Author: Бауэрс П.
Tags: воздушный транспорт авиация и воздушные соединения воздушные линии и аэропорты летательные аппараты авиатехника
ISBN: 5-03-001342-3
Year: 1991
Text
I
Й
П. Бауэрс
Летатель^е аппараты
нехдадиционных
схем
Издательство «Мир»
by Pete
TAB Books Inc.
Blue Ridge Summit, Pa. 17214
П. Бауэрс
тельные аппараты
нетрадиционных
Москва «Мир» 1991
П. Бауэрс
Б.29 Летательные аппараты нетрадиционных схем: Пер. с
англ-М.: Мир, 1991 -320 с., ил.
ISBN 5-03-001342-3
Книга американского специалиста представляет собой обзор самолетов, вертоле-
тов и других летательных аппаратов оригинальной конструкции от начала века до
наших дней. Содержит описания и фотографии более ста летательных аппаратов,
разработанных конструкторами США, Франции, Англии, Италии и других стран.
Для широкого круга специалистов и любителей авиации.
3206030000-012
Б---------------140-91
0(41)01-91
ББК 39.52
Редакция литературы по новой технике
Предисловие к русскому изданию
Книга «Летательные аппараты нетрадиционных
схем», предлагаемая советскому читателю, на-
писана видным специалистом фирмы «Боинг»
Питером М. Бауэрсом, посвятившим почти 40
лет жизни делу изучения, развития и популяри-
зации авиационной техники. Как конструктор-
ские работы П. Бауэрса, так и его публикации
хорошо известны за рубежом, однако у нас в
стране с ними практически не знакомы.
Эту книгу отличает от многих других не-
обычный и весьма плодотворный подход. Про-
веденный автором и дополненный в отечествен-
ном издании хронологический обзор летатель-
ных аппаратов нетрадиционных схем - от первых
неуклюжих аппаратов братьев Райт, Вуазена,
Сьервы, Сикорского и др. вплоть до самых
современных самолетов, разработанных крупны-
ми конструкторскими коллективами разных
стран,-выстроился в историю развития авиа-
ционной конструкторской мысли со всеми ее
озарениями и иллюзиями, достижениями и не-
удачами. Эта история лишний раз показывает,
на какие свершения способны талантливые
люди, увлеченные своим делом.
Каждый из летательных аппаратов, описан-
ных в книге, имеет свою техническую «изю-
минку». Все они сгруппированы по типам лета-
тельных аппаратов и основным чертам их конст-
руктивного облика. Книга обильно иллюстриро-
вана и содержит немало фотографий и описаний
конструкций, ранее не знакомых широкому чита-
телю.
Следует отметить, что «традиционным»
автор считает самолет с прямым крылом, двига-
телем, расположенным в носовой части фюзе-
ляжа. и обычным трехплоскостным хвостовым
оперением. Эта концепция, сформировавшаяся в
первые десятилетия нашего века, позволяет
автору отнести к нетрадиционным многие со-
временные летательные аппараты типов «утка»,
«бесхвостка», самолеты со стреловидным и
треугольным крыльями и т.п., которые нашли
довольно полное отражение в книге. Наряду с
ними в книге рассматриваются и такие летатель-
ные аппараты, как двухфюзеляжные самолеты,
конвертопланы, летающие автомобили, диско- и
полипланы, которые с полным правом можно
считать нетрадиционными.
К сожалению, в книге практически отсутст-
вуют материалы по отечественным летательным
аппаратам, многие из которых, безусловно,
могут быть отнесены к разряду необычных.
Советский читатель может восполнить этот
пробел, познакомившись с оригинальными лета-
тельными аппаратами В. Д. Беляева, К. А. Кали-
нина, А. С. Москалева, Б. И. Черановского и
других отечественных конструкторов, а также
ведущих авиационных конструкторских коллек-
тивов нашей страны, описанными в книге
В. Б. Шаврова «История конструкций самолетов
в СССР».
С учетом того, что американское издание
книги вышло в 1984 г., в русское, с любезного
согласия издательства TAB Books и автора,
включены описания и фотоснимки новых зару-
бежных летательных аппаратов «Рафаль»,
«Лави», «Гриппен», ЕАР, Х-29, В-2, «Вояджер»,
V-22 «Оспри» и с Х-образным крылом.
Таким образом, книгу П. Бауэрса следует
рассматривать как обзор зарубежных конструк-
ций летательных аппаратов нетрадиционных
схем. Как таковая, она, несомненно, будет встре-
чена с большим интересом многочисленными
энтузиастами авиации как специалистами, так и
любителями.
Москва, январь 1990 г. Е .В. Зябрев
Введение
Определить, что такое «необычный» лета-
тельный аппарат, так же сложно, как, на-
пример, указать, высоко ли вы взлетели.
Это зависит главным образом от индиви-
дуального восприятия, и что для одного
человека кажется обычным, для другого
полно оригинальности.
На заре авиации-примерно до 1914 го-
да, когда выдвинутые первой мировой вой-
ной требования к летно-техническим харак-
теристикам привели к относительной стан-
дартизации основных схем летательных ап-
паратов,-критерии, с помощью которых
можно было определить, что тот или иной
аппарат является обычным или, наоборот,
необычным, полностью отсутствовали.
Разные исследователи использовали самые
различные подходы для решения постав-
ленной задачи. В свете опыта и практики
авиации сегодняшних дней многие из этих
первых летательных аппаратов кажутся
весьма необычными. Некоторые разработ-
ки оказались плодотворными и широко
известными; другие неудачными и, как
следствие, забытыми-на долгие годы или
навсегда. Однако развитие техники часто
приводит к возрождению и использованию
некоторых изобретений, не реализованных
с первого раза.
«Стандартный» самолет, который мы
знаем сегодня,-это летательный аппарат,
основные несущие поверхности которого
расположены впереди, хвостовое оперение-
сзади, а экипаж, пассажиры и полезная
нагрузка размещаются в фюзеляже. Такая
схема самолета достаточно четко заявила о
себе уже к началу 1909 года. Сравнительно
небольшие изменения этой базовой схемы
вводились на протяжении всей истории ави-
ации; вводятся они и сейчас для более
полного удовлетворения тем или иным так-
тико-техническим требованиям.
Ряд других схем, например, «бесхвост-
ка», «утка», летательные аппараты с не-
посредственным созданием подъемной- си-
лы^, а также различные схемы силовых
установок и вспомогательных элементов
конструкции, обладают достоинствами,
позволяющими более успешно решать кон-
кретные проектные задачи. Некоторые из
такого рода схем ушли из авиационной
техники насовсем, когда стало ясно, что
присущие им недостатки существеннее их
достоинств. Тем не менее, некоторые не-
обычные идеи в новых ситуациях пережи-
вают вторую молодость. Иногда это кон-
чается новой неудачей, но в некоторых
случаях удается добиться успеха. Это про-
исходит из-за того, что либо неудачное в
прошлом техническое решение становится
совместимым с новыми техническими раз-
работками, либо новый технический уро-
вень позволяет более эффективно реализо-
вать старую идею.
Данная книга не задумывалась как ката-
лог необычных летательных аппаратов.
Скорее, в ней представлены в виде взаимо-
11 Под термином Direct lift aircraft автор,
вероятно, понимает ЛА, у которых подъемная
сила создается силовой установкой- Прим,
перев.
связанных групп те летательные аппараты,
которые по стандартам сегодняшних дней
могут считаться летательными аппаратами
необычных схем-«утки», «бесхвостки»,
«бесхвостки с треугольным крылом» и т. д.
В книге приведено краткое описание побу-
дительных причин к созданию летательных
аппаратов той или иной схемы. Некоторые
из описанных в книге летательных аппара-
тов легко могут быть включены в две или
даже большее число категории, но нахо-
дятся они обычно в главе, соответствую-
щей их наиболее характерным особен-
ностям. Исходя из этого, например, плане-
ры и самолеты часто описываются в одной
главе. Некоторые летательные аппараты
вошли в историю авиации благодаря наи-
более выдающимся конструктивным осо-
бенностям, а не из-за необычности общей
схемы. Например, самолет «Мессер-
шмитт»Ме-163 более известен как первый в
истории авиации перехватчик с ракетным
двигателем, а не как первая «бесхвостка»,
строительство которой осуществлялось
достаточно крупной серией.
Самолеты некоторых основных схем
(таких, как «утка» и «бесхвостка») пред-
ставлены в хронологическом порядке, кото-
рый не обязательно отражает техническое
развитие идеи или логику конструктивно-
компоновочных решений.
В книге описаны также самолеты, хотя и
не очень оригинальные по конструкции, но
весьма необычные с точки зрения эксплуа-
тации. Некоторые летательные аппараты,
которые лишь с большим трудом могут
быть включены в классификацию схем,
сгруппированы в отдельную главу под наз-
ванием «Что бы это значило?».
Я заранее приношу свои извинения тем
читателям, которые будут расстроены, не
найдя в книге своего «возлюбленного уро-
да» (простите, «нетрадиционный» лета-
тельный аппарат). Включить в книгу по-
добного объема все самолеты и летатель-
ные аппараты необычных схем практически
невозможно.
