьев Г. Н. 128
Воронин П. А. 242
Ворошилов К- Е. 288
Галковский Н. Я. 28
Галлай М. Л. 20, 117, 133,
172, 290, 323, 338, 365,
375—376, 379, 389, 473
Голубков А. П. 47, 163
Гончаров В. Н. 4
Горбунов В. П. 223—225,
229—230
Гордюков Н. Т. 4
Гордиенко М. X. 32
Горский В. П. 113
Грацианский А. Н. 4
Грибков П. П. 475
Грибовский В. К. 95, 117—
118, 154, 496
Григоров 152
Григорович Д. П. 46, 99,
224
Григорьев В. П. 303
Гризодубов С. В. 132,
498—499
Гризодубова В. С. 48, 89
Гринчик А. Н. 36, 53,
257, 323
Гроза И. Р. 83
Громов М. М. 22, 48, 81,
84, 118, 151, 159, 180
Груздев К. А. 227, 287
Грушин П. Д. 53, 55, 226
Гудков М. И. 223—226,
230—231, 240
Гураев Д. О. 77
Гуревич М. И. 224, 241 —
242, 320
Гусарев А. Н. 113, 115
Гусев 278
Давыдов А. В. 236—237
Данилин С. А. 81
Дегтярев В. А. 474
Деев А. П. 253
Делоне Н. Б. 36
Дементьев П. В. 113, 242
Диденко В. А. 415
Диль И. И. 76
Гарнаев Ю. А. 376
Гласс Ф. Г. 91
Глушко В. П. 130, 221,237
320, 359, 405
Годовиков Н. Н. 28
Головин П. Г. 24, 127
Голофастов В. Е. 247
Дмитриевский В. И. 81
Добротворский А. М. 279
Добрынин В. А. 392
Докучаев А. А. 435
Долгов А. К. 268
Доллежаль В. А. 171, 206,
215
Дракин И. И. 86
Дубринский В. П. 411
Дубровин А. А. 45, 130,
224
Душкин Л. С. ИЗ, 130,
209, 285, 288, 320, 426—
427
Егер С. М. 175
Егер Э. 114
Егоров Ю. А. 4
Екатов А. Н. 243
Елагин В. Н. 290
Епишев А. Ф. 317
Ермолаев В. Г. 48, 86,
275—277, 280—281, 519
Ефимов А. А. 379
Ефимов М. М. 104
Ефремов Н. И. 151 —152
Жбанов К. В. 82
Жданов В. И. 192
Желковский С. Я. 44
Жемчужин Н. А. ИЗ
Жеребцов Б. Я. 435, 4631
Живоглядов В. В. 148
Жирных Г. А. 475
Жуков А. И. 60, 257
Жуковский Н. Е. 158
Журавлев П. А. 250
Журавченко А. Н. 371
Журов И. С. 13
Заславский Г. М. 349
Засыпкин Ю. В. 2, 4
Заниборщ Ю. X. 4
Затван Д. А. 37
Звонарев Н. И. 365
Зуев В. С. 288
Зусман 302
Иванов И. И. 205
Иванов М. И. 339, 342
Ивановский А. А. 452
Иващенко И. Т. 327, 332
Ивченко А. Г. 465, 470
Изакко В. 453—454, 542,
544
Изаксон А. М. 163, 168,
434—435, 455—456, 464,
466, 470
Израецкий Л. И. 317
Ильинский Д. Н. 139
Ильюшин С. В. 29, 73,
88, 164, 257—259, 319,
394—395, 400—401, 537
Ингаунис Ф. А. 144
Иордан В. В. 76, 336
Иосифьян А. Г. 455
Исаев А. М. 59, 285, 426
Ицкович 3. И. 59, 95, 128,
130
Кабанов А. И. 57
Каганович М. М. 224
Казанли'А. Д. 276
Калинин В. А. 415
Калинин К. А. 44, 311
Калихман 327
Камов Н. И. 99, 319, 433—
435, 441, 443, 451—452,
463—464, 466, 469, 541 —
545
Кан С. Н. 77
Кантор Д. И. 389
Каплюр О. Ф. 223
Карпов В. А. 456
Картуков И. И. 430
Картушев М. Ф. 276
Каспаров М. А. 299
Кастанаев Н. Г. 26, 28
Касяненко, братья 76
Квашин В. К. 435
Келдыш М. В. 164
Кербер Л. Л. 28, 175, 190
Клепикова О. В. 409
Климов В. Я. 192, 328, 381
Климушкин Г. С. 344
Кожедуб И. Н. 235
Козлов И. Ф. 10
Козлов С. Г. 76—77
Козырев С. 450
Кокин А. К. 218
Коккинаки В. К. 29, 32, 36,
258—260, 395, 401, 404
Коккинаки К. К. 335, 401
Колесников Д. Н. 432
Кол паков-Мирошничен-
ко Л. Д. 76
Комарицкий И. А. 474
Кондратьев Б. К. 316
Кондратьев В. В. 224
Кондратьев В. П. 4
Корженевский Э. И. 37
Королев С. П. 130, 172
175, 194, 311
Косарев А. Ф. 374
Косминков К. Ю. 2, 4
КоссовМ. А. 101 —102, 304
