в.«о. БОЛХОВИТПНОВ

В. Ф. БОЛХОВИТИМОВ
ПУТИ РАЗВИТИЯ
ЛЕТАТЕЛЬНЫХ
АППАРАТОВ
ГОСУДАРСТВЕННОЕ
НАУЧНО-ТЕХНИЧЕСКОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
ОБОРОНГИЗ
Москва 1962

В книге кратко изложена история развития летательных
аппаратов. Проанализированы причины, определявшие
возникновение и отмирание отдельных образцов, а также скачки и
повороты в процессе развития данного вида техники. Показано,
как применялись летательные аппараты, как использовала
техника достижения науки, какие требования к технике и науке
выдвигала практика применения и как в результате их
взаимодействия шло развитие летательных аппаратов.
Книга рассчитана на широкий круг инженерно-технических
работников, связанных с проектированием, производством и
эксплуатацией летательных аппаратов.
Рецензент докт. тех. наук, профессор С. В. Ильюшин
Редактор ннж. А. И. Соколов
Зав. редакцией С. Д. Красильников

ПРЕДИСЛОВИЕ
Процесс развития любой области техники, созданной трудом
человека, обусловлен взаимодействием между непрерывно
развивающимися наукой и практикой применения техники. При этом
неизбежно взаимное влияние науки и практики-
Творческая деятельность инженера немыслима без ясного
понимания этого взаимодействия и взаимовлияния, которое может
быть получено на основе изучения и анализа истории развития
интересующей его области техники.
Многочисленные «Истории развития» не обеспечивают этой
возможности, так как в них обычно в хронологическом порядке
только перечисляются объекты! данного вида техники без достаточного
анализа (процесса их развития.
Такой анализ требует установления критериев для отбора
фактов, позволяющих делать выводы и обобщения. Не менее важным
является также отбор образцов, отражавших качественные скачки
развития данной области техники, выяснение причин
возникновения и отмирания таких образцов. Таким образом, для изучения
истории развития любой области техники прежде всего
необходима методика, позволяющая проследить и проанализировать ее
развитие.
Очевидно, при этом нельзя ограничиться данными только по
какой-либо одной отрасли техники, а необходимо учитывать и
взаимосвязи между ними.
В настоящей книге автор сделал попытку изложить историрэ
развития летательных аппаратов, причем сначала в ней описаны
методы анализа их развития, а затем с помощью этих методов
выяснено то основное, что двигало эту отрасль техники вперед.
Описано, как в результате взаимодействия науки, техники и практики
применения шло развитие летательных аппаратов.
В основном в книге рассматриваются самолеты, почти люлвека
определявшие развитие летательных аппаратов, и только в конце
говорится о современные видах летательных аппаратов на основе
материалов, опубликованных в отечественной и зарубежной
печати.
3

ВВЕДЕНИЕ
В развитии многих видов техники довольно резко различаются
два периода: один — период возникновения, становления этой
техники; другой — период ее применения, жизни и развития. Хотя
оба периода, как единое целое, вызывались к жизни требованиями
практики и обусловливались возможностями техники своего вре-
хмени, тем не менее они по своим целям коренным образом
отличались друг от друга.
Целью первого периода было создание работоспособных
образцов, которые выполняли бы свое основное назначение,
отличавшее их от других видов существовавшей до них техники: для
первых автомобилей — передвигаться по земле без помощи
мускульной силы; для первых пароходов — передвигаться по воде без
помощи ветра и течения; для первых ткацких машин — двигать
челнок без помощи рук человека; для первых веялок — веять без
помощи ветра; для первых самолетов — подниматься в воздух и
летать достаточно надежно.
Целью второго периода было всевозможное улучшение
начальных образцов и, когда требовалось данный вид техники
производить в больших количествах,'—всемерное упрощение производства.
Первые периоды, периоды становления, подчинялись в
основном тем условиям, которые определяли возможности
существования того или иного объекта. Так, паровая машина Ньюкомена
1729 г. только качала воду из шахт, но не могла передвигать
повозки, приводить в движение станки.
Вторые периоды, периоды применения, подчинялись в основном
тем условиям, от которых зависели применение и производство
объекта. Та же паровая машина в 1784 г. (машина Уатта) уже
использовалась в качестве силовой установки для многочисленных
целей.
Приступая к рассмотрению начального периода развития
авиации, познакомимся с условиями существования самолета,
определявшими этот и последующие периоды развития летательных
аппаратов. Условия применения и производства рассмотрим
позже, когда нам придется встретиться с практикой применения
самолетов и возникшей необходимостью производить их в больших
количествах.
4

УРАВНЕНИЕ СУЩЕСТВОВАНИЯ
Наши знания о природе и происходящих в ней 'процессах
выражаются многими законами различных наук. Эти науки стали
очень многочисленны и потребовали специализации людей,
занимающихся • ими. Однако техника усложняется настолько, что
требует участия в ее создании все большего и большего
количества различных специалистов.
Каждый из этих специалистов (для самолета это специалисты
по аэродинамике, по прочности, конструкторы, технологи,
производственники, двигателисты, электрики, радисты, вооруженцы
и пр.) обеспечивает надежность и эффективность работы своей
отрасли техники. В самолете же все эти отрасли работают
совместно. Последнее обстоятельство требует таких обобщений, которые,
не вдаваясь в детали, относящиеся к компетенции узких
специалистов, давали бы возможность установить основные условия и
связи, по которым в самолете взаимодействуют различные
специальные виды техники. К таким обобщениям относятся условия
существования, применения и производства рассматриваемого
аппарата в целом.
Потребность в установлении этих условий существует в любой
отрасли техники, но в одной она менее остра, в другой может быть
очень острой. Например в машиностроении, в результате
несоблюдения требований экономии металла станок может быть
перетяжелен, но он будет работать. Иное наблюдается в тех областях
техники, где образцы и степень использования их возможностей
достигли высокого уровня развития и совершенства. В таких
областях техники без знания условий существования образца нельзя
удовлетворить требованиям практики и обеспечить дальнейшее
быстрое ее улучшение. Например, практическое применение
самолета возможно только при его высоком техническом
совершенстве. Перетяжеленный самолет может и не взлететь.
Требования, выдвигаемые практикой как в прошлом, так и
в настоящее время, обусловили очень быстрое развитие самолетов
и заставили разработать условия его существования, применения
и производства. В прошлом были сделаны попытки отыскать эти
условия путем .определения наиболее рациональной, с точки зрения
качества самолета, аэродинамической схемы; выбора наиболее
выгодного, с точки зрения веса и прочности (удельная прочность),
5

материала; наиболее выгодной, с точки зрения веса (авиационный
вес), конструкции; наиболее выгодного по свободной мощности
двигателя.
Окончательная отработка условий существования самолета
стала возможной в 1945—1946 гг., условий применения —в 1950—
1951 гг., а условий производства в 1953—1954 гг.
Смысл первого условия — условия существования самолета—'
сводится к следующему. Различные свойства самолета изучаются
различными науками: аэродинамические — аэродинамикой,
прочностные — строительной механикой, тепловые процессы —
термодинамикой и т. д. Углубленное изучение какого-либо одного
свойства самолета всегда требовало отвлечения от многих других его
свойств, так как в противном случае изучение просто было бы
невозможным из-за обилия свойств и сложности их взаимосвязей.
Так, аэродинамика отвлекается от прочности, веса, эксплуатации,
применения, производства и т. д. Но такое изучение, давая
закономерности и связи только определенных свойств, оставляло
открытым вопрос взаимодействия их со свойствами, которые при
рассмотрении были исключены. Такое изучение, естественно, не
давало ответа на вопросы, какой комплекс свойств мы могли бы
считать реально осуществимым в отдельном объекте при данном
уровне развития техники. Ответ на этот вопрос и должны дать условия
существования объекта.
Этими условиями должны определяться реально возможные
соотношения количеств различных заданных качеств. Поясним это
двумя примерами.
1. Из аэродинамики известно, что скорость полета
По этой формуле, если самолет обладает тягой Р = 50 000 кг на
высоте, где р =0,001, и имеет сх = 0,01 и 5=1 ж2, то скорость его V
будет равна 105 м/сек. Однако приведенная формула не отвечает
и не может ответить на вопрос, возможен ли реально такой
самолет, так как она выведена в «предположении, что получение в
одном аппарате заданных Р, р, сх и S возможно.
2. Наибольшая дальность у дозвукового самолета с
турбореактивным двигателем достигается почти на потолке, где скорость
равна примерно 0,7Ктах, т. е. при максимальном
аэродинамическом качестве самолета. С другой стороны, из аэродинамики
известно, что при весе самолета G потребная тяга в полете на
потолке будет равна G/K™*. Таким образом, при удельном расходе
топлива на высоте Н, равном ср> расход на километр пути
G-Cp
ск -= ,
а дальность при запасе топлива GT
г GT GT 0,7Vmax ts
Lmax — ■ ~ *v max-
cK G cp
6

По этой формуле самолет, имеющий Ктах = 25, 1/тах = 1000 км/час,
G\-.'G = 0,5 и Ср = 0,3, обладает дальностью полета 11000 км.
Па вопрос, возможно ли такое количественное сочетание
указанных выше характеристик самолета, уравнение не отвечает и не
может ответить, так как оно выведено в предположении, что такие
характеристики существуют. Однако приведенные формулы
необходимы для аэродинамики (да и для других наук) как прием
отвлечения от факторов, не являющихся предметом ее изучения.
Как же решить задачу о выборе реально возможного комплекса
свойств самолета и какие из них надо при этом брать за основу?
В аэродинамике основой являются уравнения движения тела,
в прочности — уравнения равновесия сил. А что будет являться
основой в конструкции создаваемого или уже существующего
самолета?
Конструкция самолета — это прежде всего материал,
соответствующим образом обработанный человеком. Отдельные части
конструкции взаимодействуют согласно желанию человека, основанному
на знании им законов природы. Весь самолет, таким образом,
можно рассматривать как некоторое овеществление этих законов
человеком.
При выбранном Способе овеществления любого свойства тела
всегда справедливо следующее положение: каждое из свойств
пропорционально массе вещества, которой были приданы формы,
обеспечившие возникновение и существование этого свойства.
Коэффициент же пропорциональности выражает уровень техники,
соответствующий рассматриваемому времени. Таким образом,
эквивалентом количества рассматриваемого свойства является та масса
вещества, которая подвергалась формированию. Так, если
запроектировать двигательную установку мощностью в N л. с. с удельным
весом ч на л- с-> то для ее осуществления (овеществления)
потребуется N4=GJ{.y килограммов материалов. Таким образом,
мощность N как основное свойство двигательной установки,
определяется уровнем ее технического совершенства, т. е. удельным весом ч
и массой (весом) самой двигательной установки. К такому же
выводу можно прийти и при рассмотрении дальности полета.
Действительно, дальность полета при постоянном километровом
расходе с1{ прямо пропорциональна весу топлива GT, т. е.
И здесь свойство самолета — способность перемещаться —
пропорционально массе (весу) топлива, имеющегося на борту самолета,
и степени совершенства самолета 1/ск, т. е. уровню техники. Как
видим, масса есть эквивалент любого качества изделия. Это есть
своеобразные «деньги», которыми мы расплачиваемся за любое
качество, придаваемое изделию. Массу всего самолета можно
представить суммой отдельных масс, которые обеспечивают
определенное количество разнообразных качеств.
7

Таким образом, масса самолета определяет количественно
комплекс его качеств. Обычно мы рассматриваем массу или вес
самолета как сумму нескольких слагаемых, представляющих
собой либо вес частей самолета, либо его полезную нагрузку. Так,
мы можем рассматривать вес самолета, как вес конструкции его
планера, двигательной установки, топлива и полезной нагрузки,
т. е.
G = Gim+ ^Д-У+ ^т + Gn-
Это уравнение выражает баланс весов самолета. Если в правой
части этого уравнения выразить веса слагаемых через
соответствующие свойства самолета, то получим уравнение, связывающее
вес самолета с его разнообразными свойствами.
Такое уравнение, связывающее в единое целое свойства
самолета и притом в определенных количествах, будет уже не
уравнением баланса весов, а уравнением существования самолета, так
как в нем будут отображены не только связи различных свойств и
качеств самолета, но и возможность осуществления их в
определенных количествах в одном самолете.
Найдем аналитическое выражение для уравнения
существования самолета.
Вес планера зависит от общего веса самолета (чем больше вес
самолета G, т. е. тот вес, который придется нести планеру, тем
больше будет и вес планера), от расчетной перегрузки (чем
больше расчетная перегрузка п, тем большие сечения придется
давать силовым элементам и, следовательно, тем больше будет вес
планера), от удлинения крыла (чем больше удлинение Я, тем
больше изгибающие моменты, тем меньше хорда, тем меньше высота
сечения, тем больше будут сечения силовых элементов крыла,
следовательно, тем больше вес планера), от относительной толщины
профиля с, от сужения ц и т. д.
В итоге
Gnn = F(G, п, X, с, т], . . .).
Аналогично, вес двигательной установки является функцией
веса самолета, удельного веса и удельного «лба» двигательной
установки, максимальной горизонтальной скорости и т. д., т. е.
Gff.y = <Z>(G, ^ f, Vra^ . . .).
Вес топливной системы зависит от веса самолета, удельного
расхода двигателя, высоты и скорости на крейсерском режиме,
качества, дальности самолета и т. д. Следовательно,
GT = 44G, cPf Ккр, Ябоев, К, L . . .).
Вес полной нагрузки слагается из веса экипажа, вооружения
и оборудования, которое мы хотим дать самолету, т. е.
G„ = 0(G3k, G0G, GBOop . . .).
8

Используя полученные выражения, можно записать, что
G = F(G, п, x...)-L-a>(G, Ь f,...) + V(Q,cp9 VKp...) +
+ в(Сэк, Go6, Овоор...).
Это уравнение мы и назовем уравнением существования самолета*
или просто уравнением существования, так как оно показывает,
какие именно качества и в каких количествах имеются в самолете.
Но в этом виде уравнение существования для применения
и анализа неудобно, так как, выражая абсолютный вес самолета,
оно не позволяет сравнивать различные самолеты из-за различия
в их весах, мощностях, сопротивлениях и пр. Необходимо, не
отказываясь от смысла и сущности уравнения существования
самолета — этого критерия реальности,— найти другую форму его,
приводящую все самолеты к одному масштабу и поэтому
(позволяющую сравнивать их между собою.
Если мы разделим обе части уравнения существования на вес
самолета, получим уравнение в форме относительных весов
1==£пл + ^д.у + £Т + £н>
/(/г, X, с, т]...);
5Т = -^ = Ф('р, К, L, #б, l/max...);
t — ^Н __ ft I G3K Gq6 gBOop \
H G \G ' G ' G ' "/
В этом уравнении свойства самолета отнесены к килограмму
его веса и поэтому им можно пользоваться для сравнения
самолетов друг с другом по степени использования единицы массы,,
т. е. по степени их совершенства.
В таком виде уравнение существования удобно для анализа
и для оценки как существующих, так и будущих самолетов.
В дальнейшем мы и будем пользоваться им при решении
различных вопросов.
Повторим еще раз', смысл этого уравнения заключается в том,
что любое интересующее нас качество самолета обязательно будем
связывать с массой, определяющей условие существования этого
качества в необходимом нам количестве.
НАЧАЛЬНЫЙ ПЕРИОД СУЩЕСТВОВАНИЯ АВИАЦИИ
Каждый, кто пробовал конструировать и изготовлять не только
полноразмерные летательные аппараты тяжелее воздуха, но даже
их модели или летающие игрушки, представляет, что одной из
основных задач проектирования является обеспечение летательного
где ?п
G
9-

аппарата двигателем такой мощности, которая была бы
достаточна для поддержания его в воздухе.
М В Ломоносов в 1754 г., предложив поднимать приборы для
изучения верхних слоев атмосферы с помощью геликоптера, по-
Фиг. 1. Схема испытания модели геликоптера М. В.
Ломоносова.
строил его модель, снабдив последнюю часовым механизмом
(пружинным двигателем), как источником энергии. Однако эта
модель (фиг. 1), хотя и создавала подъемную силу, но не могла
^ ' поднять себя в воздух. Та же участь пости. -
ла и более поздние модели с часовыми
механизмами, построенные другими учеными и
конструкторами.
^^^
фиг 3 Летающие модели
геликоптеров (1858 г.).
<фиг. 2. Геликоптер
Лонуа и Бьенвеню
" (1784 г,.).
Между тем в 1784 г. модель геликоптера Лонуа и Бьенвеню
10

М. В. Ломоносов, измерив на весах подъемную силу модели,
установил, что надо увеличить силу пружины и уменьшить вес
коробки, т. е. он понимал, что необходимо увеличить мощность
двигателя модели 01ри уменьшении ее веса. Такой вывод все-таки не
разъясняет причин, обусловливающих возможность полета модели.
Попробуем выяснить эти причины. Любой материал способен
при деформации аккумулировать энергию. Эта способность
измеряется удельной энергоемкостью (работоемкостью материала):
1 а2 1
а = .
2 El
Для стальных пружин, имеющих сгст = 2500 кг/см2; £Ст =
= 2,1 • 106 кг/см2 и Чет = 7,8 г/см*у удельная энергоемкость аст =
=--2 кг-мт/кг; для резины при арез = 25 кг/см2\ £рез = 80 кг/см2
и урез =1,1 г/смг, арез=35 кг-м/кг.
Таким образом, резиновый двигатель при одинаковых весе
и времени работы мог сообщить модели мощность, в 17 раз
большую, чем пружинный (стальной).
Так было с моделями геликоптеров и с моделями самолетов
1858 г.: модель Тампля с пружинным двигателем не летала, а
модель Жульена с резиновым двигателем летала.
Неприемлемые соотношения между мощностью двигательной
установки и весом всего аппарата имели место и у самолетов.
Следует отметить, что для первых попыток построить
самолет было характерно применение малой нагрузки на
квадратный метр площади крыла [p = G/S~ (4—6) кг/м2], что
обусловливалось в основном подражанием птицам, имеющим небольшую
нагрузку на квадратный метр. Несмотря на это, первые самолеты
не летали даже в моделях (Стрингфелло, Хенсон, Тампль). По
какой же причине?
Рассмотрим возможности, которыми, исходя из уровня техники
того времени, располагал конструктор для постройки двух основных
частей самолета: планера, создающего подъемную силу для
уравновешивания веса самолета, и двигателя, создающего тягу для
преодоления сопротивления воздуха при движении.
В рассматриваемый период развитая мебельная
промышленность, освоившая производство тонких и ажурных изделий из
дерева, обеспечила для планеров ^первых самолетов достаточно
развитую производственную базу. Сосна, чрезвычайно
распространенный в этой промышленности и легко обрабатываемый исходный
1 Полагаем, что материал работает в пределах закона Гука до
напряжения, равного а. Тогда работа, поглощаемая им при растяжении, А= —-Р\ =
1 Р1
= — Р —, а вес его G=^IF. Следовательно, его удельная работа будет
2 EF
А \_ Р2 L ^1
й~~ G = 2 EF*i ~ 2 Еч
11

материал, оказалась для планеров самолетов очень выгодным
с точки зрения веса конструкции материалом, так как обладала
большой удельной прочностью 1. Строительство деревянных мостов
и кораблей, достигшее к тому времени высокого уровня развития
и обусловившее развитие строительной механики, обеспечило
прообразы легких пространственных конструкций в виде ферм и
растянутых мачт парусных кораблей, а калиброванная, сильно нагар-
тованная, высокопрочная проволока, поставлявшаяся
металлургической промышленностью для музыкальных инструментов,
была использована для изготовления легких (малого сечения)
растяжек для ферм.
Как видим, уровень развития науки и производства конца
XIX в. давал возможность конструировать и строить планеры
самолета с достаточно высокой степенью весового совершенства.
Конец XIX в. был началом внедрения тепловых двигателей
в промышленность и судостроение. Это было время становления
паровых двигателей. В то время промышленность требовала от
таких двигателей надежности и достаточного ресурса (не заботясь
о весе), и только судостроение, исходя из необходимости
увеличения веса перевозимого кораблем груза, выдвигало требование
уменьшения веса как самих двигателей, так и двигательных
установок. Тем не менее, удельный вес судовых даровых двигателей
долгое время оставался очень высоким. Удельный вес английских
(считавшихся самыми легкими) судовых двигателей достигал
в то время 30—40 кг на одну лошадиную силу. Что же мог дать
такой двигатель самолету?
Обратимся к уравнению существования самолета. Для
придания самолету основного его свойства, т. е. способности летать,
необходимо было сделать такой планер, который мог бы создать
подъемную силу, равную весу самолета, и поставить на него
двигатель, способный сообщить самолету тягу, равную
сопротивлению его планера.
Эта тяга может быть выражена, с одной стороны, как
мощность двигателя, умноженная на коэффициент тяги, т. е. NkP\
с другой стороны, она должна равняться сопротивлению самолета,
т. е. его весу, деленному на аэродинамическое качество G/K. Оба
эти условия можно аналитически представить выражением
kPN=G/K,
откуда
N=G/kPK. .
Чтобы двигательная установка развивала мощность в N л. с.г
ее вес должен определяться из равенства
1 Так удельная прочность на растяжение для сосны равна Gbh( = 1,6- 106 of,
что до сих пор не уступает современным материалам. Например, для дуралю-
мина аь/Y = 1,8- 106 см, а для нержавеющей стали 1,5- 106 см.
12

Таким образом, для создания тяги, равной сопротивлению,
двигательная установка должна составлять следующую долю веса
самолета:
с. ^д.у Тд.у
Для рассматриваемого времени очень высокими значениями
были 7д.у = 30 кг/л. с, К = 9 и kP = 3 кг/л. с, при которых £ду= 1,.1.
Для самолетов этого времени характерными были следующие
весовые данные:
а) вес планера составлял от 0,4 до 0,6 полного веса самолета,
т. е. £пл-0,5;
б) вес экипажа, оборудования и топлива составлял от 0,05
до 0,1 веса самолета, т. е.
£н+Ет« 0,075.
Таким образом, сумма относительных весов всех частей
самолета составляла 1,1+0,5 + 0,075^1,7. Эта сумма, значительно
превышавшая единицу, свидетельствует о том, что при
существовавшем в то время уровне техники создать самолет было невозможно,
так как он не был способен создать подъемную силу, равную весу,
а подобно модели М. В. Ломоносова, был способен уравновесить
только часть своего веса (1 : 1,7 = 0,59).
Если мы зададимся вопросом, каков же должен был быть
удельный вес двигательной установки ^д.у, чтобы самолет при
5н=0,08, £пл —0,61, &р = 3 и К = 9, смог держаться в воздухе, то из
уравнения существования самолета, подставив в него £д.у =
= 4n.y/kPK, получим Уд.у = 8,3 кг/л. с.
Как видно, дистанция между располагаемым удельным весом
двигательной установки, равным 30 кг/л., с, и потребным для
полета, равным 8,3 кг/л. с, была огромна.
Как показывает уравнение существования, сократить эту
дистанцию можно, с одной стороны, уменьшая вес планера £пл и
увеличивая аэродинамическое качество К, т. е. улучшая весовое
и аэродинамическое совершенство планера; с другой стороны,
уменьшая удельный вес двигателя f д.у- Для изыскания этих путей
были проведены работы по изучению планирующих полетов и
определению способов улучшения веса и качества планера. Таковы,
например, работы Ле Бри (1857 года) (фиг. 4). Так как главным
препятствием для осуществления полета был большой удельный
вес двигателей, основные усилия были направлены на его
уменьшение.
Существенного результата на этом пути добился Тампль,
•создавший вместо тяжелого парового «котла» систему жаровых
труб, что сильно увеличило поверхность нагрева и паропроизводи-
тельность. Это снизило вес котла, приходящийся на килограмм
производимого им пара, размеры котлов существенно уменьшились
13

Фиг. 4. Планер Ле Бри (1857 г.).
Фиг. 5. Чертеж самолета А. Ф. Можайского
(1883 г.).
14

и они стали легче. Такие котлы (котлы Тампля) быстро при-
пились во флоте. Однако даже с такими котлами удельный вес
самолетной двигательной установки оставался еще неприемлемым.
Конструктором, понявшим всю важность совместного решения
вопросов аэродинамического качества самолета и удельного веса
двигателя, а также важность нахождения потребного соотношения
веса самолета, площади несущих поверхностей и мощности
двигателя и первьим добившимся нужного для полета комплекса этих
свойств, был наш соотечественник Александр Федорович
Можайский. Он решал эти вопросы, пользуясь летающими моделями с
резиновым двигателем и воздушными змеями, поднимая на
последних сначала груз, а затем и самого себя. Замеряя силу натяжения
буксировочного троса и поднимаемый при этом вес, он определил
возможное аэродинамическое качество аппарата и соотношение
его веса к площади несущей поверхности в зависимости от
скорости воздуха обтекающего планер. Зная вес планера,
приходящийся на квадратный метр несущей поверхности аппарата,
Можайский смог определить необходимый вес и мощность двигателя,.
т. е. его удельный вес (фиг- 5).
Отсутствие двигателей малого удельного веса не смутило
Можайского. Он сам усовершенствовал водотрубный котел Тампля,
спроектировал облегченные паровые машины (фиг. 6), в
результате чего создал для самолета два двигателя мощностью в 20 и
10 л. с. весом 48 и 28 кг и к ним котел с холодильником весом
85 кг. Если к этим весам прибавить еще 80 кг на вес винта,
передачи и других механизмов, то можно сказать, что А. Ф.
Можайский создал двигательную установку с удельным весом
4д.у зо •
Его самолет1, имея /С=9; ^4 = 0,61, £н=0,08, требовал при
kp = 3, как мы видели выше, чтобы двигательная установка имела
удельный вес не больше 8,3 кг/л. с.
Таким образом, А. Ф. Можайскому первому удалось создать
планер и двигательную установку, характеристики которых
отвечали уравнению существования самолета. Однако разница между
требуемым и располагаемым удельными весами была небольшой.
Естественно, что такой, самолет, хотя и оторвался от земли,
используя наклонную дорожку для взлета, но, имея малый избыток
мощности, конечно, долго лететь не мог.
Итак, А. Ф. Можайский впервые в мире решил вопрос баланса
веса и подъемной силы, тяги и сопротивления.
Этот первый в мире полет произошел в 1882 г. и окончился
поломкой самолета. На восстановление самолета царское прави-
1 Примерные данные самолета Можайского:
G=950 кг; G^y=240 кг; Gu = 80 кг; Gnn = 610 кг;
5=370 л/2, Ка=]Ьо=3,7; /Свв8о=9.
15

тельство средств не отпустило, поэтому дальнейшую работу над
ним А. Ф. Можайскому пришлось прекратить.
Поломка самолета Можайского — не случайность, она была
закономерна. Самолет почти не имел избытка мощности и потому
не мог бороться с потерей скорости. Кроме того, он не имел
органов поперечного управления, т. е. был неуправляем относительно
продольной оси. Поломка, видимо, и произошла при падении
самолета на крыло вследствие потери скорости и неуправляемого
крена. Эта причина аварии долго не была осознана. Так, спустя
Фиг. 6. Паровой двигатель аэроплана А. Ф. Можайского.
много лет, самолеты «Авион I» (1890 г.) и «Авион III» (1897 г.)
французского инженера Адёра после отрыва от земли сломались
из-за неуправляемого крена (фиг. 7). Тоже произошло и с
самолетом (фиг. 8)'английского инженера Максима (1894 г.).
Однако подобные, пусть даже неудачные, попытки оторваться
от земли, свидетельствовали о том, что вопрос энергетического
баланса решен положительно и, следовательно, создать на базе
техники того времени самолет, способный отрываться от земли,
вполне возможно. Поломки же говорили только о том, что
необходимо решить вопрос о придании самолету устойчивости и
управляемости в воздухе, чтобы он мот летать надежно, безопасно,
продолжительно и в желаемом направлении.
Среди тех ученых и конструкторов, которые занялись
разрешением этого вопроса, особенно надо отметить немецкого инженера
16