Кроме того, следует отметить, что при
описании каждого летательного аппарата
сведен к минимуму набор основных харак-
теристик. Это произошло потому, что по
многим из описанных летательных аппара-
тов имеется очень ограниченный объем
данных: зачастую уцелели лишь фотосним-
ки. Главная цель книги-рассмотреть схе-
мы и общий вид летательных аппаратов и
те причины, которые привели к их созда-
нию. Основные данные приводятся лишь
для самой общей характеристики летатель-
ного аппарата, а не для проведения деталь-
ного анализа проекта, который, по правде
говоря, часто невозможно и воспроизвести.
Глава 1
Самолеты схемы «утка»
Так как первый взлетевший летательный
аппарат тяжелее воздуха-самолет братьев
Райт «Флайер» (1903 год) - построен по схе-
ме, которая сегодня известна под названи-
ем «утка», представляется логичным на-
чать нашу книгу о летательных аппаратах
нетрадиционных схем с самолетов этого
класса.
ОШИБОЧНЫЙ ТЕРМИН
Во-первых, термин «утка» - ошибочный.
Под «уткой» в авиации общепринято пони-
мать самолет, горизонтальное оперение ко-
торого-стабилизатор и рули высоты-рас-
положено перед крылом, а не позади него.
Этот термин может быть с таким же успе-
хом применен и к дирижаблям, и к плане-
рам. В частности, первые модели жестких
дирижаблей Цеппелина оснащались распо-
ложенными впереди горизонтальными по-
верхностями управления в дополнение к
традиционным хвостовым. Обычно термин
«утка» подразумевает расположение в пе-
редней части летательного аппарата основ-
ных, а не вспомогательных средств аэроди-
намического управления. Этот термин поя-
вился впервые во Франции; его происхож-
дение, вероятно, связано с тем, что крыло
летящей утки находится ближе к ее хвосту,
чем к голове, а вовсе не потому, что эта
птица управляет своим полетом с по-
мощью специального органа, расположен-
ного перед крылом. Летательные аппараты
этой схемы получили довольно широкое
распространение.
Многие самолеты схемы «утка» можно
рассматривать как самолеты с тандемными
крыльями, переднее крыло которых отно-
сительно мало. В этом случае переднее
горизонтальное оперение (ПГО), состоящее
обычно из неподвижных (стабилизаторы) и
подвижных (рули высоты) поверхностей,
несет значительную часть аэродинами-
ческой нагрузки.
В последние годы термин «утка» стал
применяться для описания самолетов, осна-
щенных вспомогательными поверхностями
аэродинамического управления, установ-
ленными на носовой части, вообще говоря,
самолетов довольно традиционных схем (а
также некоторых самолетов с треугольным
крылом), для обеспечения балансировки ле-
тательного аппарата или управления обте-
кающим его потоком, а не для осуществле-
ния основного управления или создания
части суммарной подъемной силы, как это
бывает на классической «утке».
ПОЧЕМУ ПЕРЕДНЕЕ
ГОРИЗОНТАЛЬНОЕ ОПЕРЕНИЕ?
До того, как братья Райт непосредствен-
но приступили к созданию самолета, они
знали о многих ранее построенных раз-
личными изобретателями летательных ап-
паратах. Более того, конечно же, они неод-
нократно наблюдали полет птиц. Почему
же они решили разместить оперение впере-
ди? Во-первых, братья Райт прекрасно по-
нимали функции «горизонтального руля»
при управлении положением самолета в
пространстве и считали, что расположенное
впереди оперение будет выполнять такие
функции более эффективно, чем хвостовое.
В этом они оказались правы, но недос-
татков такого технического решения они,
конечно же, не знали.
Второй основной причиной их выбора
было место проведения первых полетов,
которые выполнялись с песчаной площад-
ки, и поэтому отсутствовала возможность
использования шасси колесного типа. И
созданные ранее планеры, и первый
«Флайер» оснащались полозковым шасси,
при котором фюзеляж самолета распола-
гался очень близко к земле. В то же время
братья Райт понимали необходимость
большого угла атаки при взлете и посадке.
Низкосидящая машина типа «Флайера» на-
верняка цепляла бы хвостовым оперением
за землю, если бы оно было выбрано;
поэтому конструкторы отказались от тако-
го решения. Они установили в хвостовой
части своего летательного аппарата верти-
кальный киль. Балки, поддерживающие
киль, оснащались шарнирами и с помощью
тросовой проводки могли отклоняться
вверх, не оказывая влияния на управляе-
мость самолета, так как киль не отклонялся
относительно набегающего потока.
ДОСТОИНСТВА
В современном понимании главным
преимуществом аэродинамической схемы
«утка» считается повышение маневреннос-
ти самолета, что привлекает к этой схеме
создателей военной техники. Более высокие
маневренные качества самолетов такой
схемы оказались очень полезными в со-
вершенствовании характеристик некоторых
из созданных в последнее время ультра-
легких летательных аппаратов.
Еще одним преимуществом самолетов
схемы «утка» считается то, что практически
всегда можно построить такой летатель-
ный аппарат с естественной противошто-
порной защитой: срыв воздушного потока
на ПГО происходит раньше, чем на крыле,
создающем большую часть подъемной си-
т_т ттттгьклт/ ппс тгртя и гчтииЯА
слегка опускается, и машина возвращается
в нормальный полет.
НЕДОСТАТКИ
Существенным недостатком схемы «ут-
ка» является то, что летательным аппара-
там этой схемы присуща продольная неус-
тойчивость. Вместо того чтобы демпфиро-
вать движения самолета относительно по-
перечной оси (по тангажу), как это делает,
например, оперение стрелы, воздействие
воздушного потока на переднее горизон-
тальное оперение усиливает соответствую-
щие возмущения. В своих записках О. Райт
отмечал, что. устойчивость «утки» по танга-
жу определяется мастерством летчика1’.
Опыт первых полетов показал, что в
том случае, когда на переднем горизон-
тальном оперении создается значительная
подъемная сила, она оказывает существен-
ное влияние на балансировку самолета.
Срыв потока на ПГО вызывает примерно
такое же воздействие на балансировку лета-
тельного аппарата, как, например, склады-
вание пары ножек стола две другие ножки
продолжают поддерживать противополож-
ный конец, и стол падает в ту сторону, где
опора отсутствует. Поэтому противошто-
порные достоинства самолетов схемы «ут-
ка» довольно скоро поблекли. Самолеты
этой схемы практически полностью исчезли
из практики авиастроения вплоть до того,
как в начале второй мировой войны начали
проводиться углубленные исследования
«утки», нацеленные на поиск возможных
путей повышения характеристик маневрен-
ности самолетов. Однако и в этот период
развития авиации не удалось реализовать
достоинства этой схемы.
Лишь в последние годы было создано
несколько очень удачных самолетов схемы
«утка», которые продемонстрировали преи-
мущества этой схемы в некоторых специфи-
ческих условиях применения авиационной
техники. Однако на этих самолетах уже
применялись специальные средства предот-
вращения мощного срыва потока с ПГО.
п См., например, письмо О. Райта У. Райту,
написанное в 1909 г. (Аэрокосмическая техника,
I9R7 No 11 с 45 461-77лыл<. пепев.
Это достигается путем увеличения крити-
ческого угла атаки за счет выдува потока на
ПГО, использования аэродинамических
профилей с различными несущими свойст-
вами или применения ПГО в качестве лишь
балансировочной поверхности (в этом слу-
чае ПГО нс создаст сколь-нибудь замет-
ного вклада в подъемную силу), например,
на самолетах с близким к треугольному
крылом большой площади или самоле-
тах-«бесхвостках» с крылом прямой стре-
ловидности. По схеме «утка» построены
некоторые из современных ракет, но систе-
мы управления этих ракет обычно работа-
ют с использованием бортовых ЭВМ и
автоматических средств повышения устой-
чивости, которые вырабатывают и осу-
ществляют балансировочные команды,
предотвращающие нарастание возмущений
в канале тангажа.
Следует отметить, что все самолеты
схемы «утка», реализованные в соответст-
вии с техническим уровнем, достигнутым
до 1960-х гг., стали сущим несчастьем. Как
бы предвидя это, братья Райт уже в 1909
году (когда они стали использовать колес-
ное шасси, позволяющее приподнять само-
лет от земли и обеспечить набор угла атаки
на разбеге) отказались от ПГО и установи-
ли рули высоты в хвостовой части аппарата
около руля направления.
Наиболее широкое распространение схе-
ма «утка» получила в области ультралегких
летательных аппаратов. Этот класс совре-
менных летательных аппаратов проделал
своеобразный путь назад к полетам того
типа, которые выполняли братья Райт и
которые характеризуются весьма ограни-
ченным скоростным диапазоном, ограни-
ченной маневренностью и сравнительно не-
большой полезной нагрузкой. В период с
1980 по 1983 гг., вероятно, было спроекти-
ровано и построено больше самолетов этой
схемы, чем за всю предыдущую историю
авиации.
«ФЛАЙЕР» БРАТЬЕВ РАЙТ
Первым успешно летавшим аппаратом
тяжелее воздуха, оснащенным силовой ус-
тановкой, стал созданный в 1903 году
братьями Райт самолет «Флайер». В 1909
году они построили самолет аналогичной
конфигурации, по установили рули высоты
в хвостовой части аппарата, как это делали
практически все авиаторы (рис. 1.1).