Костиков А. Г. 285, 288
Костышкин В. С. 82
Кочеригин С. А. 40, 42—
43, 72, 133, 258
Кочетков А. Г. 240, 365
375—376
Кош иц Д. А. 36, 443
Крамчанинов В. П. 411
Красильщиков П. П. 128
Кржижевский А. В. 148
Кричевский С. С. 78
Кроль А. А. 44, 126
Крылов В. Я. 147—148
Кубышкин А. Г. 72
Кудрин Б. Н. 23—25, 45,
57, 126, 287—288, 290
Кузнецов 102
Кузнецов В. А. 435, 444,
447, 451, 541—544
Кузнецов К. Д. 144
Кузьмин С. И. 44
Кулик М. М. 308—309
Курицкес Я. М. 26
Курчевский Л. В. 10
Лавочкин С. А. 55, 65
223—226, 235—236, 319,
327, 365, 367, 369, 377, 533
Лазарев А. А. 44, 126
Лазарев И. Г. 247
Лаписов В. П. 435, 441
Лебедев Н. М. 297
Леваневский С. А. 28, 134,
150
Левков В. И. 151
Левченко В. И. 28, 134
Леонтьев Н. Е. 37
Липатов М. В. 305
Липкин М. А. 24, 26
Лисунов Б. П. 135
Лодыгин А. Н. 433
Ломоносов М. В. 433
Лунин С. Г. 475
Люлька А. М. 324, 361 —
362, 365, 372, 377, 400—
401, 409
Ляпин М. В. 313
Мазурук И. П. 407
Максимов Д. С. 86, 276
Максимов Л. М. 67, 69
Мальков 143
Марков Д. С. 175
Марков И. В. 164
Марунов В. П. 187
Марьин Л. Н. 302
Матвеев В. А. 86, 276
Матюк И. 3. 241
Мацицкий Д. Т. 435
Машковский С. Ф. 367, 374
Медникова Е. М. 87
Меерсон С. М. 194
Менделеев Д. И. 154
Меркулов И. А. 69—70,
9П9 4RQ
Микоян А. И. 65, 73, 224,
236, 241—242, 257, 319—
321, 365
Микулин А. А. 241
Миль М. Л. 319, 434—435,
451—452, 463—464, 470—
562
471, 542, 544—545
Минц А. Л. 190
МируЦ В. А. 175, 178
Михайлов А. Н. 435
Михельсон Н. Г. 104, 106
Можаровский Г. М. 44, 76,
169, 336
Моисеев Я- Н. 26
Молоков В. С. 96
Москалев А. С. 20, 109—
НО, ИЗ, П7, 496
Москатов К- А. 91, 94, 301
Мостовой С. А. 136, 298,
309
Муратов Г. А. 96
Мясищев В. М. 21, 134,
171, 174—175, 192, 194—
196* 508
Надашкевич А. В. 175, 186,
474
Надирадзе А. Д. 151 —152
Няшекин Е. Ф. 338
Йевдачин В. П. 194
Меаваль И. Ф. 159,161,163
Некрасов А. И. 83
Некрасов Н. С. 163
Неман И. Г. 44, 46
уНеменов В. Я. 475
Нижний В. И. 369
Ннкашин А. И. 225, 232,
241
Никитин В. В. 29, 98—99,
102—104, 106—107, 109,
494
Никитин И. я. 435
Николаев Н. И. 69
Новодранов 278
Нудельман А. Э. 229—230,
264, 331, 475—476
Нуров Н. Г. 194
Нюхтиков М. А. 26, 28, 40,
175, 177—178, 182,213, 389
Обрубов П. Н. 37
Опадчий Ф. ф. 182, 185,
187, 194, 381, 389
Орлов М. В. 276
Оттен П. Л. 194
Палло А. В. 131
Патон Е. О. 263
Пахомов А. К. 426
Пашинин М. М. 73, 427
Пашкевич А. Е. 418
Перелет А. Д. 180, 182,
186, 190, 381, 383, 389
Перескоков 226
Петляков В. М. 158—159,
161, 163—164, 168, 175, 192
Петров И. Ф. 81
Петров М. Н. 175
Петрунин В. Г. 435
Пикар О. 154
Пионтковский Ю. И. 87—
89, 91, 204
Побежимов Г. Т. 28
Покрышкин А. И. 247
Полбин И. С. 174
Поликарпов Н. Н. 22, 25,
46,55,60—61,64—67,72—
73,99, 125, 155—156, 196—
198, 200, 202—203, 241 —
242, 248, 299—300, 302—
304, 486, 508
Поликовский В. И. 288
Полищук К- Е. 194, 406
Пономарев К. И. 457,
462
Попов А. А. 236, 365, 377,
379
Попов К. К. 13
Преман Э. Ю. 69
Проскуряков А. П. 435
Прошаков А. Г. 63, 218
Пусеп Э. К. 162
Путилов А. И. 167—168,
170—171, 174, 194, 455
Пышнов В. С. 314
Радченко И. В. 411
Раскова М. М. 89
Расторгуев В. Л. 92, 221 —
222, 347
Рафаэлянц А. Н. 95, 304,
523—525