Отто Лилиенталя, занявшегося (с 1891 г.) полетами на планерах
(фиг. 9) 1. Позднее (в 1896 г.) начал свои летные эксперименты с
планерами американский профессор Шанют (вслед за
Можайским), удачно применивший на планере устройство, позволяющее
Фиг. 7. Самолет Адёра (1890 г„).
изменять по желанию летчика угол между крылом и оперением,
т. е., иначе говоря, применивший подвижное горизонтальное
оперение, аналогичное установленному на самолете А. Ф. Можайского.
И все же поперечной устойчивости и управляемости планеру не
Фиг. 8. Самолет Максима (1894 г.).
хватало. Эти вопросы были отработаны русским инженером Неж-
дановским, добившимся поперечной управляемости змеев-планеров
при помощи устройства, позволяющего перекашивать коробку
крыльев.
1 Один из таких планеров, подаренный Отто Лилиенталем Н. Е.
Жуковскому, и. сейчас можно видеть в музее имени Н. Е. Жуковского.
17

Фиг. 9. Полет Лилиенталя на
планере (1891 г.).
Фиг. Ю. Самолет братьев Райт (1906 г.).
Фиг,. И. Самолет Вуазена (1907 г.).
18

Таким образом, к началу двадцатого столетия налицо
оказались все предпосылки для создания такого самолета, который
мог бы поддерживать себя в воздухе, а также быть устойчивым
и управляемым в полете, что было подтверждено (в 1903 г.)
полетами братьев Райт (фиг. 10). Позднее (в 1906 г.) во Франции
начали летать на своем самолете бразилец Сантос-Дюмон,
французы Фарман, Блерио, Вуазен (фиг. 11), а затем (к 1909 г.)
появились самолеты в Америке (Кертисс), в России (Гаккёль)
Фиг. 12. Самолет Гаккеля (1909 г.).
(фиг. 12) и в Англии (Уайт). Необходимо отметить, что в этот
период в двигателе- и самолетостроении были внедрены три
решающих усовершенствования. Первым из них следует считать
создание вместо паровой машины более легкого, более простого в
управлении и более надежного в работе бензинового двигателя
внутреннего сгорания (на базе автомобильного двигателя),
работавшего по циклу Отто. Имея удельный вес около 2—4 кг/л. с.
(вместо 4—6 кг/л. с. у лучших паровых установок), этот двигатель мог
развивать мощность, существенно большую мощности, потребной
для горизонтального полета, что позволяло не так сильно
опасаться потери самолетом скорости. Это видно из табл. 1.
Как видно из этой таблицы, с переходом на бензиновые
двигатели с впрыском топлива во всасывающую трубу и зажиганием
от свечи удельный вес самолетньюс двигателей сразу снизился на
20% (с 4,5 до 3,6 кг/л. е.). Но монополию в авиации того времени
завоевал построенный во Франции инженером Левассёром для
гоночных лодок V-образный двигатель водяного охлаждения
«Антуанетт» мощностью 50 л. с. с удельным весом 2 кг/л. с. Несмотря на
то, что этот двигатель был очень ненадежен в работе и исключи-
19

Таблица 1
Удельный вес некоторых двигателей
Внутреннего сгорания
Двигатель
N л. с.
С/Д.у кг
7д.у кг )л. с.
Райт
25
90
3,6

Антуанетт
Левас-
сёра
50
100
2,0
Менли1
50
120
2.4
Паровые
Можайский
20+10=302
48+28+85+
+80=2403
8,0
Адёр
40
200
5,0
Максим
150x2=300
(140х2)+600+
+450=13304
4.5
1 Проф. Менли сконструировал и построил указанный в таблице двигатель
для самолета проф. Ланглея (США).
2 Один двигатель 20 л. с, второй 10 л. с.
3 Вес первого двигателя—48 кг; второго—28 кг, котла—85 кг; винтов—
80 кг.
4 Вес двигателей 140x2=280 кг; котла—600 кг; винтов—450 кг.
тельно капризен в запуске (из-за отсутствия карбюратора) он
благодаря своему малому удельному весу стал применяться почти на
всех самолетах того времени.
Фиг. 13. Первая аэродинамическая труба Московского университета,
построенная Н. Е. Жуковским в 1902 г.
Вторым усовершенствованием были элероны, введенные Фар-
маном, вместо устройства, позволяющего перекашивать крылья,
что облегчило и сделало более эффективным поперечное
управление самолетом.
Третьим усовершенствованием было употребление колес (Пиль-
чер-Вуазен) вместо применявшихся братьями Райт полозков, что
20

позволило самолету взлетать с ровной открытой площадки без
помощи катапульты.
Разработкой теории полета и экспериментами на ротативных
и вентиляторных машинах занимались Кейли (Англия, 1880-е
годы), Ланглей (США, 1887г.),Лилиенталь (Германия, 1889г.),Ша-
нют (США, 1894 г.). Но первой серьезной авиационной научно-
исследовательской базой была аэродинамическая лаборатория с
аэродинамической трубой (фиг. 13), созданная в 1902 г. в
Московском университете профессором Николаем Егоровичем
Жуковским. Аналогичные научные лаборатории были заложены в 1909 г.
Эйфелем во Франции и Прандтлем в Германии.
К 1909 г. авиация уже имела самолеты, достаточно надежно
летающие и управляемые в воздухе. С этого времени начинается
первый период развития авиации, период ее становления,
продолжавшийся до первой мировой войны.
СТАНОВЛЕНИЕ АВИАЦИИ (1909—1914 гг.)
Начало становления авиации было ознаменовано первым вне-
аэродромным полетом француза Фармана, совершившим 30
октября 1908 г. перелет протяженностью 28 км из Шалона в Реймс на
самолете «Фарман», изготовленном в мастерских братьев Вуазен,
а также полетом француза Блерио на соседний аэродром (14 км)
и обратно, совершенным им на следующий день (31 октября 1908 г.),
правда, с двумя вынужденными посадками в пути.
Фиг. 14. Самолет Блерио XI, на котором был совершен перелет через
Ламанш (1909 г.).
Самолеты, на которых были сделаны эти полеты, обладали
данными, приведенными в табл. 2.
За первыми внеаэродромными полетами последовало много
других [перелет через Ламанш Блерио на самолете «Блерио XI»
(фиг. 14) и т. д.]. В результате последующих улучшений самолеты
21

Таблица 2 *
Летно-технические данные самолетов, совершивших первые перелеты
Фарман I
постройки Вуазена
Блерио VIII
Фарман I
постройки Вуазена
Блерио VIII
G
Оэк
бпл
6дв
бд.у
GT
кг
530
480
^в
0,6
0,6
70
70
ЛГдв
л. с.
50
50
270
230
142
142
СхО
О.Ш
0,085
^тах
4,7
5,0
170
170
СУиос
1.2
1,2
20
10
60
70
5
Л*2
40
26
м
10
9
^>эфф
2,8
2,8
Продолжение
о—.
45
56
Р
KZJM2
13,2
18,4
Я
кг\лх.
10,6
9,6
При определении этих цифр мы полагали:
/2
Од>у=1,2<7ДВ; <?9К=70 кг\ Х9фф=0,9Х; Х=—для моноплана
'i 4 h-H
А=-—-f- для биплана;
о к ■ S
"Фармана—2 м\ Су пОС — 1,2; yjb=0,6; Kmax
-W
яХя.
с*о
=2с.
=2с,п: сХп =
75- Л^расп'^в
гКнаив ~~ xVmax ^0,-^0 Рл.5-К3
гО ^ v max
к первой мировой войне, как это видно из табл. 3, имели
значительно лучшие данные.
Посмотрим, чем же были вызваны эти улучшения.
Для этого вернемся к уравнению существования самолета и
установим, от каких производственных, конструктивных и научных
достижений зависело улучшение самолета:
с у3
N
^плТ^.утЧТу *»д.у ^д.уТдв ^
1
270 -¾ У *'
75-¾ Супос^пос
cv
Ь .у -1
2 "'д.у Ub>
эфф
1 ^д.у ^-коэффициент, учитывающий увеличение удельного веса
двигательной установки против удельного веса сухого двигателя за счет веса винта,
системы охлаждения, трубопроводов и пр., т. е.
«д.у=
^сух. дв+^сист. ох+^трубопр
'сух. дв
22

Если мы разобьем величины, входящие в уравнение
существования, по летным и технико-конструктивным признакам, то
получим данные, характеризующие самолеты 1903—1914 гг. и
указанные в табл. 3.
Таблица 3
Летно-технические показатели самолетов 1907—1914 гг.
1907
1914
1914
Фарман 1
Фарман VIII
Вуазен
Летные показатели
• **
60
90
108
О 3»
45
60
70
L
км
30
150
500
ев
н
%
0,5
2
5
°эк
кг
70
170
170
Технико-конструктивные показатели
°т
°д.у
я
к
G
кг
20
70
180
140
145
270
300
275
530
530
660
1150
*пл
0,57
0,42
0,45
*д.у
0,26
0,22
0,24
*т
0,04
о,п
0,16
о,
ев
ж
и/
0,13
0,25
0,15
5
м?
40
35
39
м
10
14
15
Продолжение
1907
1914
1914
Фарман I
Фарман VIII
Вуазен
Технико-конструктивные показатели
X
3,1
6,5
6,25
^в
0,6
0,7
0,7
*д.у
1,4
1,2
1,4
О*
II ^
13
19
30
II *
0,095
0,121
0,117
Тип
двигателя
Антуанетт
Гном
Сальмсон

Охлаждение
Водяное
Воздушное
Водяное
N
л.с
50
80
135
'О
1200
1200
1900
^8
2,0
1,5
1,4
300
370
245
Первая группа величин говорит о том, что, во-первых, практика
потребовала увеличения времени нахождения самолета в воздухе,
вызываемого необходимостью увеличения дальности полета, во-
вторых, для обеспечения разведки пришлось увеличить экипаж до
двух человек, в-третьих, оказалось, что для летчика не
представляет особых затруднений взлетать и садиться при более высоких
взлетных и посадочных скоростях (последнее обстоятельство
позволило увеличить и максимальные скорости самолета).
Вторая группа величин говорит о тех технических факторах,
которые обусловили произведенные улучшения. Прежде всего это
уменьшение удельного веса двигателей в основном за счет
производственных и конструктивных достижений. Основной болезнью
двигателей того времени (1908—1914 гг.) была ненадежность, да
и удельный вес их был еще достаточно велик. Уменьшение
последнего искали в отказе от водяного охлаждения и в использовании
23

обдува цилиндров встречным потоком воздуха. В 1908 г. во
Франции фирмой Анзани был выпущен гоночный мотоцикл с
трехцилиндровым двигателем воздушного охлаждения, с карбюраторным
питанием мощностью 25 л. с. и с удельным весом 2,6 кг/л. с.
На самолете Блерио XI, на котором был установлен этот
двигатель, 25 июля 1909 г. и был совершен знаменитый перелет через
Ламанш.
Но скорости самолетов того времени были недостаточны! для
охлаждения двигателя, поэтому минут через 20 полета он перегре-
Фиг. 15. Ротативный авиадвигатель
воздушного охлаждения «Гном» (1909 г„).
вался и переставал работать. Полет Блерио продолжался 33 мин.,
так что, если бы не дождь и туман, которые ему пришлось
преодолеть во второй половине пути (что, безусловно, сильно помогло
охлаждению двигателя), весьма вероятно, что ему так же, как и
Латаму, незадолго перед Блерио пытавшемуся перелететь
Ламанш, пришлось бы из-за перегрева двигателя сесть в море.
Попытки искусственно обдувать двигатель успеха не принесли, и
только появление ротативных двигателей, использовавших для
обдува цилиндров не только скорость самолета, но и окружную
скорость вращения самого двигателя, позволили получить хорошее
охлаждение и тем значительно повысить надежность двигателей.
Таким двигателем оказался двигатель фирмы Гном (фиг. 15),
быстро завоевавший первое место среди авиационных двигателей,
несмотря на существенные недостатки: малые пределы
регулирования мощности, что приводило к необходимости пользоваться
временными выключениями двигателя в полете; большой удельный
расход топлива (330 г/л. с. ч) и масла (40 г/л. с. ч); необходимость
употреблять только нерастворимое в бензине касторовое масло.
Как видно из табл. 3, уменьшение удельного веса двигателя «Гном»
позволило повысить энерговооруженность самолета с 0,095 до
0.12 л. с.1кг. Но большой удельный расход топлива и масла
препятствовал получению большой дальности, поэтому конструкторы
24

двигателей вернулись к двигателям водяного охлаждения, у
которых удельный расход топлива был значительно меньше, чем у
ротативных двигателей воздушного охлаждения. Одним из
удачных двигателей такого типа оказался двигатель фирмы Сальмсон,
имевший при удельном весе 1,4 кг/л. с. удельный расход
0,245кг/л. с. час (фиг. 16). При большой дальности, или, что то же
Фиг. 16. Авиадвигатель водяного
охлаждения «Сальмсон».
самое, при большой продолжительности полета, этот двигатель
оказался выгоднее двигателя фирмы Гном; вес двигателя и
расходуемого на полет топлива, отнесенные к 1 л. с, т. е. &д.УЧдв-Ьсе*> У
него оказалась меньше, чем у Гнома. Это видно из табл. 4.
Таблица 4
Сравнительные характеристики двигателей
Фирма
Гном
Сальмсон
*д.у7дв
1,8
2,0
се
0,37
0.25
*=1,5 часа
ce.t
0,55
0,37
kt+Cg-t
2,35
2,37
*=5 час.
cet
1,85
1.25
kx+Ce-t
3,65
3.25
Как видим, при полуторачасовом полете суммы удельного веса
двигательной установки и топлива практически одинаковы у обоих,
двигателей; при пятичасовом полете у второго, несмотря на
худший удельный вес двигательной установки, эта сумма оказывается
25-

на 12% меньше1. К тому же двигатели водяного охлаждения
оказались значительно надежнее, без чего реализовать возможную
для самолета дальность и продолжительность полета не удалось бы.
Следует обратить внимание и на то, что у фирмы Сальмсон
удельный вес сухого двигателя был меньше, чем у фирмы
Гном (см. табл. 3) отчасти потому, что на нем были повышены
обороты до 1900 об/мин против 1200 об/мин у Гнома. Надо
отметить что повышение оборотов всегда, в любой машине ведет к ее
облегчению, так как потребный момент на валу на 1 л. с. падает с
увеличением оборотов, а от него сильно зависит удельный вес.
Во вторую очередь (см. табл. 3) надо отметить, что улучшение
летных данных произошло также и потому, что к этому времени
к. п. д. винтов стал выше, так как они предварительно уже
отрабатывались в аэродинамических лабораториях.
В-третьих, увеличение нагрузки на 1 м2, сопровождавшее рост
посадочной скорости, вместе с улучшением
конструктивно-прочностной стороны планера, приводило к уменьшению £пл (с 0,57 до
0,45) и позволяло уменьшить (cxS) и увеличить удлинение К (с
3,1 до 6,5)2.
В результате увеличение тяговооруженности, нагрузки на 1 м2
и удлинения привели к увеличению скорости с 60 до 90—ПО км/час
при увеличении посадочной скорости с 45 только до 60 км/час.
На примере «Фармана 16» и «Вуазена» надо отметить, что при
необходимости создания самолета с большей полезной нагрузкой
(240 кг для «Фармана 16» и 350 кг для «Вуазена»), это было
достигнуто не увеличением доли веса этой нагрузки (£эк+£т = 0,36
у «Фармана 16» и 0,31 у «Вуазена»), а увеличением полного веса
самолета (с 660 до 1150 кг).
Этот метод увеличения полетного веса при увеличении веса
полезной нагрузки и в дальнейшем всегда применялся, так как
другого пути не было. Действительно, чтобы не ухудшать летно-
технические данные, долю веса двигателя старались не
уменьшать (£д.у^0,22—0,24), доля веса планера (£пл~0,42—0,45) не
зависела от воли конструктора, а была обусловлена в основном
прочностью и уровнем техники. Следовательно, на экипаж,
оборудование и топливо приходилась определенная, мало меняющаяся,
доля веса (£э.о.н+£т~0,36—0,31), что заставляло при увеличении
-абсолютного значения этих нагрузок увеличивать абсолютный вес
самолета.
Как уже указывалось, прообразами самолета по конструкции
были достаточно известные в теории и освоенные в практике
мостовые фермы и корабельный стоячий такелаж (мачты, ванты-
1 Надо иметь в виду, что эти преимущества «Сальмсона» получены с учетом
того, что у него коэффициент увеличения удельного веса сухого двигателя &д.у
«з-за наличия винта, радиатора, воды и двигательной .установки равен 1,4 по
сравнению с 1,2 у «Гнома» (см. табл- 3).
2 Интересно отметить, что в то время влияние удлинения на индуктивное
•сопротивление, да и само индуктивное сопротивление были неизвестны, и практика
«ощупью» доходила до удачных решений.
26

растяжки), что видно из сравнения силовых схем мостов,
кораблей и самолетов (фиг. 17). Крылья делались либо в виде
пространственной фермы с двумя несущими планами (верхним и
нижним), соединенными между собой стойками-распорками и
раскосами-растяжками, либо в виде одного плана, поддерживаемого
расчалками, прикрепленными к кабану.
Теория расчета таких ферм была достаточно хорошо
разработана, но внешние нагрузки как в полете, так и при взлете-посадке
в то время еще не были изучены вследствие неразработанности
Фиг. 17. Силовые схемы мостов, мачт кораблей и самолетов.
динамики полета и посадки. Это при недостаточно отработанной
в то время управляемости приводило к частым катастрофам из-за
недостаточной прочности. Так, в начале 1910 г. на самолетах
Блерио, на которых двигатели Анзани в 25 л. с. были заменены
двигателями Гном в 50 л. с, два пилота, Делагранж и Леблон,
погибли явно из-за того, что прочность самолета при увеличении
скорости полета оказалась недостаточной. После усиления конструкции
планера катастрофы прекратились. Осенью 1910 г. в Петербурге
на авиационном празднике из-за лопнувшей в полете растяжки
погиб пилот Мациевич. Осенью того же года, впервые перелетев
Альпы и уже спускаясь в долину, погиб французский летчик Ша-
вёз, у которого крылья самолета сложились вниз. Эта потеря уже
ясно показала, что на самолет могут действовать не только силы,
направленные снизу вверх, но и силы, направленные сверху вниз,
что самолет надо рассчитывать и на эти силы, а летчику
необходимо привязываться к сиденью. Так, расплачиваясь за незнание
тяжелыми жертвами, авиация, словно «ощупью», двигалась вперед.
Конструктивные схемы — моноплан и биплан — имели
неравное применение: число построенных бипланов превышало число
монопланов. «Засилие» бипланов объяснялось тем, что при этой
схеме легче можно было получить меньшую нагрузку на 1 м2
несущей поверхности и меньшие размеры крыла по размаху, что
обеспечивало меньшую посадочную скорость, лучшую скороподъ-
27

емность и маневренность, т. е. главные свойства самолета. Кроме
того, бипланы могли строиться с вынесенной вперед гондолой
наблюдателя, что, значительно улучшая обзор, было весьма
желательно для разведки (двигатель и винт могли в этом случае
располагаться сзади, внутри хвостовой фермьи).
В этот же период (1909—1914 гг.) авиация впервые была
использована для решения практических и притом военных задач.
Это произошло в Триполитании во время войны Италии с
Турцией (в 1911 г.) и на Балканах во время греко-болгаро-турецкой
войны (в 1912 г.). Таким образом, с самого начала практического
использования авиация стала развиваться под знаком военного
применения. Как только самолет стал машиной (хотя и мало
надежной), т. е. как только он стал в состоянии выполнять (при
хорошей погоде) задания по связи и разведке, все государства начали
вкладывать в заказьи на самолеты значительные средства,
создавать авиационные воинские части, отрабатывать методы
подготовки авиационных кадров и способы боевого применения самолетов,
создавать необходимое авиационное наземное оборудование,
отрабатывать структуру авиационного обслуживания, снабжения
и пр. Действительность комплекса этих мероприятий проверялась
не только на ежегодных маневрах, но и во время малых войн 1911
и 1912 гг.
В Триполитании (теперь Ливия), где авиация получила свое
первое боевое крещение, было окончательно установлено, что:
1) самолет, как средство разведки, корректировки и связи очень
эффективен; 2) высота в 500 м не гарантирует от поражения
ружейным огнем, поэтому, чтобы не быть сбитым, необходимо
переходить на большие высоты (бронировать самолет по весовым
соображениям было еще тогда невозможно); 3) хотя с самолета и
можно сбрасывать бомбы, но эффективность бомбометания
вследствие малого количества и малого калибра бомб да к тому же и
при отсутствии в то время прицелов весьма незначительна. Как
эта война, так и Балканская война 1912 г. большего выявить не
смогли, так как в обеих этих войнах авиация была только у одной
из воюющих сторон и, следовательно, противодействия в воздухе
ей оказано не было. С таким, далеко неполным, «односторонним»,
если можно так сказать, опытом авиация и подошла к первой
мировой войне.
Интересно отметить, что о необходимости противодействия
авиации в воздухе в эти годы никто и не думал, так как считали,
что самолет — только средство разведки и бой в воздухе
невозможен. Даже первый в мире тяжелый с четырьмя двигателями
самолет Сикорского «Русский витязь», построенный на
Русско-Балтийском заводе, а впоследствии и «Илья Муромец», рассматривались
как самолеты, предназначенные для дальней разведки (фиг. 18).
Между тем, техническими предпосылками для боя в воздухе —
маневренностью и оружием — самолеты уже обладали.
Маневренность самолета была доказана русским летчиком П. Н.
Нестеровым, первым в мире сделавшим (в 1913 г.) петлю; оружие в виде
28

пулеметов уже было на вооружении сухопутных и военно-морских
сил.
Перед началом первой мировой войны самолеты характеризо-.
вались следующими летно-техническими данными:
Таблица 5
Самолеты
Фарман 16
Вуазен
Данные
^тах
км J час
90
108
Упос
км 1 час
60
70
L
км
150
500
G
кг
660
1150
^нагр
кг
240
350
Л. с.
80
135
Слабым местом самолетов оставалась ненадежность
материальной части, особенно двигателя и его систем. Отказы двигателя
и планера были очень часты. О ночных полетах и полетах в обла-
Фиг. 18, Самолет «Илья Муромец» в полете (1914 г.).
ках в неспокойную погоду тогда и не думали. Опыт боевого
применения авиации в малых войнах (1911—1912 гг.) позволил
сделать только один вывод: не летать над расположением войск
противника ниже 500 м, чтобы не быть сбитым ружейным огнем.
По мере улучшения летно-технических данных и увеличения
надежности самолетов росла заинтересованность государств в
развитии своих военно-воздушных сил, росли ассигнования на
авиацию, увеличивались заказы авиационным фирмам на
самолеты, двигатели, оборудование. В результате этого только в одной
Франции было выпущено в 1914 г. около 500 самолетов и 1000
двигателей. Аналогичная картина наблюдалась в Германии.
29

Заводы, изготовлявшие авиационные двигатели, развивались
на базе автомобильных заводов с их культурой производства,
технологией, методами конструирования и испытаний. Эти
родоначальники заводов авиационных двигателей были уже на довольно
высоком уровне развития и с точки зрения количества
выпускаемой продукции, что несомненно способствовало развитию
стандартизации, взаимозаменяемости и даже мелкой серийности
выпускаемой продукции.
Поскольку каркас планера самолета не имел никаких
механизмов и строился из деревянных или фанерных деталей, либо
склеиваемых, либо скрепляемых металлическими накладками с
помощью болтов, самолетные заводы развились на базе
мебельных фабрик, кузовных цехов автомобильных заводов
и деревообделочных цехов механических заводов. Дерево не
требовало большой механизации процесса постройки планера, так
как склейка и сборка его производилась вручную. Степень
оснащения станками и приспособлениями определялась и фактически
ограничивалась оснащением производства
деревообрабатывающими станками, а также приспособлениями для сборки нервюр и
фюзеляжей, да и на этих приспособлениях подгонку реек и фанеры
приходилось делать вручную, так что взаимозаменяемости частей
самолета и механизации производства на самолетных заводах
практически не было.
АВИАЦИЯ В ПЕРВОЙ МИРОВОЙ ВОЙНЕ
В первой мировой войне авиация, будучи впервые применена
обеими воюющими сторонами, оказалась хорошим средством
разведки. Обе воюющие стороны, получая от авиации, летавшей на
глубину до 50—100 км, довольно полные разведывательные данные,
были хорошо осведомлены о мероприятиях друг друга и успевали
предпринимать необходимые ответные меры.
Необходимо было, обеспечив своей авиации возможность
получения разведывательных данных, воспрепятствовать получению
разведывательных данных авиацией противника. Следовательно,
появилась необходимость в изыскании эффективных средств и
способов ведения воздушного боя. Эти изыскания шли по.двум
направлениям:
1) по линии обеспечения самолета автоматическим,
скорострельным оружием, позволявшим с большой вероятностью сбивать
самолеты противника;
2) по линии придания самолету, предназначенному для ведения
воздушного боя, больших, чем у разведчика, скорости и
маневренности, чтобь» он мог догнать противника и занять выгодное для
атаки положение.
С этой целью на .верхнем плане самолета Ныолор -XI был
установлен пулемет, стрелявший поверх плоскости вращения винта
(фиг. 19). Однако такая установка оказалась очень неудобной для
перезаряжания (фиг. 20). Более удачной была попытка стрелять
30

через винт, для чего французским пилотом Гарро на винт был
поставлен стальной отражатель пуль, защищавший лопасти винта от
поломки при возможной встрече их с пулями. Эта конструкция
была успешно проверена Гарро в воздушных боях (за период с
Фиг. 19. Самолет Ньюпор XI (1915 г.),
28 февраля по 18 апреля 1915 г. Гарро сбил три немецких
самолета).
18 апреля Гарро был подбит наземным огнем и вместе с
самолетом попал в плен к немцам. Через 10 дней немецкий конструктор
Фиг. 20. Перезарядка пулемета на
истребителе SE-5A (1915 г.).
Фоккер установил на свой самолет Е-1 синхронизированный,
стрелявший через винт пулемет (фиг. 21). Примерно в это же время
синхронизаторы появляются у нас, французов и англичан. Таким
образом, в 1915 г. у всех воюющих сторон появилось эффективное
вооружение для воздушного боя.
31