Рис. 1.1. Самолет братьев Райт «Модель Аъ (1908 г.) один из вариантов самолета 1903 г.
Отметим, что рули высоты бипланной
схемы, установленные братьями Райт на
самолет 1908 года (модель А), не имели
перед собой горизонтальных стабилизато-
ров. Эти аэродинамические поверхности
были установлены на шарнирах, ось кото-
рых располагалась достаточно далеко от
передней кромки. Таким образом, созда-
ваемая на рулях высоты сила естественным
образом компенсировалась, и на ручку уп-
равления самолетом не передавалась вся
действующая на аэродинамические поверх-
ности нагрузка. У поверхности управления
такого типа был один недостаток-при воз-
никновении знакопеременных нагрузок
(например, при воздействии воздушных по-
рывов) такой орган управления не стабили-
зировал самолет, как это происходит в
случае фиксированного стабилизатора и
руля высоты, а вызывал нарастающие воз-
мущения. Впоследствии уже другие авиато-
ры устранили частично этот недостаток
путем установки в схеме «утка» фиксиро-
ванного горизонтального стабилизатора
перед рулями высоты.
Отметим, что ПГО на самолетах брать-
ев Райт использовалось, главным образом,
в качестве поверхности аэродинамического
управления и не создавало значительного
вклада в суммарную подъемную силу. В
самолете братьев Райт летчик и двигатель
размещались па крыле; при этом центр
масс самолета располагается в районе пе-
редней кромки крыла (или несколько поза-
ди нее), а не впереди нее, как было бы в
том случае, если бы на ПГО создавалась
подъемная сила, пропорциональная его
площади.
Братьям Райт не удалось существенно
улучшить свои самолеты после 1909 года.
Поперечная управляемость самолета по-
прежнему обеспечивалась изменением
крутки крыла, а привод двух воздушных
винтов осуществлялся, как и ранее, через
цепную передачу от двигателя, установлен-
ного по оси симметрии самолета. Уилбер
Райт в 1912 г. умер от тифа, а Орвилл Райт
в 1915 г. продал свою фирму.
Основные данные («модель А»): силовая
установка двигатель «Райт» мощностью
30 л. с. (22 кВт); размах крыла 11,8 м; пло-
щадь крыла 38,6 м2; взлетная масса 544 кг;
максимальная скорость 70,8 км/ч.
«14-БИС» САНТОС-ДЮМОНА
Одним из первых успешно летавших
европейских самолетов стал построенный
жившим в Париже бразильцем Альбер-
то Сантос-Дюмоном самолет «14-бис»
(рис. 1.2). Первый полет этого самолета
был осуществлен 26 октября 1906 года.
Рис. 1.2. Альберто Сантос-Дюмон в своем самолете «утка»-первом в Европе самолете.
Сантос-Дюмон был уже к этому времени
довольно известен как летчик и конструк-
тор начиная с 1899 года, он построил
несколько небольших дирижаблей, на кото-
рых неоднократно летал вблизи Парижа.
Обозначение созданного Сантос-Дюмоном
первого самолета - «14-бис» -возникло по-
тому, что впервые этот самолет оторвался
от земли с помощью принадлежавшего
Сантос-Дюмону дирижабля № 14.
«14-бис» оснащался двигателем водя-
ного охлаждения мощностью 50 л. с.
(36,75 кВт) с толкающим винтом. В ходе
первого вылета самолет сделал несколько
подскоков, продержался в воздухе 21,4 с и
преодолел дистанцию длиной 230 м. По
своей аэродинамической схеме этот само-
лет являлся классической «уткой», на ПГО
которой создавалась значительная по вели-
чине подъемная сила. На самолете отсутст-
вовал орган управления по крену; конст-
руктор самолета рассчитывал обеспечить
боковую устойчивость с помощью V-образ-
ности крыла, как это было сделано на
самолете «Лэнгли-Аэродром» (см. гл. 2).
На самолете «14-бис» летчик размещался
перед крылом и двигателем. Сантос-Дю-
мон летал стоя, так же, как на своих дири-
жаблях. Конструктор довольно быстро об-
наружил присущие схеме «утка» недостат-
ки, и его следующий самолет -знаменитая
«Демуазель» (1908 г.)-стал одним из пер-
вых классических самолётов с хвостовым
оперением и тянущим воздушным винтом.
Основные данные: силовая установка -
двигатель «Антуанетт» мощностью 24 л. с.
(17,6 кВт), которая затем была повышена
до 36,75 кВт; размах крыла 11,2 м; пло-
щадь крыла 52 м2; взлетная масса 300 кг;
максимальная скорость 40 км/ч.
ГИДРОСАМОЛЕТ ФАБРА
Уникальная конструкция, созданная Ан-
ри Фабром, известна как первый летатель-
ный аппарат тяжелее воздуха, поднявшийся
с поверхности воды при помощи собст вен-
ной силовой установки. Полет этого само-
лета (рис. 1.3) был выполнен 28 марта 1910
года. В этом полете удалось продемонстри-
ровать, что самолеты могут осуществлять
взлет с поверхности воды так же, как и с
поверхности земли. Впоследствии америка-
нец Гленн Кертисс организовал регуляр-
ную эксплуатацию гидросамолетов, начи-
ная с 26 января 1911 г.
Рис. 1.3. Французский моноплан схемы «утка» конструктора Фабра, созданный в 1910 г., стал
первым самолетом, взлетевшим с поверхности воды.
Гидросамолет Фабра был выполнен по
классической схеме «утка» с существенной
аэродинамической нагрузкой на ПГО. Лет-
чик размещался между ПГО и крылом.
Руль высоты представлял собой отдельную
поверхность, размещенную в верхней части
аппарата, которой летчик управлял непо-
средственно с помощью ручки управления
и жесткой тяги. Неподвижная передняя
аэродинамическая поверхность имела до-
вольно большой размах; этот самолет
вполне можно классифицировать как само-
лет с тандемными крыльями.
Следует отметить оригинальность сило-
вой установки этого самолета-семицилин-
дрового звездообразного двигателя
«Гном», установленного за крылом, а так-
же использования вертикального оперения
большой площади на фюзеляже и крыле.
Поплавки с плоским дном имели водоизме-
щение, едва достаточное для поддержания
машины на плаву; весьма сомнительно, что
они смогли бы удержать аппарат на плаву
при грубой посадке.
Основные данные: силовая установка-
звездообразный двигатель «Гном» мощ-
ностью 50 л. с. (36,75 кВт); размах крыла
14 м; площадь крыла 17 м2; взлетная масса
475 кг; максимальная скорость 88,5 км/ч.
«ДЕПЕРДЮССЭН»
Французский самолет схемы «утка»
«Депердюссэн» был показан на француз-
ской авиационной выставке 1911 г., однако
информация о выполнении этим самолетом
последующих полетов отсутствует.
ПГО этого самолета состоит из непод-
вижного стабилизатора и подвижных рулей
высоты, которые установлены на передаю-
щих крутящий момент трубках, закреплен-
ных на законцовках стабилизатора (вместо
того, чтобы подвесить их на шарнирах
позади стабилизатора). Кроме того, верти-
кальное оперение с подвижным рулем
направления также было установлено в но-
совой части самолета, а не в хвостовой, как
это сделано на большинстве самолетов схе-
мы «утка» (рис. 1.4).
Двигатель самолета, расположенный в
фюзеляже впереди летчика, с помощью ва-
ла, проходящего в нижней части фюзеляжа,
соединяется цепным приводом с двумя воз-
душными винтами. Именно эти воздушные
винты и представляют собой уникальную
особенность самолета «Депердюссэн» в
нем впервые применены соосные воздуш-
ные винты, вращающиеся в противополож-
ных направлениях для нейтрализации кру-
Рис. 1.4. Французский самолет «Депердюссэн» (1911 г.) являлся не только «уткой», но и первым
самолетом с соосными винтами.
тящсго момента и уменьшения диаметра
воздушного винта при заданной мощности
(что позволяло использовать более корот-
кие опоры шасси). Установка толкающих
винтов в хвостовой части самолета создала
довольно сложную проблему, поскольку
необходимо было обеспечить требуемый из
условий безопасности зазор между воздуш-
ными винтами и землей.
«ВУАЗЕН»
К 1912 году преимущества нормальной
аэродинамической схемы с хвостовым опе-
рением по сравнению с «уткой» стали оче-
видны для всех авиаконструкторов, но все
же некоторые продолжали пытаться полу-
чить удовлетворительные результаты и в
этой схеме. Одним из наиболее известных
самолетов 1912 года, участвовавших в по-
пулярных гонках морских самолетов на
воздушных выставках в Монако, стал
французский «Вуазен».
ПГО этого самолета состояло из непод-
вижного горизонтального стабилизатора,
создающего значительную по величине
подъемную силу (обратите внимание на
большой угол установки ПГО), и подве-
шенных на шарнирах за стабилизатором
рулей высоты. Руль направления также рас-
полагался впереди, но вертикального опе-
рения в современном понимании на само-
лете нс было. Путевая устойчивость само-
лета должна была обеспечиваться с по-
мощью вертикальных аэродинамических
поверхностей между крыльями самолета.