Резунов М. А. 82
Рентель В. Ф. 147—148
Рихтер А. А. 331, 475—476
Ришар П. Э. 224
Розенфельд А. А. 168
Ромодин В. А. 241—242
Ротенберг А. Г. 65
Рыбко Н. С. 36, 113, 159,
389, 432
Рыжков Л. И. 223—224
Рябенко Т. В. 139, 144
Савельев Д. И. 441
Самарин Т. Т. 40
Сапрыкин Т. П. 175
Самсонов П. Д. 143, 150,
357
Саукке Б. С. 175
Свердлов И. А. 77
Сверчевский Т. К. 276
Свищев Г. П. 326, 426
Седов Г. А. 218, 335
Селецкий Я. И. 241
Селяков Л. Л. 37
Серебрийский Я. М. 326
Сиерва X. 441—442, 444,
454, 542, 544
Сикорский И. И. 150, 464
Сильванский А. В. 77, 224
Синельников А. В. 303
Синелыциков Н. В. 276
Скржинский Н. К. 435,
441, 443, 449—450, 541 —
544
Смирнов В. В. 276
Смирнов 463
Смолин А. А. 133
Смолин В. А. 352
Соколов Н. А. 175
Соколовский О. В. 371 —
372
Солнцев Г. И. 435
Софронов С. И. 169
Спивак И. П. 4
Спирин И. Т. 81
Сталин И. В. 45, 96, 243,
288
Станкевич Ю. К. 56
Старинин Ю. Л. 463
Степанец А. Т. 4
Степанченок В. А. 67
Стерлин А. Э. 175
Стефановский П. М. 23,
53, 67, 69, 72, 81, 98, 118,
164—165
Стригунов В. М. 72
Струминский В. В. 326
Стурцель Ю. Б. 77, 224
Сузи Т. П. 61
Султанов И. Г. 2, 4
Супрун С. П. 61, 247
Суранов А. С. 475
Сутугин Л. И. 91
Сухой П. О. 46—48, 51,
82, 163, 236, 253, 271, 273,
281, 319, 357—358, 361,
364—365, 484, 505—506,
519, 532
Сухомлин И. М. 139
Таиров В. К. 55—56, 74
Тарасов И. В. 192
Таубин Я. Г. 227, 240
Тезавровский В. В. 469
Тетерюков А. М. 148, 316—
317
Тиняков Г. А. 473
Тихонравов М. К. 288—
289
Токарев Ф. В. 474
Толстых И. П. 20
Томашевич Д. Л. 175, 281,
283, 519
Торопов И. И. 170
Трескин С. А. 136, 232
Туполев А. Н. 8, 10, 12,
19—20, 26, 36, 47—48,
84, 158—159, 163, 174—
176, 186, 192, 281, 319,
364, 379, 384
563
Уляхин Е. Г. 61, 63, 65
Уншлихт И. С. 83
Урмин Е. В. 51
Фалькович В. Е. 266
Федоренко Е. О. 147
Федоров В. П. 131
Федоров И. Е. 236, 365,
367, 369, 371
Федосеев Н. Д. 91, 118
Федрови П. Я. 207, 218
Фиксон Н. Д. 117, 131
Филатов 298
Филиппов В. 212
Фролов И. Ф. 67, 69, 71,
426
Фокин П. Ю. 73
Фоккер А. 117
Холщевников К. В. 253,
357
Хомяков В. И. 369
Христианович С. А. 288,
326
Хруничев М. В. 323, 407
Ценципер 3. П. 276
Цыбин П. В. 430, 432
Чаромский А. Д. 36, 82,
162, 279
Челомей В. Н. 281
Червинский 59
Черановский Б. И. 120—
121, 496
Черемухин А. М. 175,
433—435, 437—438, 541,
543
Чернавский А. П. 21, 113,
151
Чесалов А. В. 288
Четвериков И. В. 117, 290,
292, 295,'297, 521
Чечубалин Н. А. 136, 309
Чижевский В. А. 78, 154,
175
Чкалов В. П. 23, 61, 99
Чулков В. С. 77
Шавров В. Б. 3—4, 6,
144, 147, 159, 224, 298, 409,
426—427, 474, 523—525
Шаталов Ю. Т. 194
Шауров Н. И. 40
Шахурин А. И, 281, 285
Шварц Э. И. 96
Швецов А. Д. 225, 392
Шебанов Н. П. 86, 276
Шевнин И. М. 144
Шевченко В. В. 102, 107
Шекунов Е. П. 406
Шелест И. И. 151, 249,
376
Шенкман А. Б. 277
Шереметев Б. Н. 127
Шестаков С. А. 168
Шишкин С. Н. 288
Шишмарев М. М. 26, 77
Шинкаренко Ф. И. 205
Шиянов Г. М. 74, 109, 237
324, 363, 376
Шпитальный Б. Г. 22
64—65, 228, 230, 474—475
Штоколов В. А. 285
Шубралов В. А. 182
Щербаков А. Я. 131 —132
154—156, 170, 195, 209,
299, 311—314
Экономов П. И. 452—453
Юганов В. Н. 327
Юмашев А. Б. 81, 118, 151
219