Однако, как уже было сказано, для успешного выполнения
задачи — уничтожения противника в воздухе и на земле —
недостаточно было только вооружить самолет и установить на нем
прицел, необходимо было также, чтобы такой самолет имел летно-
технические данные лучшие, чем у самолета-разведчика. Это и
■было выполнено путем увеличения доли веса двигательной
установки за счет уменьшения доли веса экипажа, оборудования и
вооружения такого самолета, а также за счет уменьшения его
дальности, т. е. за счет уменьшения доли веса топлива. В результате
появился самолет воздушного боя — истребитель.
Фиг. 21. Самолет Фоккер Е-1 (1915 г.)
Самолеты этого типа оказались настолько эффективными
против разведчиков, что применение их привело почти к полному
прекращению разведывательных полетов в глубину вражеской
территории, ограничив ее пятью-десятью километрами. Такая большая
эффективность истребителей объяснялась, кроме их преимуществ
перед разведчиками в скорости и маневренности, еще и тем, что
разведывательные самолеты, конструкция которых была
оптимальной для разведки (наблюдатель впереди, двигатель сзади),
оказались очень уязвимыми с хвоста, защитить который было
невозможно. Это привело к отказу от схемы самолета-разведчика
с толкающим винтом и развитию схемы двухместного самолета-
разведчика с двигателем, расположенным впереди, с
неподвижным оружием, установленным для стрельбы через плоскость
вращения винта и с подвижным (на турели) оружием, позволявшим
в некоторой степени защищать заднюю полусферу (фиг. 22).
Надо сказать, что любой новый вид оружия или способ его
использования в начале применения часто бывает очень
эффективным, но такое положение удерживается обычно недолго.
Находятся средства противодействия, которые уменьшают эту
эффективность и тем уравновешивают возросшую эффективность нового
оружия, усиливая вместе с тем общие возможности воюющих
сторон. Так было и с пулеметами, и с рассыпным строем, с орудиями и
юкопами, с танками и артиллерией. Так стало с разведчиками и
истребителями: для нейтрализации эффективности авиационной
32

разведки в вооруженных силах появился новый вид оружия,
приспособленный для борьбы в воздухе против воздушных и
наземных целей — истребитель.
За счет чего же истребитель получил большую, чем у
разведчика, скорость, маневренность, скороподъемность и потолок?
То, что и те и другие опирались на один и тот же уровень
производства, одни и те же двигатели, одни и те же материалы, одни
и те же достижения науки уже говорит о том, что истребитель и
разведчик, с точки зрения техники, отличались друг от друга не
Фиг. 22. Самолет Р-1 (1928 г.).
качественно, а только количественно. Это же следует и из
уравнения существования самолета, говорящего о том, что улучшение
летных данных, необходимых для боя, ТаКИХ, как ктах» * t/> "тах>
возможно при определенном уровне техники, т. е. при
определенных Чд.у, сеу К, Сдг0, £дЛ только при увеличении энерговооруженности,
т. е. при увеличении доли веса двигательной установки £д.у. Но
5д.у нельзя увеличить, не уменьшив другие доли веса, поэтому при
создании истребителей пришлось пожертвовать и частью,
дальности, т. е. частью |т, и частью полезной нагрузки £э.о.в- Только это
дало возможность, увеличив £д.у, создать самолет с летными
данными, лучшими, чем у разведчика.
Это правило мы может обобщить, распространив его на все
типы самолетов.
Действительно, посмотрим, от каких факторов зависит * max И
•^-тах*
3/2-75-ЛГп 3/^Д.У= /
0 У ?0cxS 'У G.G„ У
2-75т) /*д.у
Рос*0 Тд.у
L max = 270 • A'max" ?Т •
Се
33

Если мы положим, что Упос, сХо, К и К, т. е. посадочные
свойства и аэродинамический уровень у разведчиков и истребителей
одинаковы, и что Тд.у, т] и се, т. е. уровень двигателе- и винтострое-
ния для них тоже одинаков, то
о
Vmax = COnSt -У%.у И Z,max = COnSt-;т.
Таким образом, уравнение существования самолета можно
написать в следующем виде:
1=£ 4-Ё 4-/ -
1 ^плТ^з.о.вТ^
Ро^Дд.у
* гпц ?пл"Т^э
Так как конструктивное совершенство планеров у
разведчиков и истребителей одинаково, мы можем принять 5пл = const и
тогда, определив из уравнения Vто, будем иметь
Как видим, уравнение существования говорит, что улучшение
Vm0 в этих условиях возможно только за счет уменьшения £т или
&.о.в, т. е. L ИЛИ G9.o.b.
Построим график: по оси абсцисс отложим Vm0, а по оси
ординат относительные веса частей самолета g* (фиг. 23). Тогда
прямая, параллельная оси абсцисс и
отстоящая от нее на расстоянии
£=1, будет изображать. полный
вес самолета. Прямая,
параллельная ей, но проведенная от первой
на расстоянии, равном (£Пл+
+£э.о.в), разделит вес нашего
самолета на две части: верхнюю!
(ёпл+§э.о.в) И НИЖНЮЮ (§д.у+&г).,
Положим теперь, что мы
совсем не выделили веса на двига*
тель, т. е. сделали £д.у=0, а отда-J
ли все на топливо. Естественно,
что такой самолет будет иметь и
Эта точка О с координатами £д.у=0, Vzm = 0, т. е. начало коор*
динат будет представлять самолет с наибольшим запасом
топлива, но неспособный самостоятельно летать.
Возьмем теперь второй крайний случай: предположим, что мы
совсем не дали самолету топлива, т. ,е. сделали £т = 0, а отдали
все двигателю. Естественно, что такой самолет будет иметь и Щ
наибольшую из возможных. Эта точка А с координатами (£д.у+£т)|
и V3m будет изображать самолет с нулевой дальностью, но с наи-J
большей из возможных скоростью.
Если теперь соединим точки О я А прямой, получим прямую ОА,
разбивающую область (£д.у+£т) на две части (£д.у*и gT) и представ*
Фиг. 23. Распределение относитель
ных весов по скорости.
34

ляющую собой геометрическое место точек всех самолетов
возможных при данном уровне техники. Правда, точки О и А
представляют собой гипотетические самолеты, но недалеко от точки О
лежит самолет, рекордный по дальности и продолжительности (РД)У
так как он характерен максимальным относительным весом топлива
и поэтому минимальным весом двигательной установки.
Недалеко от точки А расположится самолет, рекордный по
скорости (PC) у так как у него очень малое время полета и,
следовательно, |т, и максимально возможный относительный вес
двигательной установки, т. е. £д.у. Между рекордными самолетами
расположатся истребитель, разведчик и бомбардировщик, у которых
требующаяся им дальность заставляет против самолета, рекордного по
скорости, увеличивать относительный вес топлива £т и тем самым
уменьшать относительный вес двигательной установки £д.у, т. е.
максимальную скорость.
Таким образом, уравнение существования самолета показывает,
что при данном уровне техники различные типы самолетов получают
различные летно-технические данные, благодаря различию в
распределении массы самолета между его частями.
Этот же график указывает еще на несколько основных
факторов, влияющих на летно-технические данные самолетов. Тангенс
угла наклона линии ОА представляет собой отношение £д>у к Vsm
и равен
, £д-у ро cxS
К ~~2.75V G *Тду#
Этот наклон зависит от данного уровня двигателестроения и
аэродинамики: он уменьшается по мере уменьшения удельного веса
двигательной установки (Чд.у), т. е. по мере совершенствования
двигателей; по мере увеличения к- п. д. винтов (к\), т. е. по мере
улучшения винтостроения; по мере уменьшения сопротивления,
приходящегося на каждый килограмм полетного веса самолета
I -^- j , т. е. по мере улучшения аэродинамики. Уменьшение
наклона относит все точки, расположенные на прямой ОА
(РД, Б, Р, И, PC), вправо, т. е. в сторону увеличения ^Зтах
(фиг. 24).
Конструктивное совершенствование планера самолета
уменьшает относительный вес планера £пл» а уменьшение полезной
нагрузки самолета Gs.o.b уменьшает £э.0.в. Таким образом, эти два
обстоятельства ведут к уменьшению (£пл+£э.о.в) и перемещению
(фиг. 25) прямой (tju А\) в положение (#2, А2). Это перемещение
при той же величине |т, т. е. при той же дальности, будет
означать увеличение £д.у у всех типов самолетов на величину
°£д.у~ (^пл~Г^э.о.в) (£пл + Еэ.о.в/*
Следовательно, кубы скоростей самолетов всех типов
возрастут от этого изменения на величину S(V^) = tg(po-$^.y.
Сделаем еще одно замечание.
35

Мы часто встречаем в различных курсах аэродинамики,
конструкции самолетов, двигателей и т. д. такое выражение: «Для
того, чтобы увеличить максимальную скорость в два раза,
необходимо увеличить мощность в восемь раз». Основанием для этого
служит известное уравнение
3r" ~-.7V.y)
V,
В такой формулировке это выражение просто неверно.
Действительно, если мы увеличим мощность в восемь раз, т. е.
возьмем восемь двигателей вместо одного, мы увеличим вес дви-
fc,\
>^ш
д,
1
—1
йг
1
1
1
1
—1—^
Фиг. 24,. Влияние уменьшения удельного
веса двигателя на максимальную
скорость.
Фиг. 25. Влияние уменьшения
относительного веса планера и полезной
нагрузки на максимальную скорость.
гательной установки в восемь раз; для достижения той же
дальности и времени полета количество расходуемого топлива тоже
возрастет в восемь раз; чтобы нести этот увеличенный вес
двигательной установки и топлива, вес планера возрастает тоже почти
в восемь раз; все это приведет к возрастанию веса самолета и,
следовательно, его несущей площади тоже в восемь раз. В
результате Vmax почти 1 не изменится.
Таким образом, увеличение мощности не ведет к увеличению
скорости.
Если сказать, что возрастание мощности при том же весе
двигательной установки, т. е. что уменьшение удельного веса
двигательной установки ведет к увеличению скорости — это будет
верно, так как только в этом случае на каждый килограмм веса
самолета будет приходиться большая мощность, и, следовательно,
скорость его будет больше. Это следует и из уже известного нам
выражения для скорости
У Wx V Тд.у
1 Это «почти» внесено потому, что если увеличение мощности в восемь раз
не будет сопровождаться таким же увеличением полезной нагрузки, доля
последней уменьшится в восемь раз, что приведет к небольшому (~на 3%)
увеличению энерговооруженности и соответственному (~ на 1%) увеличению скорости.
36

которое показывает, что Vmax обратно пропорциональна корню
кубичному из удельного веса двигательной установки.
Итак, возвращаясь к вопросу о развитии ВВС, мы должны
сказать, что вновь созданные истребители смогли получить лучшие
по сравнению с разведчиками летные данные в основном за счет
перераспределения масс, отведенных на различные качества
самолета. Это ясно из сравнения £д.у разведчика и истребителя
1915 г., если предположить cXtl и ц для них одинаковыми (см.
табл. 6).
Таблица 6
Летно-технические данные истребителей и разведчиков
Тип

Истребитель

Разведчик
Самолет
Ньюпор XI
Вуазен

Двигатель
Рои
Сальм-
сон
TV
Л. с.
80
160
5
мг
15
50
G
кг
495
1350
с*
135
ПО
^д-у
0,295
0,235
1,82
2,0
33,5
27,2
соg
^ 1 >»
5,5
3,2
Vn
— расчетное и
Vp фактическое
(^)=/е-
( v" ) -135 1 -
1%акт/ '»
Как видим, улучшение летных данных у истребителей
получено за счет: 1) увеличения доли веса двигательной установки:
2) увеличения нагрузки на квадратный метр и 3) меньшего
удельного веса двигательной установки истребителя.
Задача получения летно-технических данных, более высоких,
чем у противника, заставляла каждую из воюющих сторон
совершенствовать самолеты в аэродинамическом и конструктивном
отношениях. Но так как уровень науки и техники у обеих сторон
был примерно одинаков, то и летно-технические свойства
самолетов одинаковых типов тоже были примерно одинаковы. Это
обстоятельство вызвало к жизни поиски такой формы применения, т. е.
такой тактики ВВС, которая бы способствовала наилучшему
выполнению боевых задач, стоявших в то время перед авиацией.
С появлением истребителей разведывательные полеты,
производившиеся до этого на довольно большую глубину, совсем
прекратились, превратившись в полеты над расположением своих войск
без перелета линии фронта. Но военная обстановка требовала,
чтобы разведчики все-таки производили глубокую разведку
противника, так как без ее данных командование не могло принимать
обоснованные и правильные решения. Так к поставленной перед
истребителями одной задаче — не допускать разведчиков
противника в зону расположения своих войск,— прибавилась другая —
защищать своих разведчиков от истребителей противника.
Истребители должны были нападать на разведчиков противника и охра-
37

нявших их истребителей, а также защищать своих разведчиков
от истребителей противника. Возникла проблема завоевания
господства в воздухе.
Основные правила тактики боевых действий на земле и на море
оказались приложимыми и к войне в воздухе. Здесь также
требовалось сосредоточивать силы в нужном направлении и в нужное
время для создания превосходства при наступлении; применять
боевые порядки, лучше всего обеспечивающие оборону или
наступление; наращивать силы в ходе боя; уничтожать противника
в местах его дислоцирования и т. д.
Стабилизация фронта, переход к позиционной войне привели
к появлению бомбардировочной авиации, способной переносить
военные действия на территорию противника и воздействовать
на расположенные за линией фронта его вооруженные силы,
промышленные, транспортные и административные объекты, т. е. на
глубокий тыл противника. Радиус действий бомбардировочной
авиации был ограничен при дневных полетах радиусом действий
охраняющих ее истребителей, так как при полете без них она
несла очень большие потери. Необходимость летать на большую
глубину привела, с одной стороны, к развитию строев,
обеспечивавших при дневных полетах мощный оборонительный огонь,
соединения бомбардировщиков, с другой стороньи, к освоению ночных
полетов, правда, не позволявших летать и бомбить строем,
затруднявших ориентировку и прицельное бомбометание, но зато
избавлявших от атак истребителей противника.
Бомбардировщики, как разведчики и истребители, были
созданы при том же уровне техники, поэтому они представляли собой
один из вариантов распределения масс, наилучшим образом
отвечавший основной поставленной перед ними задаче: возможно
надежнее доставить свой бомбовый груз к цели и иметь дальность,
примерно равную дальности разведчиков. Это требовало
сохранения £т той же, что и у разведчиков. Большая бомбовая нагрузка
и большой экипаж, вооружение и оборудование, обеспечивавшие
надежность доставки груза до цели, могли быть получены в
основном увеличением либо £э.о.в при том же весе самолета, либо
увеличением абсолютного веса самолета при сохранении примерно
постоянной величины £э.о.в.
Первый способ приводил к большому снижению £д.у и вместе
с ней l/ma*> Vy и Ятах, что было нежелательно; второй — к очень
большому росту абсолютного веса самолета, что тоже было
нежелательно. Практика избрала для бомбардировщиков средний
путь: умеренное увеличение £э.0.в с тем, чтобы не сильно
уменьшить |д.у и, следовательно, не сильно ухудшить скорость,
скороподъемность и потолок, и существенное увеличение веса, чтобы
при умеренной £э.о.в получить желаемый G3.0.b. Это видно из
сравнения данных истребителей, разведчиков и бомбардировщиков
конца первой мировой войны (табл. 7).
Таким образом, к концу войны 1914—1918 гг. авиация имела
наряду с разведчиками истребители и бомбардировщики, а также
38

Таблица 7
Летно-технические данные самолетов разных типов
Тип

Истребитель
Разведчик

Бомбардировщик
Самолет
Фоккер
Д-VII
Де Хеве-
ленд ДН-9
Фридрихс-
гафен
^90.В
кг
155
250
1490
G
кг
920
1510
4980
^э.о.в
0,16
0,16
0,30
*пл
0,32
0,34
0,35
ет
0,08
0,17
0,13
£д.у
0,44
0,33
0,22
Ут
км\час
200
180
140
м
57С0
5000
3600
отработанную тактику их применения. Для решения военных
задач, возложенных на эти типьи самолетов, потребовалось развитие
нового вооружения, стрелковых прицелов, бомб, прицелов для
•бомбометания, а также аэронавигационной аппаратуры,
аппаратуры авиационной связи, т. е. развитие промышленности,
производящей эту новую для авиации технику.
Все возраставшие размеры воздушных и наземных сражений
требовали все большего количества самолетов. Потребность в
самолетах сильно возросла еще потому, что потери самолетов в
боевых действиях были довольно ощутимы и что потери из-за
отказов малонадежной материальной части бьпли не меньше, чем
потери в воздушных боях.
Все это привело к тому, что технически наиболее оснащенные
воюющие страны (Франция, Англия, Америка, Германия и
Италия), вынуждены были сильно развить свою авиационную
промышленность.
Количество самолетов, выпущенных за время войны, достигло
200 000, а двигателей 250 000. Правда, несмотря на всю
солидность этих цифр, надо сказать, что производственные затраты
на изготовление самолетов и авиационных двигателей составляли
небольшую долю производственных возможностей этих стран.
Уровень совершенства авиапромышленности того времени мы
можем определить, исходя из степени механизации
производственных процессов на этих заводах, характеризуемой в основном
количеством продукции, выпускаемой одним заводом в месяц, и
трудоемкостью единицы продукции (табл. 8).
Небольшое различие в человеко-месяцах, затрачиваемых
на производство одного самолета или двигателя, говорит о том,
что степень механизации производства во всех странах была
примерно одинаковой, а небольшое различие в количестве
выпускаемых самолетов на один завод — о том, что размеры этих
заводов были тоже везде почти одинаковы.
39

Таблица 8
Производственные показатели авиационных заводов
Страны
Франция
Англия
Германия
США
Италия
Человеко-месяцев
на один
самолет
20
20
22
20
21
двигатель
3,0
3,4
3.0
3,0
3,0
Среднее количество (на один
завод) выпускаемых в месяц
самолетов
75
46
50
65
45
двигателей
300
120
140
500
400
Большая разница в количестве двигателей, выпускаемых одним
заводом, позволяет предполагать, что США и Италия,
приступившие позже к созданию авиации, строили новые двигателестрои-
тельные заводы больших размеров, чем в других странах.
Фиг. 26. Свободнонесущий биплан Фоккер Д-VII (1918 г.).
Для полноты картины развития авиации в период 1914—1918 гг.
необходимо добавить, что в это время на вооружении самолетов
появились пушки, и были созданы двигатели с полым валом
редуктора, через который могла стрелять пушка, стоявшая или
в развале блоков V-образного двигателя, либо поверх картера
перевернутого двигателя. Большая часть самолетов в этот период
строилась по бипланной схеме, при которой легче было получить
меньшую нагрузку на квадратный метр и, следовательно, лучшую
маневренность, скороподъемность и потолок (хотя и монопланов
было тоже немало). Нужно также отметить, что расчалочная
схема биплана не была единственной и к концу войны появились
как свободнонесущие бипланы (Фоккер Д-VII, фиг. 26), так и
монопланы (Юнкере Д-1, фиг. 27). Однако эти изменения силовой
и аэродинамической схем не привели к заметному увеличению
40

доли веса планера (о материалах будет сказано ниже) в общем-
весе самолета.
Подводя итог, мы можем сказать, что в «этот период боевого
применения авиации, кроме новых самолетов и двигателей,
появились авиационное вооружение (пулеметы и бомбы) и специальное
оборудование (связи, навигации, а также для стрельбы,
бомбометания и разведки). Перед авиацией были поставлены новые
задачи (господство в воздухе, воздействие на тыл и фронты
противника), выполнение которых вызвало к жизни как новые типы*
самолетов (истребитель и бомбардировщик)» так и новые спосо-
Фиг. 27. Свободнонесущий моноплан Юнкере Д-1 (1918 г.).
бы их применения (тактику одиночных и массированных действий
ВВС); появились и новые отрасли авиационной
промышленности (авиационного вооружения, прицелов, бомб, связи, навигации
и фото).
Технический уровень самолетов в этот период поднялся очень
незначительно и надежность самолетов оставалась еще низкой.
Авиационная промышленность сильно выросла количественно^
но не качественно. Только на двигателестроительных заводах,
особенно на новых, уровень производства в этот период
значительно повысился (оно. оснастилось специальными станками^
приспособлениями и калибрами, позволявшими обеспечить
взаимозаменяемость и крупносерийное производство).
С такими показателями авиация вступила в послевоенный,
(1918—1939 гг.) —период своего развития.
КРИТЕРИИ ЭФФЕКТИВНОСТИ ПРИМЕНЕНИЯ АВИАЦИИ
После первой мировой войны наступила полоса исканий
наиболее эффективных способов применения авиации. Во время
войны 1914—1918 гг. в оценке самолетов не шли дальше общих
качественных оценок: так, от истребителя требовали больших
скоростей, скороподъемности, огня и маневренности, не выделяя
главного; от бомбардировщика требовали того же (только заменяя
маневренность грузоподъемностью и дальностью), опять-таки, не
41

говоря о том, что важнее. Не было попыток оценивать боевые
свойства самолетов количественно и использовать для
рассмотрения воздушного боя возможности математического анализа.
В войну 1914—1918 гг. на 100 боевых вылетов приходилось
всего 4 боя и 0,25 сбитий, т. е. один решительный исход
приходился на 16 боев и 400 боевых вылетов. Несмотря на это, в период
между 1 и 2-й мировыми войнами вопросы улучшения
эффективности боевого применения авиации особого внимания не
привлекали.
До войны 1941 —1945 гг. улучшение эффективности боевого
применения авиации видели либо в улучшении летных данных, либо
в увеличении количества самолетов. Так, во Франции строили
много опытных самолетов, но сами ВВС не перевооружали,
надеясь на быстрое развертывание серии во время войны. t При этом
упускали из вида, что не всегда на развертывание серийной
постройки новых самолетов будет время и на освоение в частях новой
материальной части тоже потребуется определенный срок,
следовательно, эффект от боевого применения новых самолетов может
сказаться слишком поздно. В Германии, наоборот, фактору
улучшения летно-технических свойств самолетов ВВС не придавали
большого значения и усилия направляли на развертывание
серийного производства.
Между тем, в 1918—1939 гг. и в период второй мировой войны
были примеры противоречивой оценки одного и того же качества
самолета в разных условиях и обстановке.
Так, во время гражданской войны в Испании авиационные
части республиканцев, вооруженные новыми скоростными
бомбардировщиками почти не имели потерь в воздухе благодаря большой
скорости этих самолетов. В начале же войны 1941 —1945 гг. один из
наших новых истребителей, обладая наибольшей для того времени
скоростью, оказался малоэффективным, так как эту скорость
он развивал на такой высоте, на которой противник не летал,
а на той высоте, на которой противник вел бой, преимуществ
в скорости у нашего истребителя не было.
В период 1941 —1945 гг. наши самолеты претерпели
многочисленные модификации, улучшившие их боевые свойства, давшие им
возможность сохранять превосходство над противником и в то же
время осуществлявшиеся в производстве без большой ломки и
больших затрат.
В послевоенные годы возникла необходимость коренной
переделки самолетов, так как установка на них более мощных
реактивных двигателей почти не улучшала их боевых свойств
вследствие того, что аэродинамические формы не соответствовали новым
мощностным и скоростным возможностям.
Эти противоречия обусловили необходимость разработки
критериев, позволяющих оценивать боевые свойства того или иного
самолета. Выяснилось, что разрабатывать критерии сравнения
надо для каждой конкретной обстановки, имея в виду, что
абсолютных критериев быть не может и что решающим для боевой
42

эффективности самолета является не всемерное улучшение какого-
либо одного из его качеств, а придание самолету комплекса
качеств (каждое из которых отнюдь не является максимально
возможным), благоприятного для выполнения боевого задания.
Надо отметить, что в войну 1941—1945 гг. типы самолетов,
созданные во время первой мировой войны, показали свое
соответствие задачам, которые ставила перед ними практика:
подавляющее количество боевых вылетов бомбардировщиков и
истребителей было произведено по их прямому назначению, и во много раз
меньшее количество боевых вылетов было сделано для
выполнения задач, прямо им не свойственных. В эту же войну выяснилось,
что вопрос эффективности все еще достаточно хорошо не решен.
Хотя на сто боевых вылетов истребителей в 1941 —1945 гг.
количество встреч (боев) было больше, чем в 1914—1918 гг., тем не
менее, безрезультатных полетов было еще очень много.
По опубликованным американским данным о потерях
самолетов в войну 1939—1945 гг. видно, что срок службы самолета
сильно сократился. Англия, например, очутилась в начале войны
с Германией в катастрофическом положении из-за нехватки
летного состава вследствие больших потерь в воздушных боях. Это
заставило обратить внимание на решение задачи по увеличению
стойкости (живучести) самолетов в бою.
Заставил обратить на себя внимание и такой противник
авиации, как зенитная артиллерия, потери от которой в 1939—1945 гг.
почти сравнялись с потерями в воздушных боях.
Более полному использованию авиации мешала также
погода—■ фактор, зачастую мешавший (полетам. Справиться с этим
старым врагом авиации в войну 1941 —1945 гг. удалось только
частично, устранив влияние этого фактора на прочность и
управляемость, но совершать боевые вылеты в любую погоду авиация
по-прежнему не могла.
В послевоенный период в средствах поражения (с появлением
атомной бомбы) и в средствах доставки бомб к цели (с
появлением реактивных двигателей) произошел качественный скачок,
который распространился не только на летные свойства самолетов, но
и на тактику, вооружение и оборудование. Так как предыдущего
опыта не было, оценка эффективности боевой работы самолета
в целом стала насущно необходимой.
Попробуем выявить критерии сравнения эффективности
боевого применения самолетов, рассмотрев специфику их боевой
работы. При выполнении одного боевого задания могут играть роль
одни качества самолета, при выполнении другого — другие.
Например, основными факторами, от которых будет зависеть
успех выполнения задания бомбардировщиком при отсутствии
противодействия противника будут качество прицела, погода
и тренировка личного состава; при сильном противодействии
в воздухе — скорость, высота, оборонительное оружие, стрелковый
прицел, бронирование, тренировка личного состава; наконец, при
43

сильном противодействии зенитной артиллерии — высота, скорость,
и противоосколочная защита.
Предсказать заранее результат отдельного боевого полета,
конечно, нельзя, но результат большого числа боевых полетов
может быть оценен цифрой, характеризующей вероятность боевого
успеха и говорящей о подавляющем результате боевых полетов.
Эта цифра не исключает а, наоборот, предполагает
существование неуспеха; по ней можно судить, во сколько раз вероятность
успеха больше вероятности неуспеха, т. е. она позволяет оценить
боевую эффективность нашего самолета.
Такая вероятностная оценка в самолетостроении необычна, и
инженеру, привыкшему иметь дело с однозначными результатами
тех или иных мероприятий, она может показаться недостаточно
определенной. Он больше привык к оценкам типа удельной
прочности, авиационного веса и т. п., которые в силу постоянства
любого входящего в них фактора, однозначны и постоянны. Часто
пытаются оценивать эффективность в рублях. Но для оценки
совершенства военных самолетов такие неизменные критерии
мирного времени, безусловно, неприменимы, так как на войне очень
часто происходит переоценка ценностей. Так, противотанковая
батарея, задерживающая наступление, «стоит» гораздо больше, чем
заводская стоимость пушек и снарядов; эффективность
бомбардировки нельзя оценивать балансовой стоимостью разрушенного
объекта и стоимостью потерянньих при этом бомбардировщиков
и сброшенных бомб, так как в зависимости от того, сколько
аналогичных заводов имеет противник и каково участие продукции
разрушенного завода в выпуске различной военной техники,
«стоимость», с точки зрения достижения победы над врагом,
меняется от малой до очень большой величины, в очень редких
случаях совпадая с балансовой стоимостью.
Поэтому к оценке боевых качеств самолета правильнее
подходить, как мы ранее указали, с вероятностной точки зрения,
которая позволяет выделить наиболее часто ожидаемые исходы
боевых действий, и по этой частоте судить о боевой
эффективности самолета !.
Перед тем как начать разбирать методьи оценки боевых
свойств самолетов на основе приложения теории вероятностей и
статистических закономерностей, разберем вопрос: имеем ли мы
право пользоваться этой теорией и ее закономерностями.
Теория вероятностей и статистические закономерности прило-
жимы к анализу явлений, имеющих, во-первых, массовый
характер и, во-вторых, достаточно идентичные условия во внешней
и внутренней обстановке опыта. Первое условие массовости
в боевой работе авиации — налицо: уже в войну 1914—1918 гг.
авиация стала применяться массированно, в Великую Отечествен-
1 Экономика, как стоимость самолета — эквивалент затраченного на его
изготовление труда —■ может в соединении с вероятностью успеха служить
критерием, оценивающим эффективность использования в военных действиях
труда, вложенного в военную технику.
44