Пилот располагался перед крылом, а дви-
гатель был установлен в фюзеляже,
несколько впереди задней кромки крыла.
Этот двигатель приводил в движение тол-
кающий винт, соединенный с ним посредст-
вом длинного вала (рис. 1.5).
Главным недостатком схемы с толкаю-
щим винтом для гидросамолетов как в то
время, так и сейчас является попадание на
воздушный винт брызг воды, образующих-
ся при движении поплавков.
Основные данные: силовая установка-
звездообразный двигатель «Гном» мощ-
ностью 80 л. с. (58,8 кВт); размах крыла
13,5 м; площадь крыла 35 м2; взлетная
масса 550 кг; максимальная скорость
99,8 км/ч.
«ПАРУСНЫЙ» ПЛАНЕР
Р. ПЛАТЦА
Вероятно, наиболее необычным из всех
созданных по схеме «утка» летательных
аппаратов был построенный в 1923 году
Р. Платцем планер с гибким крылом. Рейн-
гольд Платц, главный конструктор немец-
кой фирмы «Фоккер» в 1917 -1918 гт., после
Рис. 1.5. Французский гидросамолет схемы «утка» «Вуазен» (1912 г.) отличался своеобразной
компоновкой четырех плоскодонных поплавков.
Рис. 1.6. Размах передней и задней несущих плоскостей планера Платца (1923 г.) был одинако-
вым. но из-за различия площадей и выполняемых функций его следует скорее считать
самолетом схемы «утка», а не летательным аппаратом с тандемным крылом.
окончания первой мировой войны переехал
в Голландию. Когда в начале 1920-х гг. в
Европе стал популярен планерный спорт,
Платц создал этот удивительный свсрх-
простой планер.
Планер Р. Платца имеет лишь две жест-
кие детали продольную балку, образую-
щую фюзеляж, и лонжерон крыла. Несущие
поверхности планера напоминают главные
паруса и кливеры двух небольших парус-
ных лодок, как бы соединенных под углом
180° по ватерлинии. Платц использовал для
несущих поверхностей цельные куски тка-
ни, опередив, таким образом, почти на 40
лет знаменитое крыло Рогалло, но в то
время из этой идеи ничего не вышло. Так
как конструкция планера состояла всего
лишь из двух балок, весь летательный ап-
парат можно было свернуть и унести на
плече или же везти на велосипеде!
Система управления планера не имела
аналогов ни в прошлом, ни в настоящем.
Летчик, перемещая руками концы балок
ПГО, управлял этими несущими поверх-
ностями (рис. 1.6). После достижения ба-
лансировки самолета, необходимой для
выполнения горизонтального полета, лет-
чик опускал обе руки для увеличения
подъемной силы и создания момента на
кабрирование или же приподнимал обе ру-
ки вверх, опуская таким образом нос плане-
ра. Для выполнения левого поворота он
слегка приподнимал левую руку и несколь-
ко опускал правую для обеспечения диф-
ференциального отклонения поверхностей
управления (аналогично тому, как это де-
лается с помощью элеронов). Планер Плат-
ца летал, но насколько хорошо-сейчас ус-
тановить трудно. Пратически все материа-
лы утеряны, за исключением коротких ин-
формационных сообщений в публикациях
1923 г.
«ЭНТЕ» ФИРМЫ
«ФОККЕ-ВУЛ ЬФ»
Одним из наиболее известных самоле-
тов схемы «утка» в 1920-е гг. и позже был
созданный немецкими конструкторами
Д. Фокке и Г. Вульфом самолет FW-19a
«Энте». Кстати, «энте» в переводе с немец-
кого означает «утка» и так же. как в других
языках, имеет два значения. FW-19a выпол-
нен по классической схеме «утка». Значи-
тельная часть подъемной силы самолета
создавалась на ПГО, а пассажирская каби-
на располагалась в районе центра тяжести,
который находился заметно впереди крыла
(рис. 1.7).
Стремясь сделать рули высоты более
эффективными, конструкторы установили
их несколько ниже стабилизатора на внеш-
них кронштейнах; это было сделано для
обеспечения лучшего обтекания рулей вы-
соты за счет эффекта щели. Как и многие
другие созданные ранее самолеты этой схе-
мы, FW-19a имел очень большое верти-
кальное оперение с рулем направления, что
объяснялось относительно малым плечом
вертикального оперения по сравнению с
самолетами нормальной схемы или «утка-
ми» типа «Депердюссэн» или «Вуазен» (ко-
Рис. 1.7. Один из наиболее известных самолетов схемы «утка» немецкий самолет «Фокке-
Вульф» 19а (1927 г.).
торые оснащались «неустойчивыми» руля-
ми направления, установленными на носу
самолета). Несмотря на вертикальное опе-
рение большой площади, на крыле самоле-
та FW-19a пришлось установить дополни-
тельные поверхности вертикального управ-
ления.
«Энте» сначала летал успешно, но в
сентябре 1927 года разбился. Второй экзем-
пляр этого самолета выполнял полеты на
протяжении нескольких лет. Можно счи-
тать, что основной вклад этого летатель-
ного аппарата в развитие авиационной тех-
ники состоит в том, что на нем снова было
внедрено в практику самолетостроения
трехопорное шасси с носовым колесом (от
такой схемы шасси отказались в начале
первой мировой войны).
Основные данные: силовая установка
два двигателя SH-14 мощностью КМ) л. с.
(73,5 кВт) каждый фирмы «Сименс»; раз-
мах крыла 10 м; взлетная масса 1650 кг;
максимальная скорость 141,5 км/ч.
«РААБ КАТЦЕНШТЕЙН»
Немецкая фирма «Рааб Катценштейн» в
результате комбинации техники создания
планеров и некоторых аэродинамических
принципов, заложенных в самолет FW-19a
фирмы «Фокке-Вульф», разработала одно-
местный самолет схемы «утка» с толкаю-
щим винтом и трех колесным шасси
(рис. 1.8). В носовой части самолета распо-
лагался горизонтальный стабилизатор с ус-
тановленными в шарнирном соединении
рулями высоты, а вертикальное оперение с
рулями направления размещалось между
крыльями. Необходимо упомянуть распо-
ложенную в хвостовой части самолета
скользящую опору, которая служила для
предотвращения касания пропеллером зем-
ли в том случае, когда превышался пре-
дельно допустимый взлетный или поса-
дочный угол.
Если исходить из критериев схемы «ут-
ка», эта машина была вполне традицион-
ной. Уникальной особенностью самолета
являлись встроенные ракетные ускорители
для разгона при взлете. Крейсерский полез
выполнялся с использованием обычного
поршневого двигателя. Техника обеспече-
ния укороченного взлета с помощью ракет-
ных ускорителей интенсивно отрабатыва-
лась во время второй мировой войны, а
впоследствии нашла широкое применение
па реактивных самолетах.
Рис. 1.8. Немецкий одноместный спортивный самолет схемы «утка» «Рааб Катценштейн»,
созданный в середине 1920-х гг.
«GB АСЕНДЕР»
Хорошим примером использования
стандартных самолетных узлов в нетради-
ционных схемных решениях с целью созда-
ния необычных экспериментальных кон-
струкций является самолет «GB Асендер»,
построенный в 1931 г. (рис. 1.9). На
самолете использовано крыло большого
удлинения (размах крыла 11 м) с расчалка-
ми. В качестве силовой установки приме-
нялся двухцилиндровый двигатель мощ-
ностью 30 л. с. (22 кВт) с серийного одно-
местного легкого самолета «С-2 Аэронка».
«GB Асендер» являлся, по сути дела, мото-
планером.
«Асендер»1’ (свое название самолет по-
лучил ввиду явно выраженного направле-
ния движения в процессе полета) был раз-
работан фирмой «Гренвилл бразерс», кото-
рая имела небольшие мастерские по сборке
самолетов в аэропорту города Спрингфилд
(шт. Массачусетс). Вскоре владельцы фир-
мы братья Гренвилл прославились произ-
водством рекордных гоночных самолетов
° Ascender (англ.)-набирающий высоту.
Прим, перев.
Рис. 1.9. «GB Асендер» (1930 г.) был построен из основных агрегатов стандартного амери-
канского самолета «С-2 Аэронка».
серии GB (название серии самолетов осно-
вано на первых буквах названия фирмы).
«Лсендер» являлся экспериментальным
самолетом. На нем были опробованы неко-
торые технические новинки; в частности,
это касается размещения силовой установ-
ки. Как и па самолетах FW-i9a и «Рааб
Катцентшсйн», горизонтальное положение
фюзеляжа позволило оснастить самолет
грехколесным шасси с носовой опорой. Та-
кая схема шасси существенно опередила
свое время, и потребовались долгие годы
для того, чтобы она снова завоевала все-
общее признание. Отметим подобие «Асеп-
дера» и FW-19a в том, что оба самолета
имеют очень большое вертикальное опере-
ние, выполненное в виде интегральной час-
ти хвостового отсека фюзеляжа.