Юрьев Б. Н. 314, 433—
435, 452, 454—455, 464
541, 543
Юхарин В. И. 37
Якимов А. П. 249, 252
Яковлев А. С. 65, 86—88,
92, 96, 158, 164, 203—204
212, 236, 285, 319, 339 ’
347, 357, 365, 409, 434
463—464, 466, 492, 529
531, 545
Яковлев В, М. 279
Яковлев П. В. 115
Якубов И. Ф. 426
Янармо К. В. 171
Яровицкий В. Д. 77, 289
Ярцев С. Я. 260, 475
Яценко В. П. 71—73
ОГЛАВЛЕНИЕ
От издательства...................................................... 3
Предисловие к первому изданию........................................ 5
Глава 1. Самолеты предвоенных лет.................................... 7
Бомбардировщики и многоцелевые самолеты конструкции А. Н. Туполева 8
Первый скоростной бомбардировщик СБ....................... 11
Многоцелевые самолеты Н. Н. Поликарпова........................ 22
Дальний бомбардировщик ДБ-А В. Ф. Болховитинова................ 25
Первые самолеты-бомбардировщики ОКБ С. В. Ильюшина............. 29
Работы В. Н. Беляева........................................... 36
Скоростные разведчики и штурмовики............................. 40
Работы ОКБ С. А. Кочеригина.................................. 40
Самолеты Харьковского авиационного института (ХАИ)........... 44
Самолеты «Иванов»......................................... 45
Самолет А. П. Голубкова................................... 47
Работы П. О. Сухого в ЦАГИ и первые самолеты ОКБ П. О. Сухого 47
Работы П. Д. Грушина...................................... 53
Самолеты ОКБ В. К. Таирова.................................. 55
Работы В. Ф. Болховитинова..................................... 57
Истребители ОКБ Н. Н. Поликарпова............................. 60,
Работы А. А. Боровкова и И. Ф. Флорова......................... 67
Работы В. П. Яценко............................................ 71
Работы М. М. Пашинина....................................... 73
Работы ОКБ М. Р. Бисновата..................................... 74
Самолет Г. М. Можаровского и И. В. Веневидова.................. 76
Самолет С. Г. Козлова.......................................... 76
Самолет А. В. Сильванского..................................... 77
Работы бюро особых конструкций (БОК)........................... 77
Конкурс на скоростные транспортные самолеты.................... 82
Самолеты А. С. Яковлева........................................ 86
Самолеты В. В. Никитина........................................ 98
Работы А. С. Москалева......................................... 109
Работы В. К. Грибовского....................................... И7
Последние работы Б. И. Черановского............................ 120
Работы Г. И. Бакшаева.......................................... 121
Другие легкие самолеты......................................... 126
Лицензионные самолеты.......................................... 133
Морские самолеты.............................................. 137
Работы ОКБ Г. М. Бериева..................................... 139
Самолет П. Д. Самсонова...................................... 143
Самолеты В. Б. Шаврова....................................... 144
Самолет В. Ф. Рентеля и В. Я. Крылова........................ 147