ную войну это стало правилом, а в настоящее время применение
авиации иначе и не мыслится. Второе условие — постоянство
задач, способов выполнения и противодействия, т. е. обстановки
боевых полетов, для различных типов самолетов — тоже налицо.
Действительно, если к концу войньи 1914—1918 гг., исходя из
специфики и постоянства боевых задач, определились два типа бое-
еых самолетов: истребитель и бомбардировщик, то война 1941 —
1945 гг., подтвердив необходимость существования этих двух
типов самолетов, добавила к ним еще только один тип — штурмовик.
Немногочисленность типов свидетельствует о том, что задачи,
стоявшие перед авиацией и выполнявшиеся ею, были очень
стабильны.
Опыт войн 1914—1918 гг. и 1941 —1945 гг. говорит, таким
образом, что применение теории вероятностей к анализу и оценке
боевых свойств самолетов имеет достаточное основание, и,
следовательно, критерии эффективности применения могут иметь
вероятностную форму.
Переходя к выявлению вероятностных форм оценки боевой
эффективности самолета, необходимо, в первую очередь, найти то
общее, что объединяет боевые полеты самолетов одного
назначения и тем самым выявить типичные условия, дающие право
применить для их рассмотрения теорию вероятностей.
Мы уже говорили, что боевые вылеты самолетов какого-либо
типа объединяет постоянство боевых задач, которое приводит
к постоянству способов их решения, а последнее к тому, что для
каждого типа самолетов можно принять типичный для него
боевой полет, состоящий из одной комбинации его этапов.
Так, для истребителя боевой полет можно считать всегда
состоящим из перехвата, обнаружения, атаки и поражения
истребителя, штурмовика или бомбардировщика противника. Для
бомбардировщика и штурмовика боевой полет обязательно будет
содержать этап полета до цели, разрушения ее и возвращения
на свой аэродром. При этом этап полета до цели и возвращения
на свою базу включает и результат вьихода на цель и воздействия
на нее, а также результат воздействия на бомбардировщик
истребительной авиации и зенитной артиллерии противника.
Если мы разберем этапы боевого полета, то увидим, что
каждый из них в отдельном полете может осуществиться или не
осуществиться, т. е. при большом числе боевых вылетов каждый из
них имеет свою вероятность осуществления.
Боевой успех есть событие, наступающее при благоприятных
результатах отдельных этапов боевого полета. Поэтому в
наиболее упрощенном виде вероятность боевого успеха (например,
истребителя №и) можно считать равной произведению вероятностей
отдельных этапов боевого полета (перехвата, обнаружения, атаки,
поражения) — Wi. С учетом вероятности сбития истребителем
противника №и.п можно считать
^„.н= ^„ерзхв- ^обнар' ^.т.к-' ^пораж^ ~ ^и.п)-
45

Это есть одна из простейших вероятностных форм критерия
эффективности применения самолетов, показывающая связь
степени выполнения боевой задачи с различными свойствами
самолета.
Сравнивая это значение со значением вероятности у
предшествовавших типов истребителей, можно судить, как изменяется
вероятность боевого успеха и чем ее можно улучшить. Определив
вероятность боевого успеха нашего истребителя (№и.н) и
истребителя противника (И^и.п), о превосходстве того или другого в их
борьбе друг против друга можно судить по величине
Аналогично можно получить вероятность боевого успеха нашего
истребителя, действующего против бомбардировщика противника
^ил/б.п , а также против штурмовика противника №и.н/ш.п. Затем,
зная распределение количества Яб.в боевых вылетов против
истребителей и бомбардировщиков противника, т. е. Иб.в=Яи.п+Яб.п+
+Яш.п, можно найти осредненную вероятность боевого успеха
нашего истребителя:
ту/* лу/ пи.и I ту/ ^б.п | ту/ ^ш.п
W и.н— И^и.н/и.п* : г ^и.н/б.п ( ^и.н/ш.п* " •
' Лб.в Лб.в Лб.в
Определив эти же вероятности для противника, мы сможем
найти критерии превосходства нашего истребителя во всей его
боевой работе.
Аналогично мы можем построить вероятность боевого успеха
для бомбардировщиков и штурмовиков и тем самым получить
критерий для их сравнения и оценки.
Посмотрим, от каких величин зависят вероятности, входящие
в критерии.
Вероятность перехвата (сближение на дальность видимости)
зависит от дальности и точности станции наведения, соотношения
скоростей наводимого самолета и самолета противника, точности
выполнения команд наводимым самолетом, способа наведения
и от дальности действия средств обнаружения, имеющихся на
наводимом самолете, и пр.
Вероятность обнаружения зависит от свойств средств
обнаружения (дальности, угла обзора, точности получаемых данных),
от способа наведения, обусловливающего место, в которое выведен
самолет (ракурс), от соотношения скоростей самолетов, от
дальности обнаружения наводимым самолетом и т. д.
Вероятность атаки зависит в основном от маневренности
самолетов, соотношения скоростей, ракурсов при начале атаки,
способов атак, обусловливаемых характером оружия, имеющегося
на наводимом самолете и пр.
Вероятность поражения зависит от ракурса и расстояния при
стрельбе, от прицелов и оружия, имеющегося на самолетах, от
эффективности огня, определяемой, в свою очередь, с одной стороньи,
46

убойностью снарядов, с другой стороны, живучестью самолетов,,
ведущих бой.
Рассмотрим несколько упрощенных примеров перехвата.
Так, предельные возможности совершения атаки истребителем,,
охраняющим рубеж (фиг. 28), при расстоянии от рубежа до линии
обнаружения противника — L§\ до линии базирования
истребителей— LH; при скорости истребителя — Уи; при скорости
бомбардировщика— Уб и при перегрузке при вираже — п, мьи получим
из уравнения времен:
если время полета бомбардировщика до заданного рубежа
больше времени, затрачиваемого истребителем на подготовку
к вылету, на полет до заданного
рубежа и на маневр, т. е. если
t6>tn+tn+tnt I Уе I v*
то атака состоится еще до заданного
рубежа, и задача истребителем
будет выполнена;
если же время полета
бомбардировщика до рубежа будет меньше
суммы времен, необходимых
истребителю-, т. е.
^б<^п + ^и + ^м» Фиг. 28,. Схема перехвата.
то атака бомбардировщика до рубежа не состоится, и задача
истребителем выполнена не будет.
Таким образом, предельное значение времени полета
бомбардировщика до заданного рубежа, при котором еще возможна
атака его истребителем, будет тогда, когда его время полета будет
равно времени, затрачиваемому истребителем, т. е. когда t^ —
= ^г-Ки+^м, если атака требует маневра (например, при атаке
сзади), и *б = 'п+*и, если атака не требует маневра (при атаке
в лоб).
i6
Подставляя в последнее равенство t6 = —-- и tH-
v„ '
получим
U
V6
■ =-^-(1
V6
1*.
V6
v6
Как видим, при определенных L1U L&, taw--f-, предельная
скорость бомбардировщика, при которой еще возможна атака его
в лоб, равна
V,
>.вж,б ^ у
и
$■
Из уравнения видно, что чем меньше отношение
тем
больше предельная Уб- Поэтому для истребителей охраны рубежа
47

естественно стремление уменьшить это отношение, увеличив
разрыв между Vn и Кб, а у бомбардировщиков, наоборот, стремление
сократить этот разрыв (см. на
фиг. 29 точки IV,..3 в лоб).
При атаке бомбардировщика с
хвоста истребителю потребуется
время на маневр.
Тогда из первого уравнения
времен получим
В лоб
В хбост
vw
п v6 У
ve \ U ' VH it)'
У
Vxo,8 Умш5 VrqaYrw У б
Как видим, при определенных /п,
L6, 1И,—— и — предельная скорость
бомбардировщика, при которой еще
возможна атака его в хвост, равна
«Фиг. 29. Вероятность перехвата
при различных способах
сближения.
V,
б.в хвост
ta \ Ц VJ
X
X
1
Л
=v
б.в лоб'
t6
.1».
to
\ Ц VH)
1
\ u vn)
т. е.
V,
б.в хвост
< У в. в лоб (см. на фиг. 29 точки \*7и.а = 0).
Этим объясняется стремление истребителей получить оружие,
позволяющее производить атаки с любых ракурсов.
Посмотрим теперь, как изменяется эффективность истребителя,
охраняющего рубеж, при изменении Ve. Будем оценивать эту
эффективность отношением ширины зоны, охраняемой
истребителем— Ъу к расстоянию между аэродромами базирования
истребителей—Б (фиг. 30), т. е. величиной
к ~ —
Полагая расстояние между линией аэродромов, рубежом
обнаружения (L0) и рубежом перехвата (Lp) заданными, а также
время на подготовку истребителя к вылету и время набора
высоты неизменным (£п)» из чертежа будем иметь
48

-=V(v»-t»y-il.
Так как
и, следовательно,
к=
Lq — Lp
v6
■■**+*,
LQ-Lp
V6
получим
U-vu.tn
— r
y^(-~)2[L0-Lp-V6.tnY-Ll
I it % \ \ 1 Линия
обнаружения
Мания
аэродрома
Фиг. 30. Схема определения вероятности перехвата.
Из последнего следует, что Ь становится тем больше, чем
меньше 1/б, т.е. по мере отхода 1/б при данных L0, Lp, ^п и —от сво-
его предельного значения эффективность истребителя становится
больше (см. на фиг. 29 кривые №и.а по V6).
Это обусловливает стремление бомбардировщиков пересекать
охраняемый рубеж противника с максимальной скоростью.
Рассматривая возможность перехвата бомбардировщика
по пути следования его до цели, т. е. перехвата независимо
от ракурса и рубежа, мы, естественно, в первую очередь должны
сказать, что она будет тем больше, чем на большую глубину в тыл
противника летит бомбардировщик, так как он подвергнется
большему числу атак истребителей. Во вторую очередь мы должны
сказать, что эта возможность перехвата будет зависеть от угла
и дальности видимости самолетного локатора и точности работы
наземных станций наведения. Действительно, если мы
рассмотрим перехват бомбардировщика в лоб (фиг. 31) по пути следова-
49

ния, мы будем иметь следующую картину. Наводимый истребитель
вышел на радиус видимости своего локатора — 7?ВиД — с
ошибкой а и увидел противника. При скоростях бомбардировщика
и истребителя — Vq и 1/и — они должны встретиться в точке О, но
"вид.лок"
Фиг,. 31. Схема выхода в атаку.
для этого истребитель должен совершить два разворота на угол ср.
Приняв длину дуги, т. е. — при малых ср примерно равной
Явир Sin <р= j/ /&р - (Явир —f")2 =
= |Ав„рЯ(1
«KiW.
где /?вир — радиус виража при развороте.
Отсюда получаем время полета истребителя до точки встречи
L =
Ln 2/Я:
вир*
и путь, пройденный бомбардировщиком за это время,
Уь
^='.^=-^-2К/?внр-а
vu
Тогда
Я..д-^^«21//?в„.а 1
V2
Уб
Подставив /?вирж—— , получим предельный радиус видимости ло-
ng
1 ^вио =
V2
^2
тельно, /?ВИр =¾ .
При л > 2,5 можно считать п2— 1 ^ п2 и, следова-
50

катора, который при данных а, пу V6 и —^- еще обеспечивает
совершение атаки в лоб:
предельный /?вид^2 I/ —
V rig
Отсюда следует, что при
v«
ng \ V. ) Ув б
Уб_
¥м^
•^Rl
перехват в лоб будет невозможен, и эффективность истребителя
(№и.а) упадет до нуля.
Нм\
"N
я,
2L
"б
Фиг. 32. Вероятность перехвата в
зависимости от радиуса действия локатора.
Таким образом, вероятности обнаружения на пути следования
будут иметь характер, изображенный на фиг. 32.
Наконец, о вероятности успешности стрельбы. Эту вероятность
для наших целей можно считать постоянной, но имеющей
различное значение для различных видов оружия (пулеметов, пушек,
реактивных снарядов и пр.). Поэтому вероятность обнаружения и
сбития истребителем, будет иметь тот же характер, что и
вероятность обнаружения.
Даже такие простые примеры показывают, что вероятностный
подход к оценке эффективности применения самолета включает в
рассмотрение не только летно-технические данные самолетов, но и
данные его оборудования, вооружения и наземного оборудования;
что при этом учитываются не только свойства на!пего самолета, но
и самолета противника, т. е. выявляются боевые возможности
нашего самолета с учетом большого количества разнообразных
факторов.
В дальнейшем, пользуясь вероятностными характеристиками,
будем следить за их историческим появлением и развитием,
анализируя развитие самолетов и всей авиации в целом.
51

РАЗВИТИЕ АВИАЦИИ В ПЕРИОД 1918—1939 гг.
Если рассматривать развитие военной авиации с точки зрения
боевой эффективности, характеризующейся вероятностью боевого
успеха
™ и.н w пер ™ обн ^ат w пор Vх w и.п/
И
w б.н V1 ^зл' V1 w и.a/ w обн.цели ^пор.цели »
и определять, от каких факторов зависят составляющие этой
вероятности, как и когда изменялись эти факторы», какие причины
вызывали эти изменения, то можно развитие авиации, кажущееся
стихийным и случайным, представить как процесс, обусловленный
запросами практики и возможностями техники, взаимно
влиявшими друг на друга.
Начнем с выявления основных факторов, влиявших на боевую
эффективность истребителей.
Долгое время, вплоть до появления радиолокации (если не
считать звукоуловителей), перехват был неуправляемым, случайно
происходящим событием. Единственным способом, которым
старались помочь встрече самолетов, были посты наземного
наблюдения, позволявшие установить маршрут авиации противника и
направить свои самолеты в предполагаемое место встречи. Но этот
способ был малоэффективен. Больше полагались на то, что
противник обязательно должен будет пройти линию фронта и выбрать
для атаки достаточно важный объект. В соответствии с этим и
ПВО строили на линии фронта и около особо важных объектов.
Возможности такой ПВО, как мы видели, увеличивались с
улучшением летно-технических данных (У, Vy и Н) своих
истребителей и уменьшались с улучшением летно-технических данных
(V и Н) бомбардировщиков и разведчиков противника, так как
последнее приводило к увеличению времени потребного
упреждения своих истребителей и уменьшению продолжительности и
точности стрельбы своей зенитной артиллерии. Так что, с точки
зрения улучшения вероятности перехвата противника, воюющие
стороны были весьма заинтересованы в улучшении летно-технических
данных своих истребителей.
Вероятность обнаружения долгое время была величиной,
зависевшей в основном от насыщенности воздушного пространства
самолетами. Происходило это потому, что радиус визуального,
единственно возможного до создания радиолокаторов, способа
обнаружения самолетов противника истребителем был равен
дальности видимости летчика, т. е. 3—5 км, и вероятность обнаружить
противника (в упрощенной трактовке этого вопроса) измерялась
отношением ширины полосы обзора к расстоянию между истреби-
1 Здесь №пер, №обн, №ат. ^поР, ^обн.цели. ^пор.пели — есть вероятности
этих событий; U?H.H и ^б.н — вероятности боевого успеха нашего истребителя
и нашего бомбардировщика; №и.п — вероятность сбития нашего истребителя
противником; U?H.a и 1Г8.а — вероятности сбития нашего бомбардировщика
истребителями и зенитной артиллерией противника.
52

телями, т. е. иначе говоря, степенью насыщенности авиации в
воздухе (фиг. 33).
Увеличением насыщенности в основном объясняется тот факт,
что во время войны 1939—1945 гг. количество встреч в воздухе,
несмотря на прежний способ визуального обнаружения, при
прежней протяженности фронтов, был,
по сравнению с войной 1914—
1918 гг., в несколько раз больше.
Таким образом, вероятность
обнаружения оказалась величиной,
влиять на которую техника в то
время еще не могла.
Вероятность атаки зависела
от способности занять выгодное
для атаки положение и от
маневренности самолета, зависевших,
в свою очередь, от нагрузки на
квадратный метр и
энерговооруженности самолета. Этим объяснялось требование больших Vy> Н
И МаЛЫХ /?вир И /вир *.
Это способствовало развитию бипланных схем самолетов и
нашло свое наиболее удачное воплощение в истребителе Н. Н.
Поликарпова И-153 (фиг. 34).
Фиг. 33. Зоны визуального
жения.
обнару-
Фиг. 34. Маневренный истребитель И-153 «Чайка» Н. Н.
Поликарпова.
Вторым фактором повышения вероятности атаки было
увеличение скорости, дававшее летчику-истребителю возможность но
1 Интересно отметить, что наиболее выгодным для атаки считалось иметь
преимущество в высоте со стороны солнца. Объяснялось это не только тем, что
атака была, как правило, внезапной, но также и тем, что избыток высоты давал
самолету возможность пикированием увеличить свою тяговооруженность за
счет составляющей веса и тем самым увеличить продольное ускорение и
перегрузку, т. е. маневренность.
53

его желанию начать бой и выйти из него. Типичным
представителем таких самолетов являлся другой истребитель Н. Н.
Поликарпова И-16 (фиг. 35).
Вероятность поражения противника во время атаки очень
зависела от летно-технических данных только в смысле
управляемости, устойчивости на траектории и маневренности при выходе
из атаки. Кроме того, эта вероятность зависела от вероятности
попадания, являющейся функцией данных прицела и технических
Фиг. 35. Скоростной истребитель И-16 Н. Н. Поликарпова.
данных оружия (скорострельность, дальность прицельной
стрельбы, техническое рассеивание), а также убойной силы снаряда и
живучести самолета противника.
Все сказанное остается в силе и для бомбардировщиков.
Прибавляются только еще вероятности отыскания и разрушения
цели, зависевшие от навигационных средств, средств
бомбометания, разрушительной силы бомб и прочности разрушаемых
объектов. Эти вероятности в противоположность вероятности
поражения в воздухе уменьшились при увеличении скорости и высоты
полета, но преодолеть влияние вероятности поражения в воздухе
они не смогли, поэтому конструкторы должны! были переключить
основное внимание на улучшение бомбардировочных прицелов,
методов бомбометания, баллистики бомб при все
увеличивавшихся скоростях полета.
Таким образом, в период 1918—1939 гг. боевая эффективность
самолетов зависела в основном от их летно-технических данных
и гораздо в меньшей степени от вооружения и живучести. Этим
объясняется, что в течение двадцати с лишним лет основными
критериями совершенства самолетов были его скорость и потолок
и почти все внимание авиационных инженеров в это время было
54

направлено на развитие аэродинамики, теории двигателей и
конструкции двигателей и самолетов.
Второму фактору — вооружению — уделялось значительно
меньшее внимание, вследствие чего вооружение подавляющего
числа самолетов состояло из малокалиберных пулеметов. Только
накануне второй мировой войны начали прививаться
крупнокалиберные пулеметы и пушки калибра 15—20—30—37 мм.
Третьему фактору — живучести — практически не уделялось
внимания до тех пор, пока большие потери во время гражданской
войны в Испании не заставили начать ставить на самолеты
бронеспинки. Установка бронеспинок, протектирование баков с
заполнением их нейтральным газом — этим и исчерпывались
мероприятия по увеличению живучести самолетов.
Рассмотрим подробнее процесс развития скорости, вооружения
и живучести самолетов, а также факторы, влиявшие на этот
процесс.
ОСНОВНЫЕ ФАКТОРЫ ПРОГРЕССА СКОРОСТИ
Неравномерность — один из основных законов развития
природы, техники и наших познаний. Так было в естествознании, где
длительный период накопления фактов сменился в XIX в. теорией
Дарвина о происхождении видов, нанесшей удар теологическому
представлению о мире, как о чем-то раз навсегда созданном, и
утвердившей взгляд на живую природу, как на вечно текущую
изменяющуюся материю.
Но в то же время это была теория только объясняющая мир.
Дарвин Сказал, что происходило в мире. И только в XX в.
Мичурин, сделав решающий эксперимент, сказал, как можно
заставить протекать изменения, заменив в этой теории стихийность
сознательным воздействием на природу в интересах человека.
Так было и в химии, когда длительный период накопления
фактов, начатый еще алхимиками в период их исканий «философского
камня», сменился периодом, когда Менделеев открыл
периодический закон, послуживший основой дальнейшего быстрого
движения вперед, и, в конце концов, основой овладения атомной
энергией.
Так было и в авиации, когда длительный период медленного
эмпирического развития сменился благодаря работам ученых
периодом быстрого сознательного и целеустремленного движения
вперед.
Все это — примеры неравномерностей, скачков. Важно
отметить, что эти неравномерности и скачки были периодами, когда
четко выявлялась и осознавалась новая мысль, новая причина,
опираясь на знание которой, дальнейшее движение вперед ускорялось.
Поэтому и нам, техникам, для того, чтобы легче выявить
основные движущие факторы развития, надо отыскивать
неравномерности и скачки в истории развития рассматриваемой области техники
и выявлять причины, вызывавшие эти скачки.
55

В технике широко распространен метод сглаживания, осредне^
ния. Однако надо помнить, что не всегда мы имеем право
применять этот метод. Так, проведя много экспериментов по
определению напряжений в каком-либо материале и получив зависимость
между напряжением и относительным удлинением в виде ряда
точек (фиг. 36), мы сглаживаем и осредняем полученные
результаты. Это мы делаем правильно, так как знаем
постоянство условий опыта и причины,
порождающие разброс точек, как то:
неоднородность материала, неточность обработки,
неточность измерений. Но когда из
имеющихся у нас экспериментальных точек,
о происхождении которых нам известно
только то, что они существуют или
существовали, мы хотим выявить причины разброса, то
никаким сглаживанием мы пользоваться нг
в праве. В этом случае сглаживание есть
«замазывание», отнюдь не способствующее
выявлению истинных причин, так как при
любом сглаживании теряется
индивидуальность, которая только и может выявить
причину, приведшую к результату,
полученному именно в данной точке.
Часто в книгах можно видеть «кривые
развития по годам» того или иного
свойства самолета или в виде кривой, осредняю-
щей имеющиеся точки (фиг. 37), или в виде
ломаной, соединяющей отдельно взятые
точки (фиг. 38). Первая кривая, беря всю
совокупность типов самолетов, не выявляя
причин развития, все же кое-что говорит о его темпе; вторая, беря
из первой совокупности отдельные точки и соединяя их еще
прямыми, не говорит даже о темпе. Такого рода графики вследствие
заложенного в них эволюционного принципа—.плавности и
постепенности не могут предвидеть скачков. Значит, для предсказаний
и выявления причин развития они не годятся, так как каждая
точка есть результат взаимодействия различных факторов,
поэтому прогрессивное и регрессивное на таких графиках смешаны.
Если отобрать наилучшие точки и проанализировать, что помогло
км стать таковыми, можно найти причины произошедших
скачков. Естественно, что большие скачки вызывались и более
важными факторами. Попробуем их определить в
авиации.
Пытаясь анализировать историю развития авиации, можно
легко впасть в односторонность, потому что у авиации за плечами
не так много лет. Так что обратимся сначала не к авиации, а к
морскому флоту, прошедшему тысячелетний путь своего развития,
имея в виду, что законы развития его будут действовать и в
авиации, кяк и в любом другом виде транспорта.
Фиг,. 36. Распределение
экспериментальных
точек испытания образцов
на прочность.
56

Посмотрим, как и благодаря чему прогрессировал в морском
флоте один из важнейших показателей эффективности любого
вида подвижной техники — скорость (табл. 9).
Фиг. 37. Распределение
скоростей самолетов по годам.
t
Фиг. 38. Кривая скоростей
произвольно выбранных самолетов по
годам.
Таблица 9
Скорость морских судов разных типов
Годы
Тип судна
Скорость в км\час
Тип двигательной
установки
Удельный вес
двигательной установки в
кг 1л. с.
500 до н. э.
Галера
10
Человек
200*
1850
1900
Пароход Турбоход
30
Паровая
машина
50
60
Паровая
турбина
15
1925
Торпедный
катер
100
Авиационный
двигатель
4
* Современный человек способен длительно развивать l\i л. с, но если-
принять во внимание, что раньше люди были сильнее, можно считать, что
в то время человек, имея вес в 100 кг, давал 0,5 л. c.t т. е. его удельный вес
был равен 7=200 кг\л. с.
Как видим, резкое увеличение скорости было всегда связано
с переменой типа двигательной установки. Один пример из
истории морского флота объясняет это. Чарльз Парсонс, построивший
первую в Англии паровую турбину, в 1900-х годах, сменил на
своей яхте паровую машину на паровую турбину того же веса и
получил значительно большую скорость. Судно осталось прежнее,
его контуры и вес, т. е. сопротивление не уменьшилось, но паровая:
турбина вместе с новыми паровьими котлами оказалась по удель-
57

ному весу на 1 л. с. значительно легче, чем прежняя паровая
машина. Это позволило Парсонсу, заменив паровую машину
паровой турбиной того же абсолютного веса, сообщить судну
значительно большую мощность, а следовательно, и скорость.
Табл. 9 дает представление о развитии скорости морских судов
в зависимости от типа двигательной установки и удельного веса
последней.
Из таблицы видно, что увеличение скорости шло
одновременно с уменьшением удельного веса.
Но увеличение скорости шло быстрее, чем это должно было
произойти благодаря только уменьшению удельного веса. Так
в 1900-х годах скорость увеличилась в два раза, в то время как
из-за уменьшения удельного веса двигательной установки она
должна была бы возрасти только в
,/71861 «1/4-1,5 раза.
V Т1900 V 15
Следовательно, кроме удельного веса, росту скоростей
способствовал еще какой-то фактор.
Таким фактором было улучшение формы судов (1875 г.), т. е.
уменьшение их сопротивления. В середине XIX в. были созданы
морские испытательные бассейны для опытов с моделями судов.
До создания морских испытательных или, как их называют
моряки, опытовых бассейнов, улучшение судов шло очень медленно.
Опытовые бассейны произвели революцию в деле отыскания
лучших форм кораблей: употребление моделей из парафина
позволило «строить» их очень быстро и дешево, а замер силы
сопротивления модели при протаске ее в бассейне позволил точно и быстро
оценивать ее форму. Такой эффективный способ отыскания
лучших форм морских судов позволил к 1875 г. сильно понизить их
сопротивление. Снижение сопротивления как следствие улучшения
формы было вторым фактором, оказавшим сильное влияние
яа рост скорости судов.
Наконец, в следующем примере (с торпедным катером), кроме
удельного веса двигательной установки, появляется третий
фактор, оказавший в тот период почти такое же влияние на скорость,
как и уменьшение удельного веса. Этот фактор — новый способ
движения.
Действительно, если бы мы только заменили на судне паровую
турбину авиационным двигателем такого же веса, мы увеличили
бы скорость в
l/-^- = l/?« 1,56 раза,
У Тав.двиг У ^
«а у торпедных катеров, в сравнении с судами с паровой турбиной,
скорость увеличилась в два раза. Произошло это потому, что
торпедные катера перешли от движения в погруженном состоянии,
58