SS-4 «АМБРОЗИНИ»
Цельнометаллический самолет SS-4 был
создан в 1939 г. в результате попытки по-
строить самолет схемы «утка» итальянской
фирмой «Пассиньяно-Амброзини». Первый
аппарат-небольшой спортивный самолет
SS-3 с двигателем .мощностью 38 л. с.
(28 кВт)-назывался «Анитра» (в переводе с
итальянского - «утка»).
На основе отработанной при создании
SS-3 аэродинамической схемы был создан
наиболее тяжелый самолет схемы «утка»
того времени-SS-4 с двигателем «Изсгта-
Фраскини» мощностью 960 л. с. (705,6 кВт).
По своему назначению это был самолет-
истребитель с убирающимся трехопорным
шасси и мощным стрелково-пушечным
вооружением, состоящим из одной пушки
калибра 30 мм и двух пушек 20-мм калибра
(рис. 1.10). В свое время этот самолет обла-
дал более высокими (из двух «уток») летно-
техническими характеристиками (его мак-
симальная скорость составляла около
570 км/ч). Успешно пройдя через два года
интенсивных испытаний, он разбился из-за
отказа двигателя.
Рис. 1.10. Итальянский истребитель «Амброзини-4» обладал наивысшими характеристиками
среди всех самолетов схемы «утка», созданных со времен братьев Райт.
Горизонтальное оперение самолета сос-
тояло из неподвижного стабилизатора и
традиционных рулей высоты. Проблема
малого плеча вертикального оперения и
рулей направления была разрешена путем
применения на самолете двухкилевого вер-
тикального оперения (кили расположены на
середине размаха каждой из консолей кры-
ла небольшой стреловидности). Подобная
аэродинамическая компоновка впоследст-
вии была использована на некоторых само-
летах схем «утка» и «бесхвостка».
Условия военного времени не позволи-
ли провести полный цикл летно-конструк-
торских испытаний, поэтому второй опыт-
ный образец SS-4 нс был окончательно
построен, а фирма сосредоточила свои уси-
лия на совершенствовании традиционных
моделей, находившихся в серийном произ-
водстве.
Общие летно-технические характеристи-
ки SS-4 так и не были превзойдены другими
винтовыми самолетами схемы «утка».
ЛЕТАЮЩАЯ МОДЕЛЬ CW-24B
ФИРМЫ «КЕРТИСС»
В 1940 г. Вооруженные Силы США
предложили авиастроительным фирмам
разработать серию новых самолетов-истре-
бителей с существенно лучшими, чем
достигнутые к тому' времени, летно-техни-
ческими характеристиками путем исполь-
зования нетрадиционных аэродинамичес-
ких и компоновочных схем. Крупная авиа-
строительная фирма из Буффало (шт.
Нью-Йорк) «Кертисс-Райт корпорейшн»
ответила на призыв Вооруженных Сил соз-
данием самолета CW-24. При разработке
самолета специалисты фирмы избрали до-
вольно осторожный, но в то же время
уникальный подход к решению проблемы.
Самолет был спроектирован и построен в
отделении фирмы «Кертисс-Райт» в Сент-
Луисе (шт. Миссури). •
Вместо того чтобы сразу приступить к
созданию летного образца самолета, фир-
ма «Кертисс» построила легкую натурную
летающую модель (основные материалы
CW-24B древесина и ткань). Модель
(рис. 1.11) была отправлена в летно-испы-
тательный центр ВВС США Мьюрок-
Драй-Лейк (шт. Калифорния) для проведе-
ния летных испытаний. В ходе проектиро-
вания и заводских испытаний удалось уз-
нать слишком мало о самолете столь не-
обычной схемы: именно этим и объясняется
принятый фирмой план разработки.
Рис. 1.11. Легкая летающая модель CW-24B схемы «утка» (фирма «Кертисс-Райт», конкурс на
разработку нового истребителя, 1941 г).
CW-24B оснащался двигателем воздуш-
ного охлаждения мощностью 275 л. с.
(202 кВт) фирмы «Мснаско». Шасси само-
лета - трехколесное с носовой опорой. ПГО
не создавало сколь-нибудь существенного
вклада в суммарную подъемную силу, а
использовалось исключительно как балан-
сировочная поверхность. В принципе,
стреловидное крыло CW-24B позволяет
рассматривать этот самолет как бесхвостку
со стреловидным крылом и рулями высоты
на носовой части фюзеляжа (вместо
используемых обычно элевонов, см. гл. 3).
После успешного завершения програм-
мы летных испытаний, в ходе которой бы-
Ло выполнено 169 полетов, в конструкцию
самолета были внесены различные измене-
ния (в частности, несколько раз менялась
геометрия вертикального оперения и крыла
в зоне его установки). Затем CW-24B был
отправлен в экспериментальный центр На-
ционального консультативного комитета
США по аэронавтике (NACA) с целью про-
ведения экспериментов в крупногабаритной
аэродинамической трубе (Лэнгли-Филд,
шт. Виргиния).
ХР-55 «АСЕНДЕР» ФИРМЫ
«КЕРТИСС»
После успешного завершения испыта-
ний летающей модели CW-24B Вооружен-
ные Силы США приняли решение о том,
что принятая аэродинамическая схема при-
годна для создания на ее основе нового
истребителя, после чего с фирмой «Кер-
тисс» был подписан контракт на постройку
трех самолетов CW-24, получивших
войсковое обозначение ХР-55 (буква X оз-
начает «экспериментальный», Р-самолет-
преследователь, модель № 55).°
ХР-55 (рис. 1.12) был рассчитан на но-
вый двигатель фирмы «Пратт-Уитни»
Х-1800 мощностью 2200 л. с. (1600 кВт).
Так как сроки поставки нового двигателя
были сорваны, все три ХР-55 были пере-
проектированы под установку более ста-
рого и хорошо зарекомендовавшего себя в
эксплуатации двигателя V-1710 мощностью
1275 л. с. (937 кВт) фирмы «Эллисон», ко-
торый использовался па предвостшых ист-
ребителях Р-38 фирмы «Локхид» и Р-40
фирмы «Кертисс». Срыв сроков разработки
Х-1800 и других новых двигателей сущсст-
” Вооруженные Силы США обозначали
свои самолеты-истребители буквой «Р» с 1924 г.
В 1948 г. вместо буквы «Р» в обозначениях
самолетов-истребителей была принята буква «F»
(от слова Fighter). В то же время цифровая
нумерация сохранялась. Например, если бы
ХР-55 продолжали находиться на вооружении
ВВС США, их обозначение изменилось бы на
XF 55.
Рис. 1.12. После успешных испытаний CW-24B фирма «Кертисс-Райт» получила контракт на
постройку трех опытных истребителей ХР-55 «Асендер».
венно осложнил работы по созданию
нескольких новых самолетов-истребителей,
в том числе самолетов нетрадиционных
схем.
Первый образец ХР-55 впервые летал 19
июня 1943 г., но в ноябре того же года этот
самолет разбился, попав в перевернутый
плоский штопор после сваливания. Летчик
сумел покинуть машину и спустился на
землю на парашюте после того, как само-
лет потерял около 5 км высоты. Успешно-
му покиданию самолета способствовала
специальная система отстрела лопастей
воздушного винта (на самолетах подобных
схем с толкающим винтом покидание само-
лета осложняется опасностью попадания
летчика в ометаемое винтом простран-
ство).
Постройка второго летного экземпляра
ХР-55 зашла слишком далеко для того,
чтобы в него можно было легко внести
изменения, потребовавшиеся на основании
опыта летно-конструкторских испытаний
ХР-55 № 1; поэтому второй экземпляр са-
молета выполнял полеты с ограничениями
(включая запрет вводить самолет в свали-
вание на высоте менее 6 100 м). В конструк-
цию третьего экземпляра ХР-55 были вне-
сены требуемые изменения: размах крыла
был увеличен, так же как и диапазон откло-
нения рулей высоты. На третьей летной
машине впервые было установлено воору-
жение (четыре пулемета калибра 12,7 мм).
Летные испытания ХР-55 № 3 начались в
апреле 1944 г. Этот самолет стал самым
тяжелым для своего времени самолетом
схемы «утка». Хотя скорость ХР-55 была
на 56 км/ч выше, чем у итальянского SS-4, в
целом его характеристики были хуже.
Третий экземпляр ХР-55 разбился 7 мая
1945 года, выполняя медленную бочку на
военно-воздушном параде. Второй экзем-
пляр самолета в настоящее время нахо-
дится в Национальном музее авиации и
космонавтики США.
Основные данные: силовая установка-
двигатель V-1710-95 мощностью 1275 л. с.
(937 кВт) фирмы «Эллисон»; размах крыла
12,64 м; площадь крыла 19,44 м2; взлетная
масса 3497 кг; максимальная скорость
628 км/ч на высоте 5880 м.