Американские самолеты........................................ 148
565
Самолет на воздушной подушке.................................... 151
Ознакомление с иностранной техникой............................. 152
Работы по системе инертного газа в топливной системе самолета 152
Первые герметические кабины (ГК) в СССР......................... 154
Глава 2. Самолеты периода Великой Отечественной войны (1941 —
1945 гг.)
157
Работы В. М. Петлякова в ЦАГИ и самолеты ОКБ В. М. Петлякова 158
АНТ-42 (ТБ-7, Пе-8)........................................ 159
Пе-2 («Петляков-2»)........................................ 163
Самолеты ОКБ А. Н. Туполева.................................. 174
Самолет Ту-2............................................... 175
Самолеты ОКБ В. М. Мясищева.................................. 192
Последние самолеты Н. Н. Поликарпова......................... 196
Истребители Як............................................... 203
Работы ОКБ С. А. Лавочкина....................................223
Самолет М. И. Гудкова.........................................240
Работы ОКБ А. И. Микояна и М. И. Гуревича.................... 241
Штурмовики ОКБ С. В. Ильюшина................................ 257
Штурмовики ОКБ П. О. Сухого.................................. 271
Самолеты ОКБ В. Г. Ермолаева................................. 275
Самолеты Д. Л. Томашевича.................................... 281
Первые самолеты с ЖРД........................................ 285
Самолеты ОКБ И. В. Четверикова............................... 290
Модификация самолета У-2 (1939—1944 гг.)............• • • 297
Самолеты По-2.................................................304
У-2 на гусеничном шасси Н. А. Чечубалина......................309
Работы ОКБ А. Я. Щербакова................................... 311
«Крылья танка»............................................... 314
Взлетные лыжи................................................ 316
Глава 3. Послевоенные самолеты (1945—1950 гг.).................... 318
Работы ОКБ А. И. Микояна и М. И. Гуревича..................... 320
Самолет МиГ-9............................................... 321
Самолет МиГ-15 ............................................. 324
Самолет МиГ-17.............................................- 332
Реактивные истребители ОКБ А. С. Яковлева..................... 339
Легкие и пассажирские самолеты ОКБ А. С. Яковлева............. 347
Самолеты ОКБ П. О. Сухого..................................... 357
Работы ОКБ С. А. Лавочкина.................................... 365
Работы С. М. Алексеева........................................ 377
Работы ОКБ А. Н. Туполева..................................... 379
Фронтовые бомбардировщики................................... 380
Дальние бомбардировщики..................................... 384
Самолеты ОКБ С. В. Ильюшина................................... 394
Самолет Ил-12............................................... 394
Самолет Ил-14................................................396
Самолет Ил-28 .............................................. 401
Работы Р. Л. Бартини ......................................