при котором сопротивления растут пропорционально квадрату
скорости, к глиссированию (скольжению), которое на больших
скоростях благодаря уменьшению смачиваемой поверхности сильно
уменьшает сопротивление движению (фиг. 39) 1 и позволяет при
той же тяге развить большую скорость.
Так обстояло дело в морском флоте.
Теперь попробуем и в авиации отыскать те же факторы,
которые оказывали влияние на скорость морских судов.
Подходя к авиации с этой же точки зрения, мы должны будем
сказать, что влияние первого фактора авиация испытывала еще
до первого полета самолета.
Попытки совершить полет, поль- рд
зуясь мускульной силой человека
или нормальной паровой
машиной образца середины XVIII в.,
имевшей удельный вес около
20 кг на 1 л. с, не увенчались
успехом. Только весной 1882 г.
А. Ф. Можайскому, понявшему и
правильно оценившему важность
такого фактора, как удельный вес
двигательной установки, и
добившемуся снижения удельного
веса паровой машины до
8 кг/л. с, удалось впервые в
мире оторвать летательный аппарат тяжелее воздуха от земли.
Но как уже было сказано, не паровой машине, даже такой
сравнительно легкой, суждено было стать двигательной установкой
самолета. Быстрое развитие автомобильного двигателя в сторону
его достаточной экономичности, легкости и надежности решило
вопрос в его пользу. Далее, примерно до 1925 г. развитие авиации
шло довольно быстро, в основном в результате эмпирического
улучшения двигателей и аэродинамики. В итоге скорости
с 80 км/час в 1909 г. дошли до 150—180 км/час в 1925 г.,
увеличиваясь ежегодно в этот период примерно на 6 км/час.
В 1925—1927 гг. двигателестроение сделало большой шаг
вперед по увеличению числа оборотов двигателя. На смену
двигателям с 1400 об/мин (BMW) и 1700 об/мин («Ягуар», «Юпитер»)
пришли двигатели с 2400 об/мин (Испано-Сюиза 12N). Это
(увеличение числа оборотов) было основной причиной резкого
снижения удельного веса сухого двигателя с 1,2 до 0,7 кг/л. с,
вследствие чего скорости резко возросли: со 180 до 250—280 км/час.
Фиг. 39. Сопротивление плавающего
и глиссирующего судна по скорости.
1 Необходимо отметить, что торпедные катера в отличие от кораблей,
плававших в погруженном состоянии, имели:
во-первых, не плавные, а угловатые формы в поперечных сечениях, для
устранения подсасывания, увеличивавшего сопротивление движению;
во-вторых, уступ в продольных сечениях для уменьшения смоченной
поверхности, т. е. уменьшения силы трения, а также для локализации
гидродинамических сил поддержания, сообщавшей катеру устойчивость при глиссировании.
Эти формы употреблялись и в гидроавиации.
59

Таким образом, в этот период скорости ежегодно увеличивались
в среднем на 50 км/час.
Третий скачок скоростей, имевший место в 1934—1935 гг.г
явился следствием резкого уменьшения сопротивления
самолетов — следствием влияния этого второго основного фактора
прогресса скорости. Это были годы появления кабин, закрытых
фонарями, зализов, кольцевых капотов, туннелей радиаторов,
убирающихся шасси, потайной клепки, гладкой обшивки и др.
Все эти аэродинамические улучшения явились результатом
интенсивной деятельности аэродинамических лабораторий,
созданных в 1910—1920 гг.
Аэродинамические лаборатории (как и опытовые бассейны
в морском флоте) ускорили, удешевили и сделали более
эффективными эксперименты с моделями самолетов самых различных форм
и к 30-му году выявили много улучшений (зализы, капотьи и пр.).
Эти улучшения, реализованные на самолетах, снизили его
сопротивление в 2—3 раза, вследствие чего скорости поднялись с 320
до 450 км/час. Таким образом, скорости в этот период ежегодно
увеличивались в среднем на 80 км/час.
Четвертый скачок был обязан своим появлением опять-таки
уменьшению удельного веса двигательной установки. Это были
1938—1940 гг.— годы появления надежных турбокомпрессоров
и приводных нагнетателей, мало увеличивших вес двигателей, но
сильно поднявших их высотность и тем самым сильно
увеличивших их эквивалентную мощность и, следовательно, снизивших
удельный вес. В силу этого скорости возросли с 500 до 600 км/час.
Таким образом, скорости в этот период ежегодно увеличивались
в среднем на 50 км/час.
Итак, для авиации тоже можно составить таблицу
(аналогичную таблице для морского флота), из которой будет видно
влияние удельного веса двигательной установки и сопротивления
(табл. 10), т. е. первого и второго факторов прогресса скоростей
морских судов.
Дальнейшие перспективы увеличения скорости были
неутешительны. Конструкторы двигателей, оценивая перспективы разви
тия поршневых двигателей в 1946 г., считали, что их рост по
мощности, снимаемой с одного агрегата, еще может быть
значительным (до 8000—10 000 л. с), но удельный вес этих будущих
двигателей, если и будет снижаться, то очень немного, а в
дальнейшем даже начнет увеличиваться. Таким образом, дальнейший рост
скоростей за счет увеличения мощности поршневых авиационные
двигателей того времени уже не мог быть обеспечен, так как
ресурсы этих двигателей по удельному весу к 1945 г. были почти
исчерпаны.
Улучшение формы самолетов тоже не давало больших
перспектив, так как к этому времени сопротивление самолета на 70%
состояло из сопротивления трения и только на 30% из
сопротивлений вихревого и формы. Таким образом, и здесь резервы были
невелики. По аналогии с морским флотом дальнейшее увеличение
60

Таблица 10
Факторы, влиявшие на изменение скорости самолетов
1
2
3
4
5
6
Годы
Фактор
Двигатель
Удельный
вес
в кг/л. с.
С*о
у
max
1800

Удельный
вес

Человек
100
~
1850

Удельный
вес

Паровая
машина
20
-
1882
Удельный
вес

Авиационная
паровая
машина
6
0,10
40
1909
Удельный
вес

Авиационный

бензиновый
двигатель
4
0,06
80
1920-1925

Посадочная
скорость

Авиационный
бензиновый
двигатель
4
0,055
180
1925-1927
Удельный
вес

Авиационный
бензиновый

гооборотный
двигатель
2
0,05
280
1934-1935

Сопротивление

Авиационный
бензиновый

гооборотный
двигатель
2
0,02
450
1940
Удельный
вес

Авиационный
бензиновый
двигатель с

турбокомпрессором
1
0,02
600
скорости нужно было ожидать от нового типа двигателя,
обладающего значительно меньшим удельным весом. Таким
двигателем оказался турбокомпрессорный воздушно-реактивный
двигатель. Даже в своих первых, несовершенных образцах он имел
удельный вес, значительно меньший, чем поршневые, а именно:
0,8 кг/кг тяги, что эквивалентно 0,16 кг/л. с, если отнести вес
двигателя к его мощности на скорости 250 м/сек при к. п. д. винта,
равном 0,751. Поэтому первые самолеты, на которых были
установлены реактивные двигатели, самолеты, обладавшие обычной
для того времени аэродинамикой, сделали резкий скачок в
скорости. Скорость поднялась с 550—580 до 800—850 км/час.
Таким образом, мы нашли в авиации и первый и второй
факторы, влиявшие в свое время на скорость кораблей в морском
флоте; третьим фактором будет необходимость перейти от
дозвуковых к сверхзвуковым законам аэродинамики, а с ними и к
новым формам самолетов.
1 Сд-у = P"ip = N'1N = -^- -V
откуда
75-1)
При V=250 м\сек и 1) = 0,75 7^=^—^-.
61

Как мы видим, в авиации действуют те же основные факторы,
что и в морском флоте.
Обратимся теперь к автомобильному транспорту (одному из
видов колесного наземного транспорта). Колесный экипаж тоже
прошел ряд скачков: мускульная двигательная установка
(лошадь, мул, бык) была заменена механической — сначала паровой
машиной, а затем двигателем внутреннего сгорания (опять-таки
потому, что последний против паровой машины имел меньший
удельный вес); путем введения камер с внутренним давлением
и рессор, а также вследствие улучшения дорог было улучшено
сопротивление движению; была улучшена обтекаемость
автомобиля, т. е. его аэродинамика; было увеличено число оборотов
двигателя до 4000 об/мин и этим снижен его удельный вес; в последних
образцах были использованы, позаимствованные у авиации
турбокомпрессоры, (позволившие еще более снизить удельный вес
двигательной установки.
В результате всего этого автомобиль достиг очень высоких
скоростей. Сейчас многие заграничные автомобильные фирмы,
перенимают у авиации газотурбинные двигатели, так как они имеют
еще меньший удельный вес.
Но у автомобиля так же, как в свое время у глиссера
(плавание— глиссирование), и самолета, с ростом высоты (опора
на воздух — реакция) наступает кризис использования прежних
принципов передвижения.
Тяговый баланс автомобиля очень похож на тяговый баланс
самолета и судна. Действительно, автомобиль веса G при
движении испытывает сопротивление трения /V-G^const (где /у —
коэффициент трения качения) и аэродинамическое сопротивление.
— РоСх^авт^2, преодолеваемые тягой колес —, (где N—
мощность двигателя; г\ — коэффициент полезного действия передачи;
V — скорость движения).
Таким образом,
fv.Q + cf^=M3.
J v х 2 V
Отнеся все к килограмму веса, получим
f А Л172 —75М-Ц
гдеЛ-р0^
2G
N
энерговооруженность автомобиля, т. е. количество лоша-
G
диных сил, приходящихся на килограмм его веса (фиг. 40).
62

Если пренебречь сопротивлением воздуха, то из fv^—.—
получим V»—-.—, т. е., что V пропорционально —. Это ясна
fv О G
видно из табл. 11.
f,W*
i
"
75г\ У
V ' G
i
/
Фиг. 40. Тяговый баланс автомобиля.
Таблица 11
Энерговооруженность и скорость некоторых автомобилей
NJG
V
fl(f)
и 1 \ и /„Москвича"
/ „Москвича"
„Москвич*
0,26
90
1
1
,Победа"
0,34
100
1.3
1,23
„ЗИС-110"
0,54
140
2,0
1.6
В настоящее время у гоночных автомобилей мощность
настолько велика, что' момента силы трения скольжения не хватает
для уравновешивания момента, развиваемого двигателем на оси,.
и уравнение
75ЛГ.Т)
VG
приходится писать так:
£ _| А Т 72 Г ^ В
' V" качения ~t~ * '^скольж
fv + AV*='-
'ведущ
где /скольж — коэффициент трения скольжения;
/ск • Сведущ — сила трения скольжения ведущих колес.
63

Так как сила трения не может быть больше /Ск • G, то нет
75-4 N . - .
смысла делать—' • — > /скольж, ибо силы трения, т. е. тяги
автомобиля это не увеличит; просто колеса начнут
пробуксовывать, и двигатель придется дросселировать. Но из того, что
максимальная сила тяги автомобиля не может быть больше fCK • G,
следует, что его максимальная скорость при этом принципе
получения силы тяги (трение о землю) не может быть больше
•/max.max —
Таким образом, этот «предел» использования силы трения,
как движущей силы мешает получению еще больших скоростей
Фиг. 41. Автомобиль на воздушной подушке.
у автомобилей и преодолеть его можно, поступив так же, как
поступили в морском флоте и авиации: отказавшись от этого
принципа получения тяги и перейдя на другой.
Так, если автомобили перейдут на турбореактивные двигатели,
тяга которых основана на отбрасывании проходящего через
двигатель воздуха, то прежний «предел» исчезнет и дальнейшее
увеличение скоростей станет возможным. Стоит добавить, что если
в прошлом конструкторы для обеспечения наземным аппаратам
большей проходимости, шли по линии уменьшения удельного
давления на грунт, увеличения пневматиков и применения гусениц,
то в настоящее время они начинают пробовать и другие пути,
например, использование воздушной подушки (фиг. 41) К
Небезынтересно отметить, что и в морском флоте у торпедных
катеров, являющих собой отказ от прежних принципов плавания,
1 Мы здесь не касаемся трудностей, связанных с созданием пневматиков
для больших скоростей и ограничений, накладываемых качением пневматиков..
Это вопрос особый. Он может вызвать необходимость отказа и от прежнего
принципа уравновешивания веса опорой о землю. Возможно, что и в этом
вопросе дальнейшее движение вперед будет заключаться в замене земли реактивной
силой струи воздуха, отбрасываемой вниз (подобные экспериментальные
аппараты начали недавно появляться в СШ<\ в основном, как мы только что указали,
для создания аппаратов, не зависящих от вида и качества поверхности, вблизи
которой он»и движутся). Правда, эти аппараты могут быть названы
«наземными» с большой натяжкой.
/
/ск /кач
А
64

сейчас тоже возникает необходимость отказа от прежнего
принципа создания тяги. Теперь «предел» увеличению скорости ставит
водяной винт, вследствие кавитации, сильно ухудшающий свой
к. п. д. на больших скоростях. А большая скорость для
торпедного катера — одно из главнейших его качеств. Поэтому реактивные
двигатели, создающие тягу отбрасыванием воздуха, как
двигатели, сохраняющие хорошую тягу на больших скоростях и имеющие
очень небольшой удельный вес, по мнению иностранных
специалистов, обещают глиссеру дальнейшее существенное увеличение его
скорости.
ПРИЧИНЫ ИЗМЕНЕНИЙ ОСНОВНЫХ ФАКТОРОВ БОЕВОЙ
ЭФФЕКТИВНОСТИ САМОЛЕТОВ
Как мы говорили выше, основными факторами, влиявшими
на боевую эффективность, были скорость, вооружение и
живучесть. Как же происходило развитие двигателей, аэродинамики
и конструкции самолетов, вооружения и увеличение живучести.
Из большого количества опытных двигателей и самолетов
практикой были отобраны только те двигатели, развитие которых
соответствовало ее запросам. Так как самолеты в 1910—1914 гг.
не могли совершенствоваться по скорости за счет увеличения
$д.у \ то единственным путем повышения скорости было
уменьшение удельного веса двигателей. Действительно, как мы видели
*, const
V max— ъ •
УТд.у
Поэтому появление ротативного двигателя «Гном», удельный
вес которого, как уже указывалось, был значительно меньше, чем
у других двигателей, привело к тому, что большинство
истребителей того времени стали выпускаться с этим двигателем. Но этот
двигатель обладал одним недостатком: большим удельным
расходом бензина и масла и поэтому оказался выгодным только для
самолетов с малой дальностью и, следовательно, малым
временем полета. Для разведчиков и бомбардировщиков, имевщих
дальность около 600—1000 км, т. е. с продолжительностью
полета 4—6 час, такой двигатель был невыгоден.
Это послужило причиной установки стационарных двигателей
водяного охлаждения сначала на бомбардировщики, а потом,
но мере уменьшения удельного веса этих двигателей,— и на
истребители. Но эта смена двигателей не привела к скачкообразному
изменению скорости самолетов, поскольку удельный вес
двигателей улучшался постепенно. Только в 1925—27 гг. резкое
увеличение оборотов (с 1200 до 2000 в минуту) и улучшение
наполнения цилиндров сильно снизило удельный вес двигателей. Это
обстоятельство, а также введение нагнетателя, позволявшего
1 бпл, 6т и бэ-о-в того времени не могли быть уменьшены для увеличения
5д.у, так как имели минимально возможные значения.
65

поддерживать давление на всасывании до некоторой высоты
постоянным и этим сохранять до этой высоты мощность, позволило
поднять скачком скорость самолетов с 220 до 280—300 км/час.
Фактически придание двигателям высотности тоже было ничем
иным, как снижением их удельного веса, так как увеличение
эквивалентной, т. е. приведенной к земле мощности было велико, а
увеличение веса двигателя незначительно. Именно изменение этого
приведенного к определенной высоте удельного веса и
характеризовало влияние его на изменение скорости самолета.
Между тем, надо отметить, что вплоть до «заката» поршневых
двигателей их оценивали по весу, отнесенному к номинальной
мощности на земле. Эта величина отнюдь не характеризовала
выгодность того или иного двигателя, так как не была связана
с максимальной скоростью самолета и скрадывала влияние
высотности на максимальную скорость самолета. Только с
появлением реактивных двигателей, усиливших необходимость создания
правильных критериев для сравнения двигателей, этот вопрос
нашел свое разрешение в оценке двигателей по весу, отнесенному
к эквивалентной мощности.
Действительно, сравнивая двигатель Испано-Сюиза 12N,
имевшего мощность 600 л. с. до высоты 4000 м и сухой вес 380 кг,
по его весу, отнесенному к номинальной мощности (Yhom=
=0,65 кг/л. с.) с невысотным двигателем (G*Yhom=1,2 кг/л. с),
мы скажем, что смена невысотного двигателя на высотный Испа-
W 0,65
но-Сюиза \2N увеличит скорость самолета в 1,22 раза
= 1,22). На самом деле этот двигатель, имея вес, отнесенный
к эквивалентной мощности, равный Тэкв = 0,43 (Ъкв^
^ УномАпред.высот), увеличит скорость самолета в 1,41 раза
I |/ —— =1,41]. Таким образом, если судить только по Yhom, мы
недооценим двигатель на 15%.
Возвращаясь к скачку скоростей 1925—27 гг., вызванному
скачкообразным уменьшением удельных весов двигателя, необходимо
отметить правильность найденного двигателистами пути
совершенствования двигателей: повышение оборотов и наддува. Надо
заметить, что повышение мощности двигателей в одном агрегате,
считавшееся долгое время одним из основных показателей
прогресса двигателей, на самом деле .не приводило к хорошим
результатам, если оно не сопровождалось уменьшением удельного веса,
удельного расхода и удельного лба *. Практика показала, что
форсирование двигателя по оборотам всегда приводило к успеху,
1 Удельным лбом мы называем отношение площади миделя двигателя к
его мощности
- Ю.ПМ
J~ N
66

так как при этом вес двигателя и его лобовая площадь изменялись
мало, а мощность, если не ухудшалось наполнение цилиндров,
значительно возрастала (этому помогало и увеличение
высотности). Таким образом, форсирование по оборотам приводило
к уменьшению удельного веса и удельного лба почти при
постоянном удельном расходе.
Фиг. 42. Самолет АНТ-20 «Максим Горький» А. Н. Туполева с восемью
двигателями.
Практика показала, что при увеличении мощности в одном
агрегате путем увеличения числа блоков с одного до двух, трех,
четырех (V, Y, W и Х-образные двигатели) последние улучшали
скорость самолета незначительно, так как их вес, лобовая
площадь и мощность увеличивались примерно в одинаковое число
Фиг. 43. Самолет Дорнье ДО-Х с 12 двигателями.
раз. Таким образом, их удельный вес и удельный лоб оставались
прежними, и они просто были почти эквивалентны двум, трем,
четырем однорядным двигателям. К этому надо добавить, что
практика никогда не испытывала затруднений, когда ей требовалась
для самолета большая мощность. Она создавала самолеты с двумя,
тремя, четырьмя, пятью и даже двенадцатью двигателями (фиг. 42
и 43), в то же время очень чутко реагируя на любое существенное
достижение в се, 7 и /. Как мы видели, уменьшение се было почти
67

полностью исчерпано еще в 1918—25 гг., когда на стационарных
двигателях водяного охлаждения был получен се=0,23 кг/л. с. ч.
В 1925—27 гг. практика приняла двигатели только с увеличением
до 2000 6б/мин и наддувом до 3, 4 тысяч метров, т. е. с резко
уменьшенным Y и /, и самолеты сделали второй скачок скоростей.
Фиг. 44. Самолет Де-Хевиленд «Комета».
Третий скачок скоростей, имевший место с 1930—35 гг., был
следствием резкого уменьшения сопротивления самолетов.
В 1934 г. неожиданно для многих в перелете
Англия—Австралия первое место занял английский самолет «Комета» фирмы Де-
Хевиленд весом 2400 кг с мощностью двигателей 2X230=460 л. с,
Фиг. 45. Самолет Кодрон С-460.
с нагрузкой на 1 м2 и на 1 л. с. соответственно G/S = 120 кг/м2 и
G/N=5,35 кг/л. с. (фиг. 44).
Закрытый фонарь, капотаж двигателей с площадью отверстия
для продува всего в 90 см2> убирающиеся шасси, посадочные
щитки, свободнонесущая схема и зализы позволили на этом
самолете получить скорость больше скорости истребителей того вре-
68

мени, несмотря на то, что последние имели меньшие нагрузки на
I м2 крыла и на 1 л. с. (G/S= 100 кг/м2 и G/N=2,5 кг/л. с).
Это произошло потому, что «Комета» имела сХс в 2,5 раза
меньший, чем эти истребители.
Фиг. 46. Спаренный двигатель водяного охлаждения Фиат AS6.
Аналогичный факт произошел в том же 1934 г. на состязаниях
на кубок Дейч-де-ла-Мер. Пилот Арну на самолете «Кодрон 450^>
весом 875 кг, с мощностью двигателя в 325 л. с, с нагрузкой
G/S= 125 кг/м2 и G/N = 2,7 кг/л. с. благодаря тем же аэродинами-
Фиг. 47. Двигатель Гном-Рон «Мистраль-
Мажор» 14KRSd (двойная звезда воздушного
охлаждения),.
ческим нововведениям (фиг. 45) установил рекорд скорости в
400 км/час на дистанции 100 км, т. е. получил скорость, большую,
чем скорость истребителей того времени (350—375 км/час). В
результате гражданские и военные самолеты стали быстро перени-
69

мать эти нововведения и резко улучшать свои скорости, доводя
их до 450 км/час.
Фиг. 48. Самолет Макки-Кастольди 72.
Четвертый скачок 1935—1940 гг., обязанный своим появлением
тоже увеличению числа оборотов (до 2600) и дальнейшему
форсированию двигателей, приведших к дальнейшему уменьшению
Фиг. 49. Самолет Фоккер Д-23.
удельного веса и лба, имел еще одну причину — снижение
удельного лба в результате применения спаренных двигателей и
двойных звезд.
70

Уменьшение удельного веса ясно видно на лучшем двигателе
того времени Испано-Сюиза \2YbrS, имевшем Л^4ооо=850 л. с;
^экв = ^~1500 л. с- Осух.дв=430 кг, Т9КВ=0,29 кг/л.е.,
/1 = 2600 об/мин, ^=0,22 кг\л. с. я.
Как видим, по сравнению со своим предшественником \2N
удельный вес \2Ye4S уменьшился в 1,5 раза.
Но параллельно с этим надо отметить, что к этому времени
возможность уменьшения удельного веса из-за отсутствия тактической
необходимости поднимать далее высотностьх и из-за трудностей
дальнейшего увеличения числа оборотов сильно уменьшилась.
Вредная лобовая площадь самолета вследствие аэродинамических
усовершенствований сильно сократилась. Последнее привело к тому,
что если прежде при большом (cXllJlS) самолета произведение
€х /*дв было по сравнению с первым мало, то в 40-е годы при
уменьшенной больше чем вдвое величине (с*пл'^) величина cx^FJI)B
стала играть значительную роль и ее уменьшение могло оказывать
существенное влияние на сопротивление самолета. Именно поэтому
в эти годы на самолеты устанавливаются кольцевые капоты для
двигателей воздушного охлаждения и тоннели у радиаторов для
двигателей водяного охлаждения, уменьшающие сХдв , и в то же
время появляются спаренные дэигатели водяного охлаждения
Фиат AS6 (фиг. 46) и двойные звезды двигателей воздушного
охлаждения Гном-Рон 14/C/S (фиг. 47).
С первым из йих на самолете. Макки-Кастольди 72 (фиг. 48)
был установлен в 1933 г. рекорд скорости в 682,4 км/час. Второй
с успехом ставился на многие военные и пассажирские самолеты.
Примером самолетной схемы, использующей обычные
двигатели с одновременным уменьшением лба, являются самолет Фоккер
Д-23 с проектной максимальной скоростью 530 км/час, показанный
на Парижской выставке 1938 г. (фиг. 49).
Эти двигатели, имея удвоенную мощность при том же лбе, что
и обычные неспаренные двигатели или однорядные звезды, имели
вдвое меньшую удельную лобовую площадь, что уменьшало их
собственное удельное сопротивление и вело к увеличению скорости.
Действительно, разложив сх на сх и —^—, получим
vm=
3 Г 2-75.NBKB-n Уод.у а__
f
2-75-i|-/>.ea.y
1 Фронтовые малоразмерные цели могли при существовавших тогда
оптических бомбовых прицелах отыскиваться и поражаться с высот 4000—6000 м.
71

Отсюда видно, что при тех же р, £д.у, 7д.у> Л и сХпл
максимальная скорость будет тем больше, чем меньше сх и /ДБ.
Так настало время использования и третьей удельной
характеристики двигателей — произведения удельного лба и
коэффициента сопротивления двигательной установки.
До сих пор мы говорили о скорости только как о показателе,
которьш в 1918—1939 гг. оценивалась боевая эффективность
самолетов. Это было естественно, так как влиять на вероятность
перехвата при визуальном способе обнаружения в то время не
могли, а вероятности догона и атаки были тем больше, чем больше
было превосходство в скорости. Поэтому это свойство служило
основным показателем эффективности самолета. Правда,
маневренность тоже существенно влияла на вероятность атаки, и это
качество долгое время было присуще бипланным конструкциям,
однако военные действия в Испании показали, что превосходство
в скорости дает в бою большие преимущества, чем
превосходство в маневренности. В результате на авиационной выставке
в Париже в 1939 г. монопланов было уже 90%, а бипланов
только 10%.
Но скорость не была единственным средством повышения
боевой эффективности самолетов. На последнюю существенно влияли
также вероятность сбития, зависевшая от живучести самолета,
точности прицела, точности оружия, убойности снарядов, темпа
стрельбы, мощности наступательного и оборонительного оружия.
Из всех этих факторов в те годы, как уже упоминалось выше,
живучестью занимались мало, хотя она сильно влияла на
вероятность сбития. В основном забота о живучести сводилась к
установке бронеспинки для защиты летчика от пуль сзади и к протектиро-
ванию баков для уменьшения количества пожаров в воздухе.
Точности прицела тоже не уделяли особого внимания, так как все
эффективные атаки производились со стороньи задней полусферы
и в большинстве случаев с малых расстояний, т. е. с малых
ракурсов, почти не требовавших упреждения, и, следовательно,
позволявших пользоваться только перекрестьем прицела. Кучность
оружия по сравнению с рассеиванием, вносимым самолетом, была
тоже удовлетворительна и не занимала внимания конструкторов.
Убойность снаряда и темп стрельбы сильно влияли на вероятность
сбития самолетов противника. В результате оружие развивалось
в направлении увеличения калибра пушек и темпа стрельбы. Как
видим, при скоростях того времени и при Тогдашнем порядке
ведения воздушного боя результативность его зависела от трех
факторов: живучести цели, убойности снаряда и количества
выстрелов за время атаки1. В результате на самолетах появились не
только крупнокалиберные пулеметы, но и авиационные пушки
1 Англичане, желая увеличить количество снарядов, выпускаемых за время
атаки, широко применяли установку нескольких пулеметов или пушек.
72