ЛЕТАЮЩИЕ МОДЕЛИ МАЙЛЗА
Экстренные требования войны открыли
новые возможности проведения авиацион-
ных разработок, которые в условиях
мира, вероятно, никогда не были бы осу-
ществлены. Было необходимо существенно
улучшить летно-технические характеристи-
ки боевых самолетов. В 1940 г. перед авиа-
цией военно-морских сил Великобритании
встала проблема использования боевых
истребителей, базирующихся на авианос-
цах. Несколько авиационных фирм получи-
ли контракты на проведение соответствую-
щих работ. «Майлз эркрафт»- небольшая
фирма, специализирующаяся на постройке
учебных самолетов,-сформулировала не-
сколько предложений по созданию самоле-
тов схемы «утка», которые были отвергну-
ты представителями авиации ВМС.
Несмотря на эту неудачу, фирма про-
должила собственные работы по созданию
дешевой пилотируемой летающей модели,
предназначенной для проверки правильнос-
ти выбранных принципов решения постав-
ленной задачи. Несмотря на то, что фирме
не удалось решить задачу полностью, соз-
данные ею летающие модели показали до-
вольно успешные результаты. Впоследст-
вии правительство приобрело у фирмы эти
макеты и провело дополнительные испыта-
ния, однако разрешения на разработку на-
стоящего истребителя так и не последо-
вало.
Летающая модель М.35 представляет
собой одноместный самолет с фиксирован-
ным передним горизонтальным стабилиза-
тором, оснащенным рулями высоты
(рис. 1.13). На крыле, имеющем размах
6,1 м, установлены элероны. В хвостовой
части размещается двигатель «Джипси
Мейджер» мощностью 130 л. с. (95,55 кВт).
Площадь крыла 12,56 м2. Снизу в хвосто-
вой части фюзеляжа установлен неподвиж-
ный киль с предохранительным хвостовым
колесом для предотвращения касания зем-
ли воздушным винтом. Вертикальное двух-
килевое оперение на законцовках крыла, в
виде концевых шайб, аналогично исполь-
зуемому на многих самолетах схемы «бес-
хвостка». Для упрощения конструкции
трехопорное шасси в полете не убирается.
Рис. 1.13. Английский самолет «Майлз М.35», снабженный трехопорным шасси с носовым
колесом и хвостовой колесной опорой для предотвращения касания земли воздушным винтом в
случае превышения взлетного или посадочного угла.
Взлетная масса летающей модели 840 кг.
Особенностью этого самолета, если срав-
нивать его с рассмотрешшми ранее «утка-
ми», является размещение летчика в носо-
вой части самолета, что обеспечивало ему
великолепный обзор для выполнения тех-
нически сложной посадки на авианосец.
Фирма «Майлз» построила и более со-
вершенную, двухдвигательную модель -
М.39 (рис. 1.14), аэродинамическая схема
которой близка к М.35. М.39 оснащалась
двумя двигателями «Джипси Мейджер-2С»
мощностью 140 л. с. (103 кВт). В целом са-
молет несколько напоминал FW-19a, одна-
ко отличался использованием более совер-
шенных технических и аэродинамических
решений. Так же, как и его предшественник
М.39, самолет прошел государственные ис-
пытания, но решение о серийном произ-
водстве принято не было.
Основные данные: размах крыла 11,4 м;
максимальная скорость 264 км/ч.
J7W-1 «ШИНДЕН»
ФИРМЫ «КЮСЮ»
Японские авиастроительные фирмы
приступили к созданию самолетов схемы
«утка» в конце второй мировой войны.
Конструктором описываемого самолета
был капитан военно-морских сил Японии
Митинори Цурума, который задумывал
свой самолет как реактивный. Однако этот
самолет пришлось оснастить радиальным
Рис. 1.14. Самолет «Майлз М.39В», снабженный двумя двигателями с тянущими винтами и
убирающимся трехопорным шасси с носовым колесом.
Рис. 1.15. Построенный в 1945 г. японский самолет «Шинден» фирмы «Кюсю» был спроектиро-
ван под реактивный двигатель, но из-за его отсутствия оснащался поршневым двигателем с
уникальным шестилопастным винтом.
поршневым двигателем типа ПА 43-42
мощностью 2130 л.с. (1565,5 кВт) фирмы
«Мицубиси», приводящим в движение уни-
кальный шестилопастный толкающий винт
(рис. 1.15). Проект выглядел столь привле-
кательно, что еще до того, как совершил
полет первый опытный образец «Шинден»
(в переводе с японского «волшебная мол-
ния»), ВМС Японии заказали 1800 таких
самолетов фирме «Кюсю Хикоки». На са-
молет предполагалось устанавливать
стрелково-пушечное вооружение, в частнос-
ти, четыре пушки калибра 30 мм.
Первый полет этого самолета состоялся
3 августа 1945 года незадолго до окончания
войны. Единственный уцелевший образец
опытного самолета впоследствии был изу-
чен специалистами и в настоящее время
находится на хранении в Национальном
музее авиации и космонавтики США.
Основные данные: размах крыла 11,1 м;
взлетная масса 4923 кг; максимальная
скорость 750,3 км/ч.
Х-10 ФИРМЫ «НОРТ
АМЕРИКЕН»
После окончания второй мировой вой-
ны ВВС США приступили к созданию
серии исследовательских самолетов (как
пилотируемых, так и беспилотных), полу-
чившей обозначение X. Один из этих экспе-
риментальных самолетов Х-1 с ракетным
двигателем - был первым самолетом, пре-
высившим скорость звука. Некоторые
самолеты серии X стали опытными, а
впоследствии и серийными образцами
авиационной техники, другие так и оста-
лись в разряде экспериментальных.
Один из таких самолетов, построенный
главным образом в качестве летающей ла-
боратории для отработки бортовых систем
более совершенных самолетов, беспилот-
ный экспериментальный самолет Х-10 фир-
мы «Норт Америкен» (рис. 1.16)-был
разработан и испытан в период с 1953 по
1959 гг. Самолет оснащен большим кры-
лом, близким по форме к треугольному, и
цсльноповоротным передним горизонталь-
ным оперением, которое использовалось
исключительно для балансировки машины,
аналогично тому, как это делалось на
CW-24B и ХР-55. Силовая установка само-
лета состояла из двух реактивных двигате-
лей J-40 фирмы «Вестингауз». Новым в
конструкции этого самолета было исполь-
зование разваленных во внешние стороны
килей двухкилевого вертикального опере-
ния (как у современного F-14). Самолет
Х-10 оснащен трехколесным убирающимся
шасси и способен осуществлять автоном-
ный взлет.
Всего было построено 11 экземпляров
Рис. 1.16. Экспериментальная ракета Х-10 фирмы «Норт Америкен)» имела «разваленное»
двухкилевое вертикальное оперение, которое почти на 20 лет опередило свое время.
Х-10; по крайней мере, 4 из них прошли
летные испытания в качестве управляемых
ракет-перехватчиков. После принятия ре-
шения о нецелесообразности дальнейшей
разработки самолета оставшиеся экземпля-
ры Х-10 были использованы как высотные
цели для ракет-перехватчиков «Бомарк»
IM-99 фирмы «Боинг». Следует отметить,
что характерная для Х-10 аэродинами-
ческая компоновка несколько лет спустя
снова появилась в авиации-на этот раз в
бомбардировщиках ХВ-70 (два таких само-
лета были построены по заказу ВВС США).
«ВИГГЕН» ФИРМЫ «СААБ»
Появление реактивных двигателей су-
щественно повысило интерес разработчи-
ков боевой техники к самолетам с треу-
гольным крылом (см. гл. 4). После того,
как самолеты такой схемы стали общепри-
нятыми, авиационные конструкторы нача-
ли исследовать более необычные варианты.
Так, к самолету с треугольным крылом
было добавлено ПГО, аналогичное уста-
новленному на Х-10.
Весьма характерным в этом смысле яв-
ляется созданный в 1967 году фирмой
«СААБ» сверхзвуковой истребитель «Виг-
ген» («Гром»), в котором объединены схем-
ные решения, характерные для «уток» и
самолетов с треугольным крылом. Этот
шведский истребитель и по сей день нахо-
дится в серийном производстве.11
«Вигген» в отличие от Х-10 имеет несу-
щее ПГО, которое состоит из фиксирован-
ного стабилизатора и рулей высоты. При-
нятие этого самолета на вооружение сдела-
ло его самым массовым самолетом схемы
«утка» вплоть до всплеска небывалого ин-
тереса к самолетам этой схемы примени-
тельно к ультралегким летательным аппа-
ратам в конце 1970-х гг.
На рис. 1.17, где показан этот самолет,
видна интересная деталь. Так как рули
высоты находятся впереди центра масс са-
молета и соединены с горизонтальным ста-
билизатором, отклонение рулей высоты
вниз используется для отрыва носового
колеса и подъема носа самолета при взлете.
В случае расположенных в носовой части
рулей высоты, которые не соединены со
** Серийное производство самолетов JA-37
и AJ-37 «Вигген» прекращено в 1980 г- При и.
персе.
Рис. 1.17. Шведский истребитель «Вигген» фирмы СААБ первый серийный самолет схемы
«утка» с нагруженным ПГО.
стабилизатором (как это сделано на Х-10
или на «Флайсре» братьев Райт), для
подъема носовой части самолета вся аэро-
динамическая поверхность поворачивается
вверх. В действительности вверх поворачи-
вается только часть аэродинамической по-
верхности, расположенная впереди шарни-
ра; большая же часть руля высоты, распо-
ложенная за шарниром, опускается так же,
как это происходит с рулями высоты, кон-
структ ивно связанными со стабилизато-
ром.