Работы ОКБ О. К. Антонова...........................* • •
Самолет Ан-2............................................
Гидросамолеты ОКБ Г. М. Бериева............................
566
Экспериментальный самолет № 4302 И. Ф. Флорова .
’ Самолет С-82 М. М. Пашинина........................ . 427
Самолет «Болдырев» с колеблющимся предкрылком ...
Работы П. В. Цыбина по тяжелым десантным планерам и самолетам
для исследования аэродинамики околозвуковых скоростей 43д
Глава 4. Винтокрылые летательные аппараты (1926—1950 гг.) 433
Вертолеты ' 434
Автожиры и другие летательные аппараты 441
Работы А. Г. Иосифьяна по привязному электровертолету лгс
Работы ОКБ-3 И. П. Братухина...........
Работы ОКБ Н. И. Камова .... 4g4
Вертолеты ОКБ А. С. Яковлева.............
Работы ОКБ М. Л. Миля .
.............................................................. 470
Глава 5. Артиллерийское (стрелковое) вооружение советских самолетов
1918—1950 гг. (краткий обзор) . . '474
Приложение......................................................... 477
Слисок литературы...................
..................................... 547
Указатели .... '
......................................550
СПРАВОЧНОЕ ИЗДАНИЕ
Вадим Борисович Шавров
ИСТОРИЯ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТОВ В СССР
1938— 1950 гг.
Редакторы Е. И. Кравченко, И. Н. Мымрина
Художественный редактор В. В. Лебедев
Переплет художника В. Н. Конюхова
Технический редактор Л. А. Макарова
Корректоры Т. В. Багдасарян, Н. Г. Богомолова
И Б № 4433
Сдано в набор 21.05.86. Подписано в печать 11.11.87. T-19252. Бумага офсетная № 1.
Гарнитура литературная. Печать офсетная. Усл. печ. л. 35,5. Усл. кр.-отт. 35,5.
Уч.-изд. л. 39,43. Тираж 20 000 экз. Заказ 182. Цена 3 р. 40 к. Заказ 374.
Ордена Трудового Красного Знамени издательство «Машиностроение»
107076, Москва, Стромынский пер., 4.
Ленинградская типография № 2 головное предприятие Ордена Трудового Красного
Знамени Ленинградского объединения «Техническая книга» им. Евгении Соколовой
Союзполиграфпрома при Государственном комитете СССР по делам издательств,
полиграфии и книжной торговли.
198052, г. Ленинград, Л-52, Измайловский проспект, 29.
Отпечатано с диапозитивов в Ленинградской типографии № 6 ордена Трудового Красного
Знамени Ленинградского объединения «Техническая книга» им. Евгении Соколовой
Союзполиграфпрома при Государственном комитете СССР по делам издательств, полиг-
рафии и книжной торговли. 193144, г. Ленинград, ул. Моисеенко, 10.