калибра 20—37—45 мм 1, количество же стволов в пулеметных:
установках возросло до 12 2, а в пушечных до 4.
Естественно, что наступательное оружие, появившись на
истребителях, вызвало противодействие себе в виде оборонительного
оружия. Начали создаваться двухместные истребители, у которых
хвост был защищен вторым человеком с подвижной огневой
точкой. На одноместных же истребителях начали устанавливать
бронеспинки. Однако оказалось, что второй человек и оружие
снижали летные качества истребителя настолько,, что это не окупалось
увеличением его безопасности, и практика удержала только
бронеспинки. Заднюю же огневую точку практика заменила
напарником ведущего.
Фиг. 50. Самолет Бреге 27.
На разведчиках и бомбардировщиках противодействие
наступательному оружию выразилось в установке сильного
оборонительного вооружения. При плохой аэродинамике самолетов того
времени установка большого числа огневых точек не очень сильно
ухудшала сопротивление самолетов, так что увеличение
неуязвимости вполне окупало неизбежное ухудшение летных данных.
Примерами самолетов, на которых аэродинамика была принесена в-
жертву увеличению оборонительного огня, могут служить
разведчик Бреге 27, бомбардировщик Амио 143 М5, крейсер Бреге 414
(фиг. 50, 51, 52).
Но в дальнейшем при сильно улучшившейся аэродинамике
самолета ухудшение летных данньих вследствие установки
большого числа огневых точек уже не окупалось увеличением
неуязвимости, и практика выбрала, как наилучший вариант, неподвижное
оружие для стрельбы вперед и верхнюю и нижнюю, или хвостовую,
огневые подвижные точки у бомбардировщиков, перенеся задачу
усиления обороны на поддержку взаимным огнем строя
бомбардировщиков и на сопровождающих их истребителей.
В результате такого взаимодействия тактики и техники к
1939 г. (началу второй мировой войны) самолеты воюющих стран
имели следующий вид: (фиг. 53, 54, 55, 56, 57, 58, 59, 60, 61, 62).
Как видно, все они имели хорошо обтекаемые аэродинамические-
формьи и минимальное лобовое сопротивление. Но по боевой
эффективности они различались довольно существенно, так как
страны «оси», сделавшие ставку на массовость авиации, не уделили
достаточного внимания новейшим достижениям аэродинамики и
1 Американский истребитель «Кобра».
2 Английский истребитель «Спидфайр».
7&

совершенству оружия. В результате их самолеты значительно
уступали самолетам союзников как по своим летно-техническим
данным, так и по огневой мощи. В то же время самолеты Англии по
Фиг. 51. Самолет Амио 143М5.
Фиг,. 52. Самолет Бреге 414.
летно-техническим данным были близки нашим самолетам, но
уступали им по эффективности оружия, так как имели не крупно-,
а малокалиберное вооружение.
74

Фиг. 53. Самолет Виккерс-Супермарин «Спидфайр».
Фиг. 54. Самолет Белл ХР-39 «Кобра».
Фиг,. 55. Самолет Як-1 А. С. Яковлева.
75

Фиг. 56. Самолет ЛаГГ-3 С. А. Лавочкина, В. П. Горбунова и
М И. Гудкова.
Фиг. 57. Самолет Мессершмидт F-109.
76

Фиг. 58. Самолет Пе-G В. М. Петлякова.
Фиг. 59. Самолет Юнкерс-88.
77

Фиг. 60. Самолет Пе-8 В. М. Петлякова,
Фиг. 61. Самолет Юнкерс-89.
if яЩ^^У**
Фиг. 62. Самолет-штурмовик Ил-2 С. В. Ильюшина.
78

УРАВНЕНИЕ СОСТОЯНИЯ ПРОИЗВОДСТВА САМОЛЕТОВ
Над этим вопросом начали думать, когда практика выдвинула
задачу массового производства самолетов, когда встала задача
производить их в сравнительно больших количествах, в короткий
срок и с возможно меньшей затратой труда. Эти задачи были по-
ставлены перед промышленностью воюющих стран еще
потребностями первой мировой войны, что видно из следующих данных:
Самолетов Двигателей
1914 г 2,2 тыс. шт. 2,5 тыс. шт.
1915 11,5 , 14.5
1916 23,5 . 33.0
1917 55,0 , 90.5
1918 54,5 . 131,5
После этой войны переход к массовому производству самолетов
ясно виден из опубликованных в американских журналах
многочисленных фотографий конвеерного производства самолетов и
данных о количестве самолетов, выпускавшихся США за период
1916—1945 гг.:
Самолетов
1916 г 14,0 тыс. шт.
1937 20,0
1945 170.0
Авиационная промышленность выросла настолько, что стала
одной из важнейших отраслей промышленности любого сильного
государства, что видно на примере США:
Авиапромышленность Судостроение
(в */• бюджета)
1929 г 0,2 8.0
1944 ...... 15 —
Потребность в большом количестве самолетов привела, с одной
стороны, к стремлению всемерно сократить число типов самолетов
и число принятых да вооружение образцов, с другой стороны, к
исканиям и отработке таких материалов, технических приемов,
производственных процессов и отражающих и использующих их
конструктивных форм, которые позволяли в наибольшей степени
машинизировать и ускорить процесс производства самолетов.
Во время первой мировой войны наладить массовый выпуск
самолетов не удалось потому, что материал, из которого они
изготовлялись (дерево), не имея однородности, постоянства
механических качеств, зависел от внешних условий, был недолговечен, не
позволял применять машинизированные способы производства.
Чтобы двигаться вперед по технологической линии, необходимо
было применять металл. Но не любой металл, а такой, который в
79

конструктивных элементах по своей удельной прочности при
рабочем * напряжении не уступал бы сосне.
Надо обратить внимание на слово рабочее, так как металл,
даже имеющий высокую удельную прочность при своих
предельных напряжениях, окажется невыгодным, если конструктивные
формы и потребные сечения смогут довести его только до
«рабочих» напряжений, далеких от предельных.
Проанализируем с этой точки зрения таблицу удельных проч-
ностей основных материалов (табл. 12).
Таблица 12
Удельная прочность различных материалов
Материал
Сосна
Мягкая
сталь
Хромомо-
либденовая
сталь
Алюминий
Дуралю-
мин
Свойства материала
Т
кг\см*
52-10-5
785-10-5
785-10-5
285-10-5
285-10-5
кг\см^
830
4000
11000
1200
3800
Е
кг\сл&
0,11-106
2,1-Юб
2.ЫС6
0,7-106
0.7-1С6
Удельная прочность
на

растяжение
°ъ\1
16-105
на изгиб
а2/3/Т
1,70-105
на
продольную

,устойчивость
Щ-х
2100-105
1 1
5-105|o,32.1C5|2700-105
14-105
4-105
13-105
0,63-105
0,40-105
0,86-105
2700-105
2450.105
2450-105
на
местную

устойчивость
| £1/3/7
0,92-105
0,16-105
0,16-105
0,31-105
0,31-105
Как видим, сосна — выгодный в весовом отношении материал,
€сли сечения достаточно мощны, чтобы развивать предельные
напряжения. Мягкая сталь не могла и не может с ней конкурировать
по всем показателям, кроме показателя продольной устойчивости.
Этим и объясняется тот факт, что мягкая сталь в фермах
фюзеляжа, стержни которого работают на продольный изгиб,
применялась начиная с первых самолетов, а для лонжеронов крыла,
работающих на изгиб со сжатием, она оказывалась невыгодной. При
малой строительной высоте лонжероны получались очень
тяжелыми из-за плохой удельной прочности стали на изгиб, а при большой
строительной высоте профиля из-за плохой работы на местную
1 Под словом «рабочее» надо понимать напряжение, при котором
рассматриваемый элемент разрушается, подвергаясь самому невыгодному для него виду
нагружения.
80

устойчивость тонкостенных сечений. Таким образом, мягкая сталь
на заре развития авиации оказалась по сравнению с сосной
невыгодной, с точки зрения веса.
Легированные стали с большим разрушающим напряжением
на разрыв оставались, как и мягкие, непригодными для авиации,
так как из-за тонкостенности сечений они, имея плохой
показатель по местной устойчивости, не позволяли в сечении развивать
большие рабочие напряжения. Появившийся в начале XX в. новый
легкий металл — алюминий — тоже не привился в авиации из-за
своей малой удельной прочности на растяжение и на изгиб
(показатели продольной и местной устойчивости у него были не так
плохи), хотя из-за своих малых предельных напряжений он
требовал размера сечений, обеспечивающих «рабочие» напряжения,
близкие к предельным.
Только с появлением дуралюмина авиация получила металл,
мало уступавший сосне по удельной прочности и позволявший при
строительных высотах, меньших высот бипланных коробок, но
соизмеримых с высотами 15—20% профилей крыльев, получать
толщины сечений, обеспечивающие получение высоких «рабочих
напряжений без местной и общей потери устойчивости. Таким
образом, он оказался способным конкурировать с сосной по весу
(а вес в то время имел решающее значение) и в то же время
обладал рядом технологических, производственных, конструктивных и
эксплуатационных преимуществ. В результате в 1919 г. появились
первые самолеты из дуралюмина. Начался период механизации
производства самолетов.
Интересно отметить, что этот переход на дуралюмин,
требовавший для своего более выгодного использования больших
толщин стенок конструкций, получавшихся только при меньших
строительных высотах ферм, оказал существенное влияние на изменение
конструктивной схемы самолета, на переход от биплана к свободно-
несущему моноплану, так как он позволял не увеличивать вес
конструкции при меньшей строительной высоте и одновременно с
этим позволял уменьшать лобовое сопротивление самолетов. Это
ясно видно из того, что в период с 1919 по 1922 г. было
изготовлено по схеме биплана из дерева 42, а из дуралюмина 2
истребителя. По схеме моноплана, наоборот, из дерева — 4, а из
дуралюмина — 18 истребителей.
Связь между материалом и конструктивной схемой ясно
проступала в попытках удержать дерево в монопланных
конструкциях, что приводило либо к конструированию лонжеронов, в
которых полки занимали всю высоту сечения (фиг. 63, а), либо к
употреблению так называемой «облагороженной» древесины, имевшей
по сравнению с сосной существенно большие удельный вес и
предельные напряжения (фиг. 63,6), либо к изготовлению
непрерывного многостеночного кессонного лонжерона (фиг. 63, в), либо к
созданию многослойной конструкции (фиг. 63, г).
Чтобы закончить эту мысль, забежим вперед и отметим, что
высокопрочные стали даже в середине 30-х годов не привились
81

из-за тонкостенности, ажурности и многодельности конструкций
(фиг. 64). И только в конце 50-х годов это положение изменилось.
Для обеспечения дальнейшего роста скорости необходимо было
существенно уменьшить относительную толщину профиля, т. е.
«с^т=>
Фиг. 63. Силовые схемы сечения крыльев
самолетов:
а) Як-1, б) ЛаГГ-3, в) Би, г) «Москито».
строительную высоту лонжеронов. Это привело, несмотря на
улучшение прочностных свойств дуралюмина в 1,5 раза, к
недопустимому увеличению толщины полок дуралюминовых лонжеронов
(повторение «истории» с дере-
Сталь'З
Вультон-Поль
вом см. фиг. 63). В этих
условиях применение стальных
полок, получавшихся по условиям
прочности настолько
массивными, что стало возможным
снятие с них «рабочих»
напряжений, близких к предельным,
оказалось более выгодным, так
как такие полки по весовой
отдаче сечения стали лучше
дуралюминовых.
Аналогичная картина,
только вызванная соображениями
уменьшения веса конструкции
корпуса с целью увеличения
боевой эффективности корабля,
имела место и в
военно-морском флоте. Академик
А. Н. Крылов в книге «Мои воспоминания» отмечает следующий
случай, произошедший в декабре 1924 г. во время осмотра совет-
ш
Фиг. 64. Стальные тонкостенные
лонжероны.
82

ско-французской комиссией стоявших в гавани Бизерты русских
военных кораблей, уведенных туда Врангелем:
«Рядом со стоявшим эсминцем (Черноморского флота, — В. Б.), можно
сказать, борт о борт стоял французский эсминец того же возраста и того же
водоизмещения (1350 т), как и наш.
Разница в боевых качествах была разительной, как то наглядно показывает
таблица.
Сравнительная таблица вооружения наших и французских эсминцев
Минных аппаратов тройных для мин
диаметром 61 см
Число мин в залпе
Заряд мины
Полный заряд в залпе
Число орудий
Калибр орудий
Длина орудий в калибрах
Длина снаряда
На нашем
4
12
200 кг
2400 кг
5
105 мм
62 кал
5,5 кал
На
4
французском
(двойных)
8
100 кг
800 кг
5
105 мм
30 кал
2,75 кал
Само собой разумеется, что адмирал Буи (председатель комиссии. — В. Б.)
не мог не обратить внимание на столь явно заметную разницу в боевом
вооружении, что он выразил словамих-cVous avez des canons, nous avons des petoires>
(У вас пушки, у нас пукалки). Нечего и говорить, что по дальности,
настильности траектории и величине разрывного заряда наши пушки приближались к
французской шестидюймовке (150 мм, — В. Б.). «Каким образом, — спросил
меня адмирал Буи, — вы достигли такой разницы в вооружении эсминцев?» —
«Взгляните, адмирал, на палубу, кроме стрингера, в котором вся крепость, все
остальное, представляющее как бы крышу, проржавело почти насквозь, трубы,
их кожухи, рубки и т. п. —i все изношено. Посмотрите на ваш эсминец, на нем
все как новенькое, правда, наш миноносец шесть лет без ухода и без окраски, но
не в этом главная суть. Ваш миноносец построен из обыкновенной стали и на
нем взято расчетное напряжение в 7 кг на 1 мм2, как будто бы это был
коммерческий корабль, который должен служить не менее 24 лет. Наш построен целиком
из стали высокого сопротивления, напряжение допущено в 12 кг и больше —
местами до 23 кг/мм2. Миноносец строится на 10—12 лет, ибо за это время он
успевает настолько устареть, что не представляет более истинной боевой силы.
Весь выигрыш в весе корпуса и употреблен на усиление боевого вооружения и
вы видите, что в артиллерийском бою наш миноносец разнесет вдребезги, по
меньшей мере, четыре, т. е. дивизию ваших раньше, чем они приблизятся на
дальность выстрела своих «пукалок». — «Comme c'est simple» (Как это просто)».
Как видим, использование уравнения существования корабля
для повышения его боевой эффективности оказалось возможным
только потому, что конструкция позволила при замене мягкой
стали на упрочненную снять с нее почти в два раза большие
«рабочие» напряжения и тем уменьшить долю веса корпуса корабля, т. е.
^корпуса. Экономия же от этой замены была использована для
усиления вооружения, т. е. боевой эффективности корабля.
Возвратимся к вопросам производства.
83

Итак, с приходом дуралюмина в авиацию начался новый этап
в технологии: она получила возможность развивать
машинизированное производство. Машинизация в начале развития
металлического самолетостроения шла по общему пути с машиностроением
и двигателестроением, по линии рационализации процессов и
оснащения металлообрабатывающих и станочных операций, по линии
оснащения рабочего различным ручным механизированным инстру-
* 30
>20
«О
Й-
'А
У\
5
W
о
4 5 6
Класс сложности
детали
Фиг. 65. Трудоемкость и
степень сложности
изготовления механических
деталей из разных
заготовок.
/—из куска материала, 2—
поковка. 3—штамповка, 4—
литье в землю, 5—литье под
давлением.
Фиг. 66. Трудоемкость различных
видов работ при изготовлении
самолета.
ментом, по линии оснащения
производства стапелями для сборки, механизации
заготовительных операций и
стандартизации полуфабрикатов и изделий.
Как видно из фиг. 65, применение штамповки или литья взамен
изготовления «из куска» или поковки давало примерно двойную
экономию' в трудоемкости изготовления деталей, требовавших
механической обработки. Но так как таких деталей было не много,
всего 10% (фиг. 66), эффект от применения этих способов был
невелик (всего 5%).
Небольшое сокращение трудоемкости было получено и на
заготовительных работах: хотя применение падающих молотов и
прессов давало огромное (в 10 раз) уменьшение трудоемкости
медницких работ (фиг. 67), трудоемкость всего самолета
снизилась только на 13%, так как этих работ было всего 15% от всей
трудоемкости самолета (фиг. 66).
Таким образом, трудоемкость самолетов, хотя и снижалась,
но значительно медленнее, чем трудоемкость сильно
механизированных двигателей и даже автомобилей. Так, в последние годы
второй мировой войны трудоемкость самолета, соизмеримого с
автомобилем, была больше раз в двадцать.
Как видим, применение средств, очень эффективных для
отдельных, но малых частей производства самолета, на его общую
84

трудоемкость большого влияния не оказывало. В результате
количество выпускаемых самолетов определялось количеством занятых
в авиационной промышленности рабочих, что видно из того, что
за границей за время с 1937 по 1945 гг. число рабочих на
авиационных предприятиях увеличилось в 15 раз. А так как и в
дальнейшем спада потребности в самолетах не предвиделось, можно
судить, как быстро нарастала и растет до сих пор необходимость
разрешения вопроса снижения трудоемкости. В начале 40-х годов,
когда вопрос действительно массового производства самолетов
встал очень остро, анализ и выбор факторов, наиболее сильно
влияющих на трудоемкость, был
осознан и сформулирован.
Если мы возьмем в упрощенном
виде составляющие трудоемкости
самолета (механических, заготовительных,
сборочных и монтажных работ), то
получим следующее равенство:
«О
15
/1
г]
О 1 2 3
Классы точности
детали
Фиг. 67. Трудоемкость
медницких работ.
/—ручная выколотка, 2—штамповка
на прессах.
' сам — * мех ~г *■ загот + ' сбор + ' монт.
Разделив это равенство на ГСам,
получим уравнение относительных
трудоемкости, напоминающее уравнение
существования самолета:
1 == ьмех ~г ьзагот ~г ьсбор ~г ьмонт.
Для самолета из дуралюмина
будем иметь распределение
относительных трудоемкостей на заклепках, как
показано на фиг. 66.
Как видим, трудоемкость
механических и заготовительных работ
составляет небольшую долю от общей
трудоемкости. Поэтому, естественно, улучшения, проводимые в них,
не могли дать существенного выигрыша. Клепально-сборочные
работы составляют большую долю общей трудоемкости, и поэтому
оснащение рабочего механизированным инструментом дало в
начале развития металлического самолетостроения заметный эффект,
но дальнейшее сокращение трудоемкости клепально-сборочных
работ приостановилось. Трудно поддавалась сокращению и монтажно-
сборочная часть трудоемкости, которая, наоборот, возрастала из-за
увеличения количества оборудования и вооружения. Таким
образом, основные доли трудоемкости, составлявшие вместе около 70%
всей трудоемкости, сокращению не поддавались.
Чтобы проанализировать, какими же факторами надо было
воспользоваться для того, чтобы получить наибольшее сокращение
трудоемкости, необходимо было установить зависимости
отдельные составляющих трудоемкости от влияющих на них факторов.
Так, |мех зависит от специализации станков, приспособлений,
амортизации всего этого, допусков и пр.; |загот зависит от оснащен-
85

ности прессовым и другим оборудованием, оснащенности
штампами и лекалами и т. п.; £клеп-сбор зависит от степени механизации
рабочего, фронта работ и т. д.; £монт зависит от количества
оборудования, фронта работ, оснащенности рабочих мест, их
механизации и пр.
Таким образом,
«мех = /(^ */»■•);
'загот^(а«р> V • • •);
£, = Ф(аФ, *Ф,...)-
После подстановки в уравнение относительных трудоемкости
получим
1=/(0,, &/, ...) + <р(я*> *?, ...) + •• --гФ(Яф> V--)-
В таком виде это уравнение становится уравнением состояния
производства самолета. (Здесь мы видим почти полную аналогию
уравнению существования самолета, полученному подобным же
образом из уравнения баланса весов).
По величине , ——... мы можем судить о степени влияния
да дЬ
изменений af, bf... на /, а по произведению Ьа/-^-, ob/ — ...
и т. д. о величине изменения / при изменении аргументов а/у bf,..
на величину ia^ 8fy,. . . Таким образом, в результате изменения,
например af на величину Ьа^ первое слагаемое уравнения состояния
производства при улучшении процесса будет равно
'■-('-'«'^о'-
так как в случае улучшения технологического процесса —^- будет
да
отрицательно. Тогда
/,+? + ...+ Ф=1-8а/-р-=1-8/.
да
Для того чтобы вернуться к прежнему виду уравнения (иметь в
правой части единицу), необходимо каждый член полученного
уравнения разделить на его правую часть. Тогда мы будем иметь
1 _ 5/ 1 - 5/ 1-5/
Как видим, от изменения одного из слагаемых меняют свою
величину и все остальные, т. е. происходит перераспределение
значимости слагаемых, которое может выдвинуть на первое место
другую сторону производства самолета.
Как мы отмечали выше (см. фиг. 66), основная часть
трудоемкости падает на клепально-сборочные и монтажно-сборочные ра-
86

боты. Основными факторами, препятствовавшими уменьшению
этой большой части трудоемкости, являлись: невозможность
расширить фронт работ, большое количество неудобных для работы
мест и недостаточная освещенность рабочего места. Все эти три
фактора вели к снижению производительности труда. Поэтому
улучшение их должно было сильно уменьшить трудоемкость всего
Фиг. 68. Непанелированная конструкция фюзеляжа, разделенная
на секции поперечными сечениями.
о;.
самолета. Сначала пробовали разбивать агрегаты самолета на
части (К\, ^2,-.- Фь ^2-..), но этим трудоемкость почти не
изменялась, так как ни число рабочих мест, ни удобство работ, ни
освещенность почти не менялись (фиг. 68). Только в 1937 г. начали
появляться первые панелированньге конструкции (фиг. 69, а и 69, б)
Эти конструкции радикально
разрешили вопрос об уменьшении
трудоемкости. Действительно, па-
нелированная конструкция, во-
первых, не лимитирует количества
рабочих мест (фиг. 70), что
сильно сокращает цикл производства
и затраты на сложные большие
стапели; во-вторых, делает все
места работы доступными,
сохраняя при этом позу рабочего
удобной для работы, что
непосредственно влияет на трудоемкость
(фиг. 71) и улучшает качество
работы; в-третьих, увеличивает
освещенность рабочих мест,
что не только снижает
трудоемкость (фиг. 72), но и улучшает
качество работы; в четвертых,
воздействует на наиболее
трудоемкие части производства
самолета — клепально- и монтажно-сборочные работы, составляющие
около 70% трудоемкости изготовления всего самолета. В одной
разрезной панелированной конструкции было достигнуто снижение
трудоемкости клепальных и монтажных работ на 33%.
(Трудоемкость клепальных работ снизилась на 20% и от 40% дала 20 • 0,4 =
= 8% снижения общей трудоемкости; трудоемкость монтажных
работ снизилась на 50% и от 30% дала 50 • 0,3=15% общей тру доем-.
Фиг. 69. Панелированная
конструкция крыла (а) и фюзеляжа (б).
87

кости). В результате применение разрезной панелированной
конструкции дало снижение всей трудоемкости изготовления самолета
на 23%.
Поэтому в настоящее время, как для получения хороших
летных данных необходима рациональная компоновка самолета, как
для получения минимального веса конструкции планера необходи-
Фиг. 70. Преимущества в условиях работы при различных
конструкциях.
а)—непанелированная конструкция, б)— панелированная конструкция.
ма рациональная силовая схема конструкции планера-, — так для
получения минимальной трудоемкости самолета необходимо
рациональное панелирование конструкции самолета.
Таким образом, чтобы иметь хороший самолет, надо с
самого начала разработки его конструкции наравне с аэродинамикой
и прочностью закладывать и технологические возможности, т. е.
рассчитывать укрупненно его технологичность и трудоемкость
88

Время на операцию
б минутах
0,1-
0,09-
0,08
0,07-
0.06-
йоь.
0.0k-
0,02-
aot-
0
0,033
%
Стоя
аоио
\
Согнувшим
0,050
^
На коленях
0,053
Ч
накорточт
0,070
Лежа на
животе
0,080
А
Лежа на •
проб, боку
0,080
Ь
Лежа на
лев. боку
0,080
3£Z^
Лежа на
спине
Фиг. 71. Влияние позы рабочего на время производства операции.
Изменение
производительности труда
200 Освещенность 8 люксах
Фиг. 72. Влияние освещенности рабочего места
на производительность труда.
Фиг. 73. Распределение вносимых
в чертежи изменений в процессе
производства самолета
89

Пренебрежение технологичностью приводило в 30-х годах к 70%
изменений по производственны.м требованиям (фиг. 73), что надо
считать недопустимым. Это значит, что в требованиях к самолету,
помимо летных данных, данных по живучести, боевой
эффективности, оборудованию, вооружению и эксплуатации, должны
содержаться и экономические требования, обеспечивающие
минимальные трудовые затраты на один самолет. Эффективность последнего
можно видеть, хотя бы из того, что стоимость изготовления
неразрезной конструкции в 4—5 раз больше разрезной.
Однако не следует забывать, что панелирование относится не
только к членению конструкции планера, но и к соответствующему
членению всех монтажных схем таким образом, чтобьп на
отдельных панелях заканчивались не только клепально-сборочные, но и
монтажно-сборочные работы, иначе снижение трудоемкости будет
существенно меньше.
Надо отметить, что разработанный с помощью уравнения
состояния производства метод определения сравнительной трудоемкости
разрезных конструкций позволяет оценить эффективность того
или иного нового оборудования и дает возможность предъявить
к нему технические требования, способные двигать вперед
производительность труда. Так, применение клепальных прессов не
давало большого снижения трудоемкости самолета, хотя время
клепки сокращалось в 1,5—6 раз К
Это происходило в основном потому, что время клепки
составляло меньше половины времени, необходимого для постановки
заклепки (табл. 13).
Таблица 13
Ручная клепка дуралюминовой потайной заклепки 0 5 мм
Род операции
Время в сек.
Время'в %
Сверловка
6
41
Раззенковка
2,4
17
Расклепка
6,2
42
Всего
14,6
100
Поэтому снижение трудоемкости прессовой клепки по
сравнению с ручной давало значительно меньший эффект, что видно из
табл. 14.
Таким образом, было выявлено влияние оснащения прессами
на снижение трудоемкости клепки, целесообразные размеры и
мощности пресса, намечены способы параллельной прессовой клепки,
последовательной и пр.
1 Так, время постановки заклепки диаметром 5 мм при применении
различных инструментов следующее:
ручного инструмента 6 сек.
пресса индивидуальной клепки 4 »
пресса групповой клепки • . 1 >
90

^s^
Фиг. 74. Схема процесса сборки панелированного самолета.