Основные данные: силовая установ-
ка ТРД RM8B фирмы «Вольво» тягой
7350 даН; размах крыла 10,6 м; площадь
крыла 46 м2; взлетная масса 17000 кг; мак-
симальная скорость на высоте соответст-
вует М = 2,0.
ВОЗРОЖДЕНИЕ «УТКИ»
Успех истребителя «Вигген» способст-
вовал возникновению новой волны интере-
са к рассматриваемой аэродинамической
схеме, особенно в области самодельных и
ультралегких летательных аппаратов. Не-
которые из разработанных конструкций де-
монстрировали очень хорошие характерис-
тики. Это объясняется, главным образом,
малой массой таких аппаратов и низкими
скоростями полета, что, по сути дела, ста-
вило их в разряд мотопланеров. Некоторые
из этих самолетов обладают очень высоки-
ми характеристиками благодаря примене-
нию последних достижений в области аэро-
динамики (в частности, новых аэродинами-
ческих профилей), новых технологий, по-
зволяющих обеспечить высокое качество
поверхности, а также использованию в ка-
честве проектного инструмента ЭВМ. Ни-
же описаны четыре характерных приме-
ра.
«Вари-Вигген» Б. Рутана
Явно вдохновленный «Виггеном» Берт
Рутан в 1967 году построил двухместный
любительский спортивный самолет (с раз-
мещением летчиков по схеме «тандем»),
характерной особенностью которого яви-
лось наличие ПГО (рис. 1.18). Конструкция
самолета-деревянная. Хорошо зная о
неудачах ранее созданных самолетов схемы
«утка», другие проектировщики предсказы-
вали аналогичную неудачу и для «Вари-
Виггсна» (названный в честь истребителя
«Вигген», самолет имел приставку «Вари»,
означавшую изменяемую геометрию; на
этом самолете Б. Руган опробовал несколь-
ко различных типов крыла). Однако крити-
ки недооценили большой инженерный опыт
Ругана и присущее ему конструкторское
чутье. «Вари-Вигген» получился весьма
удачным и вскоре стал широко продаваться
в виде комплекта для любителей. К середи-
не 1980-х гг. было продано примерно 900
комплектов деталей и оборудования для
сборки этих самолетов. «Вари-Вигген»
представляет собой самолет с крылом
большой стреловидности и малого удлине-
ния, оснащенный несущим ПГО, которое
состоит из неподвижного горизонтального
Рис. 1.18. Вдохновленный успехом «Виггена», Берт Рутан в 1967 г. построил самолет «Вари-
Вигген», который положил начало буму ультралегких (в том числе любительских) летательных
аппаратов схемы «утка».
стабилизатора с рулями высоты. Самолет
оснащен трехопорным шасси.
Основные данные: силовая установка
двигатель 0-320 мощностью 150 л. с.
(110 кВт) фирмы «Лайкоминг»; размах
крыла в первых вариантах самолета состав-
лял 5,8 м, а впоследствии был увеличен до
7,2 м; исходная площадь крыла 11,1м2;
взлетная масса 770 кг; максимальная ско-
рость 262 км/ч.
«Вари-Изе» Б. Рутана
Успех «Вари-Виггсна» вдохновил Рута-
на на создание более совершенного двух-
местного самолета схемы «утка», предназ-
наченного для тех же целей - продажи в
виде комплекта деталей авиаторам-люби-
телям. Конструкция самолета была пре-
дельно упрощена: основной конструкцион-
ный материал - древесина и пенопласт, по-
зволяющие существенно упростить сборку
самолета в домашних условиях (отсюда и
название «Вари-Изе»1’). По своему внеш-
нему облику «Вари-Изе» больше напоми-
” От английского easy - легко.- При.», персе.
наст ХР-55, чем «Вигген», хотя для «Вари-
Изе» характерно несущее ПГО (рис. 1.19).
Рули направления установлены на закон-
цовках крыла (типа крылышек Уитком-
ба) - Рутан снова ввел в авиационную моду
эти уже почти забытые устройства, повы-
шающие аэродинамическое качество кры-
ла. Весьма необычным элементом кон-
струкции является то, что в трехопорном
шасси убирающейся является лишь носовая
опора. Такое конструктивное решение было
принято с целью обеспечения возможности
опускать нос самолета для посадки в него
летчика. Самолет совершил первый вылет в
мае 1975 года.
Первые модели «Вари-Изе» оснащались
модифицироваш1ым автомобильным дви-
гателем фирмы «Фольксваген» мощностью
62 л.с. (46,3 кВт). В таком варианте само-
лет установил рекорд дальности полета по
замкнутому маршруту в своем весовом
классе (до 500 кг-2621 км). Для достиже-
ния более высоких характеристик Рузан
сделал стандартным двигателем самолета
«Вари-Изе» двигатель «Континенталь
0-200» мощностью 100 л.с. (73,5 кВт). К
1985 г. было построено более 400 таких
Рис. 1.19. Пара самолетов «Лонг-Изе» конструкции Берта Рутана с беспереплетными удлинен-
ными фонарями и неубирающимся основным шасси. Значительное число таких самолетов было
построено любителями.
машин, что делает этот самолет одним из
наиболее популярных двухместных люби-
тельских самолетов.
Несколько позже на рынке появился
увеличенный вариант этого самолета -
«Лонг-Изе», оснащенный двигателем 0-235
фирмы «Лайкоминг» мощностью 115 л. с.
(84,5 кВт). Этот самолет также стал ре-
кордным: на нем установлен рекорд даль-
ности беспосадочного полета по прямой
без дозаправки (более 6440 км).
Основные данные «Вари-Изе» (с двигате-
лем 0-200): размах крыла 6,76 м; площадь
крыла 4,98 м2; взлетная масса 476 кг; крей-
серская скорость 314 км/ч.
«Птеродактиль
Пи-тревелер»
Среди планеристов аэродинамическая
схема «бссхвостка» довольно популярна.
Со временем летчики стали искать возмож-
ность установки на свои планеры неболь-
ших (10—20 л. с.) двухцилиндровых двигате-
лей. Первые образцы таких мотопланеров
отличались предельной простотой -глав-
ная проблема состояла в том, чтобы найти
подходящее место для двигателя и способ
его установки.
В последнее время популярность мото-
планеров чрезвычайно возросла; со време-
нем эти машины получили общее название
«ультралегкие летательные аппараты».
Большинство стандартных планеров было
оснащено мотором, хотя многие ультралег-
кие летательные аппараты целенаправлен-
но проектируются как малые, нередко ори-
гинальные, самолеты.
Характерным примером переоборудо-
вания популярного планера в мотопланер с
последующей модификацией, направлен-
ной на улучшение характеристик, является
«Птеродактиль». В исходном варианте это
была «бесхвостка» с крылом умеренной
стреловидности. В варианте мотопланера
этот аппарат завоевал еще большую попу-
лярность. Четыре «Птеродактиля» ис-
пользовались в ходе первого в истории
США трансконтинентального перелета
ультралегких летательных аппаратов от
побережья Атлантического океана до побе-
режья Тихого океана в 1979 году.
Более совершенной моделью является
«Птеродактиль Пи-тревелер» (рис. 1.20), в
Рис. 1.20. «Птеродактиль Пи-Тревеплер» является хорошим примером модификации бесхвосто-
го балансирного планера в оснащенный силовой установкой самолет. Непрофилированное ПГО
добавлено для улучшения управляемости самолета.
котором сохранено базовое крыло, но до-
бавлено плоское ПГО, установленное на двух
алюминиевых балках. Целью установки
ПГО являлось повышение маневренных ха-
рактеристик аппарата. Это оперение нс
имеет профилировки и нс создаст подъем-
ной силы.
Основные данные: силовая установка -
двигатель «Кайюна» мощностью 30 л. с.
(22 кВт); размах крыла 10,06 м; взлетная
масса 204 кг; максимальная скорость
88,6 км/ч.
Рис. 1.21. «Голдуинг» с самого начала проектировался как самолет (в отличие от распространен-
ной практики создания ультралегких летательных аппаратов на базе балансирных планеров).
«Голдуинг»
Самолет «Голдуинг» является приме-
ром «утки», с самого начала разрабатывав-
шейся в качестве ультралевого летатель-
ного аппарата. Аппарат (рис. 1.21) имеет
фюзеляж самолетного типа и крыло-моно-
план (что позволило исключить многочис-
ленные расчалки, характерные для боль-
шинства маятниковых планеров и создан-
ных на их основе ультралегких самолетов).
Интенсивные работы по совершенствова-
нию этого летательного аппарата привели
к тому, что «Голдуинг» стал обладать
наивысшими характеристиками (для дан-
ной мощности силовой установки) среди
летательных аппаратов этого класса.
Основные данные: силовая установка-
двигатель «Кайюна» мощностью 30 л. с.
(22 кВт); размах крыла 9,15 м; взлетная
масса 219 кг; максимальная скорость
112,7 км/ч.