Таблица 14
Трудоемкость при различных видах клепки
Род операции
Ручная клепка
Индивидуальная прессовая
Групповая прессовая
Клепка в % от
начальной
трудоемкости постановки
заклепки
42
28
7
Трудоемкость
клепки в % от
ручной клепки
100
86
65
При этом выявилась необходимость обратить внимание на
другие операции при постановке заклепки, так как роль клепки упала
с 42% до 10%, а роль сверловки и зенковки поднялась до 90%.
Это указывало на необходимость механизировать и эти операции.
Эти же методы позволили сравнить способы соединения между
собою, включая и точечную сварку.
Время, затрачиваемое на постановку одной заклепки:
ручная клепка 15 сек.
прессовая клепка 9 »
сверловка и прессовая клепка 2 »
точечная сварка 2 »
В качестве примера процесса изготовления современного пане-
лированного самолета можно привести фиг. 74, изображающую
один из американских самолетов в расчлененном на панели виде.
РАЗВИТИЕ АВИАЦИИ ЗА 1939—1959 гг.
Надо сказать, что уже в конце 30-х годов аэродинамические
лаборатории и отдельные конструкторы, имея дело с самолетами,
развивающими скорости, близкие к скорости звука, предвидели
предстоящие трудности, связанные с переходом к сверхзвуковым
скоростям полета 1. Продувками был выявлен такой рост
сопротивления при приближении к звуковой скорости (как у профилей
крыльев, так и у тел вращения), который требовал при
дальнейшем увеличении скорости значительного роста
энерговооруженности самолета, т. е. сильного уменьшения удельного веса и удель
ного лба авиационных двигателей. Это побуждало наряду с
совершенствованием поршневых двигателей начать поиски других типов
двигателей, как воздушно-реактивных, так и жидкостно-ракетных.
У нас с успехом начали заниматься разработкой и тех и
других. За границей тоже пытались применить новые двигатели в
авиации: в Германии Юнкере начал свои опыты с планерами,
устанавливая на них пороховые двигатели; в Италии на самолете Кап-
1 См. рефераты о докладах Хейнкеля и Мессершмидта в ТВФ № 6, 7, 8 за
1939 г., продувки Ферри и т. п.
92

рони-Кампини с мотокомпрессорным1 двигателем в 1941 г. был
произведен перелет из Тальедо в Гвидонию протяженностью в
268 км.
Таким образом, авиация начала подходить к овладению и
новыми двигателями, работа которых основана на принципе прямой
реакции, и новыми скоростями, при которых полет подчинялся уже
другим законам.
Но военная обстановка 1939—1945 гг. заставила в первую
очередь заниматься потребностями фронта, и поэтому основное
внимание было уделено совершенствованию и модификации
самолетов и двигателей, состоящих на вооружении. Вследствие этих
усовершенствований скорости самолетов за время войны 1939—1945 гг.
возросли примерно на 20%.
Однако главным было не это, а то, что к концу войны появились
реактивные двигатели и самолетьи, ракеты, радиолокаторы,
атомное оружие, что следующий этап развития авиации мог опираться
на качественно новые достижения военной техники второй
половины XX в. и что эти достижения обусловили резкий поворот в
развитии вооруженных сил вообще. Определяющим же для
послевоенного периода было и остается появление атомного оружия.
В жизни вооруженных сил было два особенно крутых поворота,
связанных с изменением вида поражающей энергии. С древних
времен до XVI—XVIII вв. такой энергией была мускульная энергия —
сила бойца (Геркулес, Пересвет и Челубей в Куликовской битве
1380 г. и др.); оружие разделялось на наступательное (праща, лук,
меч, копье, палица) и оборонительное (кольчуга, шлем, щит), а
вооруженные силы — на легкие (легко вооруженная пехота) и
тяжелые (тяжело вооруженные пехота и конница). Военные действия
вели войска, обоз которых был невелик, так как оружие воины
несли на себе, а продовольствие добывали на месте. Бой был
единоборством на линии соприкосновения воюющих сторон, что
приводило к развитию линейной тактики и плотных строев пехоты и
конницы.
В XVI—XVIII вв. на смену мускульной энергии пришла
химическая (порох) и принесла с собой свои возможности и оружие, что
заставило отказаться от многого привычного для вооруженных
сил. Орудия, увеличившие дальность огня и позволившие
действовать через головы наступающей пехоты, придали бою второе
измерение — глубину и сделали его из линейного — площадным;
картечь, бомбы, ружья, давшие возможность поражать далеко
отстоящего противника и притом не одного, а многих, заставили
отказаться от плотных строев, единоборства и т. п. В это время
разделение на наступательное и оборонительное оружие стало
сглаживаться, но деление на тяжелое и легкое осталось и даже
усилилось.
В период с XVI до конца XIX в. в значительной степени
увеличилась зависимость вооруженных сил от запасов оружия, так как
1 Мотокомпрессорными двигателями стали называться воздушно-реактивные
двигатели, компрессор которых приводился в действие поршневым двигателем-
93

мощность промышленности была недостаточна для пополнения бое-
припасов, расходуемых во время военньих действий. Поэтому
войны велись накопленными запасами. Транспортные средства еще
основывались на мускульной энергии (лошадь), поэтому темпы
военных действий были невелики. Все это заставляло искать
победы в уничтожении вооруженных сил противника, а не в занятии
его территории и подавлении его воли к сопротивлению.
Период 1900—1950 гг. был периодом расцвета применения
химической энергии. Он характеризовался тем, что промышленность
оказалась в состоянии (при некотором ограничении внутренних
потребностей воюющих государств) пополнять убыль расходуемых
боеприпасов.
Таким образом, в военные действия были вовлечены тылы
воюющих сторон. Естественно, поэтому, что к задаче — действовать
через голову переднего края, — прибавилась задача —
воздействовать через головы воюющих армий на промышленность и
средства сообщения противной стороны.
На запрос такого характера техника ответила созданием
самолета— оружия, которое еще в своем, так сказать, «детском»
возрасте нашло широкое применение в боевой обстановке. Позднее,
с появлением новых видов оружия таких как танки, автоматы, а
также в связи с очень сильным ростом транспортных
возможностей и возможностей сосредоточения, все прежние взгляды на
способы ведения военных действий подверглись коренному
пересмотру. Армии из профессиональных стали массовыми, понятие
сосредоточения изменило свой смысл, успех в одном месте не стал
решать исхода войны, сильно выросли возможности наращивания
сил, контрударов и т. д.
Но самолет (разведчик, бомбардировщик), как уже было
сказано, сам быстро выработал свое противоядие — истребитель и
зенитную пушку. Правда, эффективность этих боевых средств
была невысока (1—3% сбитий), но и эффективность бомбометания
с химическими взрывчатыми веществами была в силу
относительной слабости их действия против больших по размерам и
прочности целей 1 тоже весьма невысокой. Такая уравновешенность
наступательные и оборонительных качеств авиации была причиной
того, что появление авиации — этого нового рода вооруженных
сил не вызвало особой ломки вооруженных сил в целом.
В конце первой половины XX в. появился новый вид энергии —
ядерная. Как в свое время химическая, ядерная энергия принесла
столько новых особенностей, что заставила подвергнуть
пересмотру многие прежние взгляды.
Колоссальная разрушительная способность нового вида
оружия, особенно эффективного при действии по тыловым
объектам, нарушила равновесие между наступательной эффективностью
бомбометания и оборонительной эффективностью истребительной
1 Для разрушения центра города Дрездена во вторую мировую войну
потребовался налет нескольких тысяч тяжелых бомбардировщиков типа Б-17 и
Б-29.
94

авиации совместно с зенитным огнем, что заставило, с одной сто-
роньи, обратить особое внимание на совершенствование средств
доставки этого оружия к цели, а с другой, — в еще большей
степени — на совершенствование средств противодействия такой
доставке.
Теперь в связи с колоссально возросшей эффективностью
бомбардировщиков прежние 1—3% сбития ни в коей мере никого уже
не устраивают. Для нейтрализации сильно возросшей
наступательной мощи бомбардировочной авиации необходимым стало
стопроцентное недопущение противника в тыл страны.
Под знаком необходимости нейтрализовать возросшую
наступательную способность средств воздушного нападения обеспечить
возможно более надежную доставку к цели боевого ядерного
заряда и проходило в иностранных армиях послевоенное развитие
летательных аппаратов. Центр тяжести борьбы перенесся с боепри-
паса на само орудие.
По уже укоренившейся привычке США стали продолжать
развивать летно-технические свойства аппаратов, чтобы увеличить
их эффективность в воздухе. Однако в результате применения
управляемые зенитных ракет против самолетов задачу борьбы с
последними удалось решить очень эффективно, и самолеты стали
уязвимы в воздухе. Создание межконтинентальных ракет дальнего
действия для доставки боевого ядерного заряда к цели решило
задачу неуязвимости в воздухе при доставке. Казалось бы, вопрос
решен однозначно, и ракета должна вытеснить крылатые аппараты
и как средство защиты, и как средство нападения. Однако эти
преимущества в боевой эффективности в воздухе оказались явно
недостаточными при более широком рассмотрении вопроса.
Как же оценить эффективность различные летательных
аппаратов? Некоторые американские авторы предлагают оценивать
эффективность по вероятности достижения цели. Вероятность доставки
зависит и от неуязвимости в воздухе и от неуязвимости на земле
^дост.цели^1 — №уничт= * ~~/(^и.а> ^з.а> ^ст> ^пд)>
где Ц7И а, У73.а> ^ст и ^пд — вероятности уничтожения в воздухе
истребительной авиацией, зенитными средствами, на земле при
стоянке, на земле при подготовке.
При рассмотрении этих величин оказалось, что ракеты и
крылатые аппараты обладают разными WCT и \^Пд и, что более важно,
разными перспективами улучшения их. Потребовалось более
широкое их сравнение.
Проследим сначала, как изменялись эти вероятности с
развитием военной авиационной техники (фиг. 75):
1. Процент встреч все время увеличивался сначала вследствие
концентрации самолетов в воздухе (вторая мировая война), а
затем вследствие внедрения радиолокации.
2. Процент потерь возрастал вследствие роста процента встреч
в воздухе, повышения эффективности огня зенитной артиллерии
(внедрения ЗУР) и защитного огня бомбардировочной авиации,
95

увеличения эффективности оружия, возрастание убойности
которого не могло быть полностью нейтрализовано ростом живучести.
Естественно, что среднее количество боевьих вылетов до
уничтожения, т. е. величина, обратная вероятности уничтожения,
сильно падала.
3. Атомное оружие настолько увеличило вероятность
уничтожения на земле, на аэро-
Причины
роста
дромах — WHm3f что она
стала больше вероятности
уничтожения в воздухе.
Мы уже
рассматривали, от чего зависит
вероятность сбития
противника истребителями (см.
фиг. 29 и 32).
Вероятность сбития
огнем зенитной артиллерии
зависит в основном от
плотности огня и свойств
оружия. Кроме того, она,
как и вероятность
сбития истребителем,
существенно зависит от
высоты.
Вероятность
уничтожения на аэродромах во
время стоянки зависит в
основном от возможностей
рассредоточения. Кроме
того, она зависит от
времени стоянки и глубины
базирования.
Вероятность
уничтожения на аэродромах во
время подготовки к
полету зависит в основном
от времени подготовки
и глубины базирования.
Кроме того, как и
предыдущая вероятность, она
зависит от степени
рассредоточения.
Если попробуем
изобразить эти вероятности
графически, то получим следующее (фиг. 76):
Вероятность сбития в воздухе — WB.B — будет слагаться из
вероятностей сбития истребительной авиацией (ИА), ствольной
зенитной артиллерией (СЗА), зенитными управляемыми
реактивными снарядами (ЗУР). Каждая из этих вероятностей слагается,
Фиг,. 75. Схема изменений вероятностей.
w
встр
вероятность встреч в воздухе возросла,
главным образом, за счет радиолокации,
обеспечцвшей наведение;
WK а— вероятность сбития в воздухе
истребительной авиацией возросла по той же причине:
W — вероятность сбития в воздухе зенитной
артиллерией возросла, главным образом,
за счет внедрения ЗУР;
WBB — вероятность сбития в воздухе возросла за
счет радиолокации и ЗУР;
уничтожения на земле
возросла за счет применения атомного
оружия;
W — вероятность уничтожения суммарная воз-
росл? за счет радиолокации ЗУР и
атомного оружия.
96

в свою очередь, из вероятностей сбития отдельных видов оружия,
существующего или предполагаемого.
Эти виды оружия отличаются друг от друга величиной
вероятностей сбития и главное высотой применения. Поэтому,
например, И^з.у.р будет иметь вид, изображенный на фиг. 76, а, так как
зенитные управляемые снаряды типа «Найк — Геркулес» имеют
высоту применения 23—25 км, а высота применения более
ранних и поэтому менее высотных зенитных управляемых снарядов
В) {
сзя
нн
лн
^мк
г)
Суммарная
^ЗУР
of Я
ЩШ^СЗА
Щр
w.
ия
Щзй щ
Фиг. 76. Вероятность сбития бомбардировщика в зависимости
от высоты.
только 18 км, снарядов фирмы Эрликон
1 WC.3.3L будут иметь вид, изображенный
№в.в — бУДУт
типа «Найк — Аяко:
около 14 км.
Аналогично №и.а
на фиг. 76, б и 76, в.
Таким образом, вероятности сбития в воздухе
иметь вид, изображенный на фиг. 76, г.
Как видим, с точки зрения увеличения вероятности достижения
цели, желательно летать не на средних, а на больших или малых
высотах.
Это обстоятельство было причиной стремления «ухода»
бомбардировщиков США и Англии в высоту и скорость (Б-58,
«Вулкан»), а за последнее время — причиной усиленных исканий
возможностей использования самолетов на малых высотах.
Это видно и из того, что в США и Англии сняты с вооружения
тактические бомбардировщики «Канберра», так как на средних
высотах, на которых они могли достаточно успешно отыскивать
цели и поражать их, используя имеющееся оборудование,
вероятность сбития WB.B стала большой, а на большой высоте и скорости,
имея приемлемую WB.By они не могли различать малоразмерные
и подвижные цели и достаточно точно поражать, их; на малых же
97

высотах выполнять боевые задачи им мешало отсутствие
приборов и оборудования, позволяющего осуществлять
самолетовождение, отыскание целей и бомбометание, хотя WBB и была
благоприятна для полетов.
Вероятность уничтожения на аэродромах при стоянке зависит
от возможности рассредоточения, которая, в свою очередь
зависит в основном от Уотр и Упос, т. е. от нагрузки на квадратный
метр и Супос-
р >
Су по с
{
Бетон
Грунт
[поле
W,
cm
Фиг. 77. Вероятность
уничтожения бомбардировщика на
стоянке в зависимости от
коэффициента р/Супос
Фиг. 78,. Вероятность
уничтожения
бомбардировщика на земле
в зависимости от
времени подготовки его
к вылету и глубины
базирования.
При известном снижении V0TV и УПос становятся возможными
взлет и посадка на грунтовой аэродром, а при дальнейшем
снижении их и на небольшие малоподготовленные взлетно-посадочные
площадки. Это резко увеличивает возможности рассредоточения
и, следовательно, скачками уменьшает №ст. Поэтому вероятность
уничтожения при стоянке на аэродромах (WCt) имеет вид,
изображенный на фиг. 77. Надо отметить, что желание увеличить
высоту полета не находится в противоречии с желанием понизить
Уотр и Vuocy так как и для того и для другого необходимо
уменьшение нагрузки на квадратный метр.
Наконец, вероятность уничтожения при подготовке к вылету
(№Пд) в основном зависит при определенном рассредоточении от
времени подготовки, отнесенного к дальности базирования (фиг. 78).
О возможных значениях вероятностей сбития в воздухе—WB.B —
и уничтожения на земле—Wu.3 — можно судить по результатам
маневров НАТО «Carte blanche». В этих маневрах за первых
четыре дня военных действий было «уничтожено» 50% самолетов
98

у обеих воюющих сторон; из них 20% в воздухе и 30% на земле.
Эти цифры говорят о том, что в этих маневрах №ВВ^Ю,06; №нз~
«0,10 и №уня^0,16.
Как видим, №н.з стала больше №в.в> a WyH значительно
выросла. Надо полагать, что увеличение WB.B произошло вследствие
использования радиолокации и реактивного оружия, как класса
«3—В», так и «В—В», а увеличение WH,3 произошло несомненно
вследствие применения атомного оружия.
Рассмотрим, как развивалась авиация, начиная с 1945 г.
По установившейся традиции самолеты стремились увеличить
скорость полета, что реализовалось, во-первых, за счет
уменьшения удельного веса двигателей благодаря улучшению их
конструкции (нелишне отметить, что самолеты и в этот период, как и в
начальный, используют двигатели с меньшим удельным весом, даже
в том случае, если их тяга недостаточна для самолета,
удовлетворяя в этом случае потребность в тяге увеличением числа
двигателей) .
Во-вторых, за счет уменьшения удельного веса двигателей при
увеличении скорости полета самолета, что приводило к
увеличению тяги двигателя вследствие специфики его тяговой
характеристики (аналогично увеличению в полете высотности поршневых
двигателей благодаря увеличению давления во входных патрубках
от скоростного напора).
В-третьих, за счет уменьшения удельного веса и удельного лба
двигателей благодаря увеличению производительности
компрессоров, позволивших при прежних габаритах и весе получать
большие тяги. .
В-четвертых, благодаря совершенствованию входных и
выходных устройств двигательных установок, что приводило к
увеличению количества воздуха, проходящего через двигатель, и,
следовательно,— к уменьшению удельного веса и удельного лба
двигательных установок К
В пятых, благодаря изменению аэродинамических форм
самолетов (тонкие профили, стреловидность, малые удлинения), в
результате чего уменьшался с* волн и отодвигался МКрИТ.
Предыдущим определяются и пути развития ТРД. Если
рождением этого типа двигателей считать время создания стационарных
газотурбинных установок для электростанций, то появление
первых ТРД в Германии (Юнкере, BMW) и в Англии (Уиттл) надо
считать периодом становления этого типа двигателей в авиации.
Дальнейшее развитие их шло в противоположность поршневым
двигателям более целеустремленно. Разработанные для
поршневых двигателей критерии совершенства y»/ и се легли в основу
развития ТРД:
1 Правда, такие диффузоры стали появляться только в последнее время
у самолетов со скоростями больше 1,5—1,8 скоростей звука, F-104; Б-58 и др.,
так как только при таких скоростях потери в дозвуковых входных устройствах
становятся значительными.
99

улучшение параметров, влиявших на эти критерии, приводило
к быстрому совершенствованию самих двигателей;
улучшение к. п. д. компрессора и турбины вело к
уменьшению cv\
увеличение производительности компрессора — к уменьшению
повышение температур и степени сжатия—-к уменьшению cv\
улучшение степени восстановления давления и коэффициента
расхода в сверхзвуковых входных устройствах — к уменьшению *[
изменение расчетного числа М двигателя тоже вело к
уменьшению у и / на важных для самолета скоростях полета.
В результате такого развития двигателей скорость стали
ограничивать не тяговые возможности самолетов, а предельные
температуры нагрева конструкции самолета, двигателя, оборудования,
вооружения и предельные скоростные напоры.
Поэтому на сегодня скорость, по мнению некоторых
иностранных специалистов, перестает быть единственным основным
показателем совершенства самолетов, а разделяет первое место с высотой
полета и нетребовательностью к аэродромам.
Увеличение высоты полета при су = const и q=const зависит
от увеличения тяговооруженности — ja0= — •
Тд.у
Последнее возможно (при Л[= const) только при увеличении 2-д.у,
что можно сделать за счет уменьшения либо |э.о.в, либо |т.
Уменьшать %э.0.в —значит уменьшать весовую экономичность
самолета, что нежелательно. Поэтому целесообразно было сначала
использовать возможности уменьшения gT.
Одним из способов уменьшения является распространенный
в США долив топлива в воздухе после взлета, набора высоты,
разгона и прохождения части пути, а также перегрузка самолета
дополнительным топливом. Это дает снижение £т при нормальном
варианте загрузки на 0,1—0,15.
Уменьшить £т можно и путем ликвидации всяких излишних
резервов в дальности против требуемых театром военных действий и
ликвидацией способов использования самолетов, требующих
большего расхода топлива, вроде сбора больших групп.
Для восполнения расхода топлива можно также использовать
аэродромы подскока.
Задача придания самолетам неприхотливости к аэродромам
встала остро только в последнее время. Решение этой задачи
начали искать в уменьшении длины пробега путем усиления
средств торможения (автотормоза, тормозные парашюты, реверс
тяги и т. п.). Но это существенных результатов не давало, так
как все эти средства только уменьшали длину пробега, оставляя
прежней Упос, т. е. и сложность посадки и длину «промаза» при
посадке; в то же время неизменное и притом большое удельное
давление на грунт не позволяло перейти к эксплуатации
грунтовых аэродромов.
100

Чтобы самолеты были неприхотливы к аэродромам, если под
этим понимать не только малую длину разбега и пробега, но и
малую взлетную и посадочную скорости, обеспечивающие малые
давления в пневматиках и простоту взлета и посадки, им
необходимо дать большую тяговооруженность, малую нагрузку на
квадратный метр, большой сутюс и малое удельное давление на грунт.'
Первые два свойства — (л и р — одинаковы с требуемыми для
большого потолка; третье — супос — вызвало к жизни усиленную
разработку способов использования тяги для создания подъемной
силы и в виде изменения направления отбрасываемой струи
(фиг. 79), и в виде реактивных закрылков (фиг. 80); четвертое —
рппев привело к исследованию возможностей использования для
урШос.
Фиг. 79. Возможные изменения Фиг. 80. Реактивный закрылок,
направления тяги при взлете и
посадке самолета.
взлета и посадки лыжного шасси и способов вертикального
взлета, так как большая тяговооруженность позволяет использовать
первое, а часто и осуществить второе (фиг. 81, 82, 83). !
В результате в период 1945—1959 гг. скорость, взлетная тяга
и вес истребителей изменялись примерно так, как показано на
фиг. 84 и 85. Некоторые из этих истребителей даны на фиг. 86, 87,
88, 89, 90.
Развитие бомбардировщиков показано на фиг. 91, 92, 93, 94, 95,
96, 97, 98.
Заправщики прогрессировали одновременно с
бомбардировщиками (фиг. 99, 100).
Очень сильно развились военно-транспортные аппараты
(фиг. 101, 102, 103, 104, 105, 106). ;
Здесь надо обратить внимание:
1) на тенденцию сделать самолеты! безаэродромными
(парашюты, реверс, лыжи);
2) на отработку заправщиков как дозвуковых, так и
околозвуковых (КВ-50 и КС-135);
3) на отказ от внутреннего размещения снарядов и бомб на
сверхзвуковых самолетах (F-104, В-58);
4) на отработку нетребовательных к аэродромам военнотранс-
портных самолетов и вертолетов (С-124, С-130, R-4; S-56).
101

Фиг. 81. Самолет Белланка с лыжно-колесным
шасси, позволяющим производить посадку на
грязные, снежные, ледяные аэродромы, а также
на воду.
Фиг. 82. Вертикально-взлетающий аппарат с
поворотным крылом и двигателями Хиллер Х-18 (США).
Разведчик с двумя турбовинтовыми двигателями
Аллисон УТ40-А18 по 4850 л. с.
102

Фиг. 83. Бреге 941 с двойными закрылками
и четырьмя ТРД по 1250 л. с. (40 пассажиров,
крейсерская скорость 400 км/час, "полетный
вес 17—20 т, взлетная дистанция 200—300 м
и дальность 1200—1750 км).
Фиг. 84. Развитие скоростей истребителей по годам.
103

Взлетная тяга
(г)
10
10
Вес
(V
^
5
Г ^
I 1
(
с
1 ^
I
1
1 '
,
►
*.
>
>
On
а.
^
&
^
т
Oj
чэ
а
i
1
|
4
5
Си,
. S
1
*
щ j
1 4
1 4
*
14 л
и*
Ь9
«
57 Годы
Фиг. 85. Взлетные тяги и вес истребителей.
Фиг. 86. Истребитель «Дракон» (Швеция).
104

Фиг. 87. Взлет истребителя с
ускорителем.
Фиг. 88. Истребитель F-104 (США).
Фиг. 89. Истребитель «Хантер»
(Англия).
105

Фиг. 90. Истребитель «Тридент 1» с ЖРД
и двумя ВРД (Франция).
взлетная тяга
(Т)
ги
10
0
20
Вес
(Г) \
Т
19 53 Годы
Фиг. 91. Взлетные вес
и тяга фронтового
бомбардировщика
«Канберра».
взлетная
тяга
(Т)?о
0
Ь0
80
Вес
(т)
1
5
i
-
о
с
с
с
3
*:
1
■
i
ВТ
eta
1
45
U9
53
57 Годы
Фиг. 92. Взлетные вес и тяга
дальних бомбардировщиков.
взлетная тяга
(т)
1'/
«01
20
0
ио
80
120
160
вес
(т)
<
I
<N
*
4.9
51
годы
Фиг. 93. Взлетные вес и
тяга стратегических
бомбардировщиков.
Фиг. 94. Фронтовой бомбардиров*
щик «Канберра» (Англия).

\-—
Фиг. 95. Фронтовой бомбардировщик «Вотур»
(Франция).
Фиг. 96. Дальний бомбардировщик В-47 (США).
Фиг: 97. Дальний бомбардировщик
В-58, «Хастлер» (США).
Фиг. 98. Стратегический бомбардировщик В-52 (США).
107

Фиг. 99. Дозвуковой заправщик КВ-50 (США).
-«^вй^^Э
Фиг. 100. Околозвуковой заправщик КС-135 (США).
**^
Фиг. 101. Тактический военно-транспортный самолет С-119 (США)
(поднимаемый груз 8 т, дальность 3000 км).
108

Фиг. 102. Стратегический военно-транспортный самолет С-133А (США),
поднимаемый груз 30 т, дальность 6500 км.
Фиг. 103. Самолет С-124 (США),
поднимаемый груз 22 т, дальность 4000 км.
Фиг. 104. Самолет С-130 (США), поднимаемый груз
14 т, дальность 4500 км.
109

Фиг. 105. Вертолеты R-4 и S-56 (США).
Фиг. 106. Вертолет «Вертоль» УН-16 на 40 человек.
ПО

РАЗВИТИЕ ОДНОРАЗОВЫХ КРЫЛАТЫХ И
БАЛЛИСТИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Как указывалось выше, в конце Второй мировой войны
появился новый вид летательных аппаратов: одноразовые крылатые и
баллистические ракеты V-1 и V-2. Первая из них, V-1,
основывалась на самолетном принципе перемещения: горизонтальном
полете с помощью двигателя, работающего в продолжение всего
полета (фиг. 107);
вторая, V-2, основывалась на
баллистическом принципе перемещения: придании
аппарату кинетической энергии и направления
движения, необходимых для совершения
дальнейшего полета как свободно брошенного тела
с расчетом попасть в расчетную точку — цель
(фиг. 108).
Одноразовые летательные аппараты
предъявляли особенно жесткие требования к
оборудованию в смысле помехоустойчивости,
точности навигации и точности поражения цели,
чтобы этим компенсировать преимущество
самолета в возможности использовать
несколько способов навигации и
бомбометания.
Фиг. 107. Самолет-снаряд V-1.
Это способствовало развитию для беспилотных крылатых
аппаратов небольшой дальности, для аппаратов классов «3-В», «В-В»
и «В-3» телеуправления всем боевым полетом, а для беспилотных
дальних крылатых аппаратов класса «3-3» (типа «Матадор»,
«Навахо»)—астрономической, инерционной или астроинерцион-
ной автономной систем наведения.
Баллистические ракеты типа V-2, как говорилось выше, были
основаны не на принципе постепенного и непрерывного
расходования во время полета запасенной на борту энергии, а на принципе
импульсивного расходования этой энергии в течение короткого
Фиг. 108.
Баллистическая ракета
дальнего действия
V-2.
111

времени начала движения для набора большой скорости, которая
при соответствующей ориентации вектора скорости давала
аппарату возможность уже по баллистической траектории покрывать
любые необходимые для практики расстояния. Основой для
развития этих аппаратов были работы К. Э. Циолковского, Оберта,
Кондратюка, Цандера. Для таких аппаратов:
были получены свои уравнения существования, т. е. связи
различных свойств ракет между собой через количество материалов,
идущих на их реализацию;
были использованы свои критерии эффективности, т. е. связи
между различными свойствами и боевой эффективностью ракет и
влияние изменения этих свойств на изменение боевой
эффективности;
были использованы свои уравнения состояния производства,
т. е. связи между методами производства, конструкцией и
трудоемкостью.
Конечно, вид этих связей стал другим, изменилась значимость
многих факторов, но основной смысл остался. Так для ракет
уравнение баланса относительных весов в самой простой форме
представляется в виде
где Е0.в — доля веса оборудования и вооружения, равна
^о.в^^обор-Ь^б.ч"/ (^об» ^б.ч» ^' *•••)»
т. е. является функцией веса оборудования, боевой части,
дальности, удельного импульса и т. д.;
£д.у — доля веса двигательной установки равна
Со
т. е. является функцией начальной тяговооруженности,
совершенствования двигателей и т. д.;
5т — доля веса топлива равна
т. е. является функцией удельного импульса, начальной скорости,
дальности и т. д.;
£к — доля веса корпуса ракеты — равна
|к=6 (Р, аь, Хк,...),
т. е. является функцией нагрева в полете, материала, удлинения
корпуса и пр.
В результате уравнение существования для ракет, связывая
все основные качества ракеты между собою, принимает вид
l=MGo6, G6.4,...)+<p(m), 7о,..) + <ра V0,...) + e (Т°, аь>...).
Большие запасы топлива, сделали ракеты очень
чувствительными к факторам, от которых зависит запас топлива, т. е. к даль-
112

ности или, что то же самое, к начальной скорости и к удельному
импульсу, или, что то же самое, к экономичности двигателей.
Последнее в значительной степени определило области
использования различных ракетных двигателей. Так, в США пороховые
двигатели, самые удобные для эксплуатации (до последнего
времени имевшие самый малый удельный импульс), применялись на
ракетах малой и средней дальности, жидкостные на азотной
кислоте — на ракетах средней дальности; кислородные ЖРД
применяются на ракетах средней и большой, вплоть до
межконтинентальной и межпланетном дальностей.
Вторым по важности фактором у ракет является степень
совершенства конструкции. Как уже следует из формулы
Циолковского
!/=/.£-. In = £-g- -In =/-g"- In ,
1 — £т £пуст Сб.ч 4" ^об + £корп + £д.у
скорость простой ракеты при удельном импульсе i имеет свой
предел, определяемый относительными весами боевой части |б.ч,
оборудования £об, конструкции корпуса £Корп и двигательной установки
Е-д.у, ограничивающими возможный относительный запас топлива
£т. Но эти доли начального веса ракеты необязательно полагать
постоянными во все время разгона и полета ракеты; £0б, £коРп и £д.у
начального веса ракетьи можно уменьшать по мере выгорания
топлива, выбрасывая освободившиеся емкости, двигатели, их
оборудование и несущую их конструкцию и тем самым не тратить на
разгон этих ненужных уже ракете масс запасенное на ракете топливо.
Положив в уравнении Циолковского I* =£т+£корп+£об-}-£д.у и
беря i, отнесенным не к 1 кг топлива, а к 1 кг топлива с
приходящимся на него весом конструкции корпуса ракеты, двигателей и
оборудования, мы получим предельную теоретическую скорость
для ракеты с бесконечно большим числом ступеней. Ввиду того,
что при приближении величин £* к единице In — растет очень
быстро, использование принципа многоступенчатости дает очень
много и делает его очень сильным, а иногда даже и единственным
фактором улучшения ракет 1.
В результате при дальнейшем развитии ракет, параллельно с
одноступенчатыми ракетами типа V-2 появились и двухступенчатые
(табл. 15). Первые заняли диапазон дальности от 0 до 3000 км,
вторые — от 2500 до 8000 км.
Двигатели всех этих ракет работают, как уже говорилось, на
принципе импульсного использования энергии, поэтому сами
ракеты, набрав на коротком начальном участке скорость, движутся
далее под влиянием сил притяжения по баллистическим или косми-
1 Надо заметить, что этот принцип многоступенчатости использовался почти
всеми видами оружия: лук—стрела, ружье—пуля, танк—снаряд,
корабль—снаряд, самолет—бомба, а в последнее время стал применяться и в авиации в виде
систем матка—снаряд.
ИЗ

ческим траекториям. В связи с этим возникли трудности
управления ими на активном участке, где должны обеспечиваться
приемлемые для практики точности попадания. Трудности эти были
преодолены только после разработки приборов, измеряющих в
конечном итоге с высокой степенью точности получаемые в конце
активного участка величину и направление скорости ракеты и
автоматически выводящие ракету на нужный угол
траектории и нужную скорость.
Таково было развитие ракет для
поражения наземных целей с земли, т. е. ракет класса
«Земля—Земля».
Одновременно и даже несколько быстрее
развивались классы малых ракет,
предназначенных для борьбы с авиацией в воздухе
Фиг. 109. Ракета
класса «Воздух—:
Воздух» («Фал-
кон») .
Фиг. 110. Ракеты класса «Воздух—Земля».
а) сПетрел», 6) сРаскел».
(класс авиационных снарядов «Воздух—Воздух»), для борьбы
с авиацией с земли (класс зенитных управляемых ракет —
«Земля—Воздух») и, наконец, для борьбы с воздуха по наземным
целям (класс авиационных управляемых бомб и ракет «Воздух—
Земля»).
В результате к 1959 г. оказались или отработанными, или в
процессе испытания некоторые одноразовые беспилотные средства
(см. табл. 15).
114

Таблица 15
Данные некоторых иностранных ракет
Название
Страна
Вес

Дальность
Высота
Фалкон
Спарроу
„Воз дух—..Воздух-
США
55
140
10
9
см. фиг. 109
«Воздух — 3 ем л я*
Раскел
Петрел
Эрликон
Терьер
Найк-Аякс
Найк-Геркулес
Лакрос
Корпорел
Редстоун
США
6000
1700
•Земля—Воздух"
Швейцария
США
„Зем ля — Земля"
США
1 370
1500
1400
5000
25
35
35
65
14 1
—
18
24
см. фиг. ПО
см. фиг, Ш
I 1500
1 5500
18000
20
75
400
см. фиг. 112
Стратегические средней дальности
Юпитер А I США I 17 000 I 500 1 I см. фиг. ИЗ
Атлас
Снарк
Навахо
Тор
Юпитер С
Дальние
США
1 150000
50000
—
75000
75000
8 000
8 000
8 000
2500
2500
см. фиг. 114
Некоторые из этих аппаратов изображены на фиг. 115—129.
115

U , б) в) г)
Фиг. Ш Ракеты класса «Земля—Воздух».
а) «Эрликон», б) «Терьер», е) «Аякс», г) «Геркулес».
д
I ж
б)
ч)
Фиг. 112. Фронтовые ракеты
класса «Земля—Земля».
а) «Лакрос», б) «Карпорел»,
в) «Редстоун».
П6

Фиг. ИЗ. Ракета
средней дальности
«Юпитер».
Фиг. 115. Ракета «Фалкон».
Фиг. 114. Ракеты
межконтинентальные класса «Земля—Земля».
а) с Атлас», б) «Снарк*.
Фиг. 116. Зенитный управляемый
ракетный снаряд «Эрликон» на
пусковой установке.
117

Фиг. 117. Зенитный
управляемый ракетный снаряд
«Найк-Аякс».
Фиг. 118. Зенитный
управляемый ракетный снаряд «Найк-
Геркуяес».
118

Фиг. 119. Фронтовая крылатая ракета «Лакрос» на пусковой
установке.
Ш
S *Ъ ¥ < ш
Фиг. 120. Фронтовая ракета «Корпо-
рел» на пусковой установке.
Фиг. 121.
Фронтовая ракета
«Редстоун» на
подъеме.

Фиг. 122. Погрузка в самолет С-133А ракеты «Тор».
Предохранительная
сеть
уФото и осбещение
Фиг. 123. Схема запуска ракеты «Полярис» со дна водяного бассейна.
120

[О
Фиг. 124.
Ракета
средней
дальности „Тор".
\0,5м
Л
-15м
ТЛИ
Фиг. 125.
Схема
ракеты
„Полярис"
Фиг. 126. Ракета «Атлас».
Фиг. 127. Ракета «Снарк».
121

Фиг. 128. Погрузка ракеты «Снарк» в самолет С-124.
Фиг. 129. Межконтинентальный ракетный снаряд «Навахо» (на установке
и при подъеме).
122

Из рассмотрения приведенных данных можно указать на
следующее особенности ракет:
1. Ракетам «В—В», «В—3» и «3—В» для достижения
достаточной точности попадания при не очень большом радиусе действия
потребовалось не только управление, но и довольно значительные
управляющие силы. Первое привело к тому, что на ракетах этих
классов имеется или аппаратура самонаведения, или
телеуправления, или и то и другое вместе. Второе привело к тому, что почти
все они используют аэродинамический принцип создания
управляющей силы и имеют поверхности, создающие силы, нормальные к
траектории движения. Это привилось, главным образом, потому,
что эти ракеты, в большинстве пороховые, для получения
скорости использовали имеющуюся у них энергию импульсивно. Таким
образом, при дальнейшем движении они имели только запас
кинетической энергии, трансформировать который в управляющую силу
они могли, пользуясь только аэродинамическими поверхностями (см.
фиг. 109).
2. Желание упростить систему наведения и улучшить точность
наведения созданием управляющей силы в любом направлении,
нормальном к направлению полета, привело к тому, что
поверхности, создающие силу, управляющую траекторией ракеты, стали
делать крестообразными (см. фиг. 109 и 111).
3. Для тактических и большинства стратегических ракет «3—3»
употребляются одноступенчатые схемы, а для дальних и
большинства ракет «3—В» — двухступенчатые схемы 1 (см. фиг. 111 и 112).
4. Для космических аппаратов — трехступенчатые схемы
(ракета «Авангард» США).
5. Для аппаратов «В—3» и для некоторых дальних аппаратов
«3—3»'используются крылатые схемы с ускорителями (см. фиг. 1.10,
127 и 129).
Желание увеличить боевую эффективность приводило для ракет
класса «Воздух—Воздух» к стремлению всемерно улучшить
вероятность поражения противника в воздухе с дистанций, безопасных
для носителя; для ракет класса «Земля—Воздух» — к стремлению
увеличить вероятность сбития летящего противника,
скорострельность, высоту и дальность действия; для ракет класса «Воздух—
З.емля» — увеличить вероятность поражения противника на земле
или воде с расстояния, безопасного для носителя; для ракет
класса «Земля—Земля» — увеличить точность попадания,
скорострельность и неуязвимость на земле. Как видим, вопросы эффективности
для ракет оказались теми же, что и для самолетов.
Одноразовость применения обусловила увеличение значимости
для ракет улучшения производства, так как потребовала большего
количества их в сравнении с самолетами. В результате, как видно
из американской литературы, при постройке ракет нашли
широкое распространение такие методы производства, как штамповка
1 У последних это объясняется необходимостью в очень короткий
промежуток времени набрать большую скорость-
123

и сварка, а из материалов — алюминий и сталь, т. е. самые
дешевые материалы и методы производства.
Так как для одноразовых аппаратов вопросы веса, точности и
надежности приобрели еще большую остроту, чем для
самолетов, естественно, что авиационные принципы проектирования,
конструирования и производства легли в основу создания и
этого нового класса летательных аппаратов, тем более, что по
своей конструкции и строению они были очень близки к самолету.
Это подтверждается хотя бы и тем, что за рубежом почти все
ракеты начали строить самолетостроительные фирмы 1. На новые
летательные аппараты одно время и смотрели так же, как на
самолеты, и предъявляли к ним те же требования. Однако, далеко
не все, что было выработано для самолета, оказалось приемлемым
для беспилотных одноразовых летательных аппаратов.
Авиационным работникам, создававшим их, пришлось впервые
столкнуться с непривычной для них одноразовостью применения, с
необходимостью опираться (ввиду отсутствия человека) только на
автоматику, расположенную как в самом аппарате, так и на земле,
необходимостью обходиться только одной системой управления
аппаратом, необходимостью длительного хранения таких аппаратов,
необходимостью по-новому решать вопросы скорострельности, а
также с невозможностью использовать в воздухе огневую защиту.
Правда, последнее обстоятельство в известной степени было
скомпенсировано тем, что эти аппараты, обладавшие вдвое меньшей
дальностью по сравнению с самолетами (полет только до цели),
могли иметь большую весовую отдачу и, следовательно, лучшие
летные данные и большую неуязвимость. Улучшению весовой
отдачи и улучшению летных данных этих аппаратов способствовало
также и то, что на них отсутствовало оборонительное оружие,
взлетно-посадочные приспособления и многие виды оборудования.
Вместе с тем единственность системы управления одноразовым
летательным аппаратом поставила вопрос живучести этой системы,
помехозащищенности и надежности ее.
Самолет как многоразовая машина эксплуатировался так же,
как автомобиль: на нем летали, его осматривали, заправляли,
затем на нем снова летали, и так, в мирное время, на протяжении
нескольких лет, а в военное время — в течение всего срока боевой
жизни самолета.
Для транспортных и гражданских самолетов обстановка не
изменилась, и потому требования к ресурсу — «чем больше, тем
лучше» — остались прежними. Для боевых же машин, особенно
одноразовых, это требование существенно видоизменилось. В
военное время оно становится нежелательным, так как ведет к
снижению боевой эффективности. Происходит это потому, что
длительный ресурс покупается ценой снижения напряженности машин 2 и,
1 Дуглас, Нортрон, Локхид и др.
2 Самый большой ресурс у малонапряженных стационарных двигателеГи
но и самый большой удельный вес; самый малый ресурс у напряженных
авиационных двигателей, но и самый малый удельный вес.
124

следовательно, ценой снижения ее летно-тактических и
экономических качеств, что приводит к снижению боевой эффективности.
В то же время продолжительность боевой жизни самолетов, и
особенно одноразовых аппаратов, большого ресурса не требует.
Поэтому многие из иностранных специалистов высказывают
мнение, что современный боевой самолет нуждается не столько
в большом ресурсе, сколько в повышении боевой эффективности,
т. е. в возможно лучших, летно-тактических данных. Разрешить
эту задачу можно, рассчитав степень снижения
напряженности работы в мирное время тех частей самолета, ресурс
которых зависит от летно-технических и весовых данных самолета
при его эксплуатации, обеспечив взаимозаменяемость частей, не
зависящих от летно-технических данных, и повышение
безотказности для дорогостоящих деталей, замена которых нерентабельна.
Сильно видоизменился для самолета и вопрос безотказности,.
т. е. вопрос надежности работы агрегатов. Скоротечность
современных боев и быстрота смены обстановки сильно увеличились. Вместе
с усложнением и увеличением количества оборудования возросла
вероятность отказа и усложнились наземное оборудование и
обслуживание. Следовательно, и в вопросе безотказности
(надежности) требования к летательным аппаратам, особенно одноразовым,,
значительно возросли.
То же самое произошло с наземным обслуживанием и с
подготовкой к вылету. Усложнение и увеличение оборудования
самолетов привели к тому, что организация работ и сами работы по
подготовке к полету стали более сложными.
В результате это привело к внедрению в эксплуатацию не
только практики заводской сборки и испытаний, но и их
теоретических основ и методов анализа: организации труда,
математической статистики, теории массового обслуживания и пр.
У самолетов, как и прежде, ремонт сохранил свое полное
содержание в мирное время, а в военное время его содержание
ограничивается возможностями полевого восстановительного ремонта.
Итак, для одноразовых аппаратов вопрос ресурса
видоизменился из «большое время — возможность отказов» в «малое время —
безотказность». Малое время боевой работы, как уже было
сказано, позволяло изготовлять аппарат более напряженным по
прочности и тем самым улучшать его летные данные и, следовательно,
боевую эффективность. Безотказность вносила новое в принципы
конструирования: отодвигала на второй план весовое
совершенство и выдвигала на первый план надежность, которая, в свою
очередь, требовала более строгих методов заводских испытаний,
простоты! конструкции, стандартизации, разработки методов расчета и
анализа надежности целого в зависимости от надежности
элементов и схемы, методов простого и надежного контроля и
контрольной аппаратуры.
Вопрос ремонта, видоизменившись, превратился в вопрос
консервации, расконсервации и складского контроля. Это заставило
ремонтников направлять свое внимание в первую очередь не на ме-
125>

тоды восстановления, а на методы консервации, на методы
недопущения при хранении изменений, приводящих к необходимости
производства контрольно-восстановительных работ. Вопросы
восстановления должны решаться ремонтниками только в силу
необходимости при невозможности избежать их. Ввиду того, что процесс
прибытия на склад протекает относительно медленно, процесс
консервации не стеснен временем. Процесс расконсервации в боевой
обстановке требует очень большой быстроты, так как расход
аппаратов, а следовательно, и их выбытие со склада будет очень
интенсивным. Итак, основная задача технологии и метода
расконсервации— получение малого времени.
Наземная подготовка в боевой части претерпела не меньшие
изменения. Из иностранной литературы видно, что процесс проверки
работоспособности всех агрегатов аппарата стал аналогичен
процессам, протекающим в испытательных цехах заводов. Однако
боевая обстановка внесла в эти процессы свою специфику. Она
потребовала очень большого сокращения времени подготовки без
уменьшения надежности действия, т. е. перенесла центр тяжести в
технологии подготовки на время и надежность в
противоположность экономичности при производстве аппаратов на заводе.
Поэтому более важными стали такие вопросы, как сокращение цикла,
расширение фронта работ, удобства производства работ, оснащение
производства приспособлениями и приборами, поточность, удобство
эксплуатации, быстрота и простота перебазирования.
В результате становится ясным, что без закладки еще в
процессе эскизного проектирования не только в сам аппарат, на и во
все наземное оборудование принципов, позволяющих
удовлетворить не только летно-тактическим требованиям, но и требованиям
надежности, хранения, подготовки к выстрелу, скорострельности,
мобильности и экономичности, создать хороший одноразовый
летательный аппарат невозможно.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
В настоящее время, как мы видели, к существовавшим видам
летательных аппаратов прибавилось много новых. Это видно, хотя-
'бьи, из следующей диаграммы трансформации и возникновения
типов летательных аппаратов, приведенной в Jnteravia № 4 за 1958 г.
(фиг. 130). Появилась возможность решать прежние тактические
и стратегические задачи несколькими видами оружия. Естественно,
встала задача определить эффективность всех средств, которыми
располагают вооруженные силы, для того, чтобы использовать их
наиболее рационально.
Этот вопрос может решаться сопоставлением свойств цели и
свойств различных видов оружия, степенью соответствия первых
вторым и степенью легкости и полноты выполнения боевой задачи.
В основном надо рассматривать следующие свойства целей:
размеры (точечные, площадные), прочность (легкопоражаемые,
126

труднопоражаемые), удаленность (близкие, средние- и сильно
удаленные), защищенность (с земли, с воздуха), обнаруживаемое^
(оптическую, радио, тепловую), возможность маскировки
(оптической, радио, тепловой), подвижность и, наконец, легкость
определения координат целей.
Соответственно этим свойствам надо рассматривать
возможности выполнения боевой задачи по поражению этих целей
различными видами оружия, обладающего специфическими для каждого
1k 19 2k 29 3k 39
Место
1MB
44 45 5k 59 6k 69 74
л i
до м б. \\А
\f1epexB.
Сопробх
КЯЩ;
Межноитин\
бомб.
Перехват!
Разд.
2MB
Истр.
бомб.
Такт,
разд.
Истр.
бомб.
^J Таит,
бомб.
Фиг. 130. Изменения назначения в системе ВВС различных типов
летательных аппаратов за 60 лет с 1914 по 1974 гг. (по взглядам
американских специалистов).
вида свойствами. К числу этих свойств относятся: возможность
обнаружения (высота, скорость, метеобстановка), точность
попадания (большая, средняя, малая), вид поражающего оружия
(ударное, фугасное, тепловое, радиационное, точечное, площадное),
неуязвимость в воздухе (во время полета до цели, при поражении
цели), неуязвимость на земле (во время подготовки к выстрелу
или вылету), уязвимость наземных средств обслуживания и
снабжения (технические позиции, радио-, авто- и телеоборудование,
пути и средства подвоза), зависимость от средств разведки и
транспорта.
Такое сопоставление свойств целей и свойств оружия
достаточно резко разграничивает области, в которых применение одних
средств более выгодно, чем других.
Так, некоторые американские авторы считают, что по
многочисленным малоразмерным фронтовым целям, зачастую подвижным,
требующим для их обнаружения визуального наблюдения, и
127

вследствие подвижности их, немедленного поражения средствами,
обладающими большой точностью попадания, ракеты с их большим
разбросом и необходимостью знать координаты целей, видимо,
будут малопригодны. Для этих целей наилучшим оружием будет
низколетящий истребитель-бомбардировщик, который более
эффективно будет поражать цели либо с малой площадью, либо линейные
(заводы, дороги, мосты и т. п.), требующие повышенной точности
попадания. Но в случае, когда цели становятся площадньими
(укрепленный район, сосредоточение войск и пр.) они предполагают
поражать их ракетами с ядерной боевой частью. Такими же
ракетами они собираются поражать и тыловые объекты как
промышленные, так и административные. Необходимость вооружать эти
ракеты ядерной боевой частью вытекает из того, что только она
может дать радиус поражения, соизмеримый с вероятными
отклонениями ракеты.
Однако это обстоятельство не исключает возможность
использования самолета по большим площадным целям при
соответствующей боевой обстановке.
Разведку, сильно повысившую свое значение в связи с
появлением одноразовых беспилотных средств и средств автоматического
наведения на цель, требующих определения точных координат
целей и степени их поражения, они собираются выполнять тоже
самолетами, уделяя при этом значительное внимание воздушным
шарам и спутникам-шпионам.
Снабжение всех родов вооруженных сил по воздуху ввиду
большой уязвимости наземного транспорта, необходимости
рассредоточения, быстроты маневра они стремятся обеспечить в
значительной степени самолетами и вертолетами.
Средства защиты рубежей от нападения с воздуха США давно
переключили в значительной степени на ЗУР и автоматическую ЗА,
оставляя истребителям-перехватчикам задачи охраньи
дальних-подступов и объектов, не защищенных ЗУР и ЗА, а также защиты
мест прорыва обороны ЗУР и ЗА во время операций. Таким
образом, самолеты в защите будут использоваться как средство,
которое можно благодаря маневру и дальности, своевременно
сосредоточить либо на маршруте противника, либо на прорванном им
участке обороны.
Коротко о беспилотности. Беспилотность необходима и
выгодна в случаях: когда человек не может осуществить
достаточно точно и быстро действия, требующиеся при выполнении
боевой задачи; когда однозначность выполнения боевой задачи очень
стабильна; когда качество выполнения задачи автоматом выше,
чем человеком; когда возможно отказаться от присутствия
человека на борту аппарата, оставив за ним возможность наблюдать
обстановку и принимать решение. Если же время принятия
решений позволяет удовлетвориться быстротой реакции человека, если
во время выполнения боевого задания приходится принимать
решения сообразно быстро меняющейся обстановке, если качество
выполнения боевой задачи человеком выше качества выполнения
128

этой задачи автоматом, — в этих случаях человек должен
находиться на летательном аппарате. Надо заметить, что все
современные пилотируемые летательные аппараты являются аппаратами,
средними между беспилотными и пилотируемыми, так как многие
функции, которые может с успехом и даже лучше, чем пилот,
выполнить автомат, уже переданы последнему. Особенно это
относится к перехвату и навигации. Тем самым летчик в значительной
степени разгружен от многих обязанностей и может концентрировать
О Z 4 6 8 10
Спорость в км/сек
Фиг. 131. Области возможных скоростей летательных аппаратов.
свое внимание на операциях, пока недоступных автомату и
требующих работы человеческой мысли.
В заключение, рассматривая технические возможности
увеличения в ближайшем будущем скорости и высоты и
баллистического, аэродинамического, космического полетов и области, в которых
каждый из этих полетов будет иметь место, можно сделать
следующие выводы (фиг. 131):
наши возможности по использованию аэродинамической силы
для поддержания аппарата невелики; они ограничены, с одной
стороны, кинетическим нагревом, с другой стороны, уменьшением
способности крыла развивать подъемную силу; само увеличение
скорости движения приводит к необходимости увеличения высоты
и достижения скоростей орбитальных и космических значений.
129

ЛИТЕРАТУРА
1. Бе дун» ков ич А. Г., Проектирование самолетов, ЛКВВИА, 1948.
2. Бойцов В. В. и др., Сборочные и монтажные работы, Оборонгиз, 1959,
3. Б о н н и Э. А. и др., Аэродинамика. Реактивные двигатели, Практика
конструирования и расчета, Физматгиз, Москва, I960.
4. Вейгелин К. Е., Очерки по истории летного дела, Оборонгиз, 194G.
5. Вентцель Е. С, Теория вероятностей, Физматгиз, Москва, 1958.
6. «Вестник Воздушного Флота» за 1958 и 1959 гг.
7. Виноградов Р. И., М и н а е в А. В., Краткий очерк развития
самолетов в СССР, Воениздат, 1956.
8. Дузь П. Д., История воздухоплавания и авиации в СССР, Период до
1914 г., Оборонгиз, 1944.
9. Кондратюк Ю., Завоевание межпланетных пространств, Оборонгиз,
1947.
10. К р е и с о н П., Самолеты за 20 лет, ОНТИ, 1934.
11. Крылов А. Н., Мои воспоминания и очерки, АН СССР, 1956.
12. Л а пч и некий А. Н., Воздушная разведка, Воениздат, 1938.
13. Л о к к А. С, Управление снарядами, Гостехтеоретиздат, 1957.
14. М е р и л л Г. и др., Исследование операций, Боевые части. Пуск
снарядов, ИЛ, 1959.
15. Мор з Ф. М., Ким бе л л Д. Е., Методы исследования операций, Изд.
Советское радио, 1956.
16. Основы производства самолетов, под редакцией В. Ф. Боброва ОНТИ,
1937.
17. Пышнов В. С, Аэродинамика самолета, Оборонгиз, 1943.
18. «Техника Воздушного Флота» за 1927—1940 гг.
19. Хрущев Н. С., За прочный мир и мирное сосуществование, Госполит-
издат, 1958.
20. Ц-и о л к о в с к и й К. Э., Труды по ракетной технике, Оборонгиз, 1947,
21. A. Lathrop, Principles of War in a nuclear age, Military Rewiew,
June 1959.
22. Interavia 1957—58—59.
23. E. В i о r k 1 u n g Missile Weapons and Future, Journal of the Royal United
Service Institution, 1957, November, No 608.
24. Leponter et Hanney, Tactique et organisation atomfque, L'armee-la
nation, 1958, febr, mar., april, Nr 2, 3, 4.
25. Y. Taylor, Air power in the I960 S. a forecast, Flight, 1958, No 20.
26. A. Lathrop, Principles of war in a nuclear age, Military Review, 1959.
27. C. Witze, Can Jet Bombars Armed with ALBM, Air Force, 1959, No. 2.
28. Army-Navy-Air force journal No. 21, 59, Text of president Eisenhower's
stetment of departement of defence.

Замеченные опечатки
Стр.
66
85
95
Строка
23 строка сверху
22 строка снизу
12 сверху
Напечатано
(б7ном=1,2 кг/л. с.)
трудоемкостей
на заклепках
нападения обеспечить
Должно быть
(Тном=1,2 кг/л. с.)
трудоемкостей
нападения и обеспечить

СОДЕРЖАНИЕ
Стр.
Предисловие • 3
Введение 4
Уравнение существования 5
Начальный период существования авиации 9
Становление авиации (1909—1914 гг.) 21
Авиация в первой мировой войне 30
Критерии эффективности применения авиации 41
Развитие авиации в период 1918—1939 гг 52
Основные факторы прогресса скорости 55
Причины изменений основных факторов боевой эффективности самолетов. 65
Уравнение состояния производства самолетов 79
Развитие авиации за 1939—1959 гг 92
Развитие одноразовых крылатых и баллистических летательных аппаратов. 111
Заключение • 126
Литература 130