НОВЫЕ ЛЕГКИЕ САМОЛЕТЫ-
ИСТРЕБИТЕЛИ
Успех самолета «Виттен» и самодель-
ных летательных аппаратов обратил на
себя внимание крупных авиастроительных
фирм, и в первую очередь корпораций,
занимающихся разработкой истребителей.
В период с 1986 по 1988 гг. на летные
испытания вышли сразу четыре легких са-
молета-истребителя, выполненных по
схеме «утка»: в июне 1986 г. французский
«Рафаль», в августе 1986 г. западноевро-
пейский экспериментальный истребитель
ЕАР, в декабре 1986 г. израильский «Лави»
и летом 1988 г.-шведский «Гриппен».
Авиаконструкторов привлекла возмож-
ность повышения маневренности самоле-
тов за счет увеличения допустимых углов
атаки из-за влияния аэродинамического
следа ПГО на крыло, а также расширение
допустимых диапазонов центровок.
«Рафаль»
Самолет «Рафаль» корпорации «Дас-
со-Бреге» предназначен для замены само-
летов непосредственной поддержки войск
«Ягуар», самолетов-разведчиков «Мираж
111» и палубных самолетов «Крусейдер» и
«Сюпер Этандар». Кроме того, он должен
эффективно дополнять самолеты «Мираж
2000», решая задачи перехвата и ведения
воздушного боя.
Разработка самолета началась в 1983 г.,
а сборка первого опытного экземпляра,
получившего обозначение «Рафаль-А», за-
вершена в декабре 1985 г.
«Рафаль-А» - одноместный двухдвига-
тельный срсднеплан с треугольным крылом
переменной стреловидности по перед-
ней кромке и цельноповоротным ПГО
(рис. 1.22). Аэродинамические поверхности
управления, помимо ПГО, включают трех-
секционные предкрылки и элевоны, уста-
навливаемые на каждой консоли крыла, и
руль направления обычной схемы на стре-
ловидном киле.
Одной из особенностей самолета явля-
ется размещение ПГО на наплывах фюзе-
ляжа выше плоскости крепления крыла по-
зади кабины летчика.
ПГО и другие аэродинамические рули
управляются электрогидравлическими при-
водами от четырехканальной электри-
ческой системы дистанционного управле-
ния (ЭСДУ), работающей в автомати-
ческом и директорном режимах. Примене-
ние ЭСДУ позволило реализовать автома-
тическое отклонение рулевых поверхностей
(ПГО, элевонов, предкрылков) при выпол-
нении эволюций с целью повышения манев-
ренности самолета, а также обеспечить
непосредственное управление подъемной
Рис. 1.22. Многоцелевой французский само-
лет «Рафаль».
силой без изменения угла тангажа или
атаки.
Крыло самолета выполнено по много-
лонжеронной схеме с углом стреловиднос-
ти по передней кромке 58° в корневой части
и 46° вне ее. Удлинение крыла 2,66, а
удельная нагрузка не превышает 4260 Н/м2.
Киль самолета с углом стреловидности по
передней кромке 58° сконструирован по
классической двухлонжеронной схеме с ру-
лем направления. Шасси самолета (трех-
опорное с одинарными колесами на каждой
стойке) обеспечивает посадку при верти-
кальной скорости снижения 4 м/с. Уборка
шасси осуществляется против направления
полета, причем основные стойки при убор-
ке поворачиваются на 90° для горизонталь-
ного размещения колес в нише фюзеляжа.
Нерегулируемые воздухозаборники са-
молета-секторного сечения, размещены по
бокам нижней части фюзеляжа под фюзе-
ляжными наплывами и обеспечивают ус-
тойчивую работу двигателей при скорости
полета М = 2 и больших углах атаки. В
качестве двигателей использовались
ТРДДФ F404-GE-400 американской фирмы
«Дженерал электрик» с максимальной фор-
сажной стендовой тягой 7250 даН.
Вооружение самолета состоит из встро-
енной пушки «Дефа-554» калибром 30 мм,
установленной сбоку носовой части фюзе-
ляжа, а также разнообразного управляемо-
го и неуправляемого оружия, размещаемо-
го на 12 наружных точках подвески (6
подфюзеляжных и 6 подкрыльевых). Общая
масса боевой нагрузки может достигать
3500 кг.
На базе самолета «Рафаль-А» с учетом
результатов его летных испытаний фран-
цузскими специалистами разработан бое-
вой вариант самолета, получивший обо-
значение «Рафаль-В». Новый вариант
истребителя отличается от своего прото-
типа меньшими размерами (длина фюзе-
ляжа и размах крыла уменьшены соответ-
ственно на 0,8 м и 0,46 м), масса топлива
сокращена на 400 кг, двигатели F404
должны быть заменены на более легкие и
экономичные (М.88 фирмы SNECMA).
Проводимые мероприятия, наряду с более
широким внедрением в конструкцию само-
лета композиционных материалов, должны
позволить снизить массу пустого снаря-
женного самолета на 500-800 кг.
Основные данные (самолет «Ра-
фалъ-А»): длина 15,5 м; размах крыла
10,6 м; максимальная скорость 1480 км/ч;
максимальное значение числа Маха (на
высоте) 2; максимальная вертикальная
перегрузка 9; максимальная взлетная масса
20000 кг; запас топлива во внутренних
топливных баках 4500 кг.
ЕАР
Экспериментальный истребитель ЕАР
(Experimental Aircraft Program) спроекти-
рован фирмой «Бритиш эркрафт» в рамках
программы разработки перспективного
европейского истребителя EFA (European
Fighter Aircraft). В создании самолета при-
нимают участие Англия, ФРГ, Италия и
Испания, которые организовали консорци-
ум NEFMA со штаб-квартирой в Мюнхене.
Предполагаемый объем выпуска самоле-
тов-около 1000, причем 800 самолетов
предназначается для стран-членов консор-
циума, а остальные-для Бельгии, Дании и
Норвегии. Самолет EFA разрабатывается
как альтернатива французскому «Рафалю».
Следует отметить, что первоначально
французские фирмы участвовали в разра-
ботке проекта EFA, однако из-за несогла-
сия по некоторым аспектам тактико-техни-
ческих требований к самолету с остальны-
ми участниками вышли из объединения и
приступили к формированию собственной
концепции самолета.
Разработка самолета ЕАР началась в
1983 г., и к моменту создания потребовала
около 200 млн. ф. ст. Первый полет состо-
ялся в августе 1986 года; к ноябрю 1987
года было выполнено более 120 полетов.
Программа создания самолета включа-
ет оценку принятых принципов проектиро-
вания истребителя EFA, проверку летно-
технических характеристик статически неус-
тойчивого самолета, выполненного по схе-
ме «утка», изучение возможностей широко-
го применения композиционных материа-
лов и перспективных технологий изготовле-
ния планера, отработку бортового радио-
электронного оборудования.
ЕАР (рис. 1.23) представляет собой
Рис. 1.23. Самолет ЕАР во время одного из показательных полетов.
одноместный двухдвигательный моноплан
с низкорасположенным крылом типа двой-
ная дельта и цельноповоротным ПГО.
Огличительной особенностью самолета
является переднее горизонтальное оперение
малой площади, установленное с отрица-
тельным углом поперечного V (—5°) в
передней части фюзеляжа, практически
сразу же после носового обтекателя РЛС
под козырьком фонаря кабины. ПГО
. используется для балансировки самолета и
управления по тангажу совместно с двух-
секционными флаперонами, расположен-
ными вдоль всего размаха задней кромки
каждой консоли крыла. Применение ПГО
вместо классического хвостового стабили-
затора, по мнению фирмы, позволило
получить более плавные обводы хвостовой
части фюзеляжа и тем самым уменьшить
аэродинамическое сопротивление. Кроме
ПГО, к аэродинамическим поверхностям
управления самолета относятся флаперо-
ны, двухсекционные отклоняемые носки,
руль направления и тормозные щитки.
Управление всеми отклоняемыми аэроди-
намическими поверхностями (кроме тор-
мозных щитков) обеспечивается с помощью
чстырехканальной цифровой системы
ЭСДУ, которая обеспечивает автомати-
ческое отклонение ПГО, носков и флаперо-
нов в зависимости от скорости полета и
угла атаки с целью достижения максималь-
ного аэродинамического качества при
маневрировании и минимального аэроди-
намического сопротивления при прямоли-
нейном полете.
Крыло самолета
конструкции имеет
стреловидности по
многолонжеронной
переменный угол
передней кромке
(стреловидность корневой части 57°, внеш-
ней части 45°) и дополнительный малогаба-
ритный наплыв большой стреловидности в
месте сочленения носка корневой части
крыла с фюзеляжем. Особенностью кон-
струкции крыла является использование
многослойной композиционной обшивки,
приклеиваемой к несущему каркасу, а так-
же выполнение части лонжеронов крыла из
композиционных материалов.
Конструкция вертикального оперения
заимствована у самолета «Торнадо», как и
двигатели RB.199MK104 (ТРДДФ тягой
75 кН на форсаже).
Еще одной особенностью самолета яв-
ляется спаренный подфюзеляжный воз-
духозаборник прямоугольного сечения с
выдвинутой вперед разделительной перего-
родкой, расположенной в носовой части
фюзеляжа под кабиной. Нижняя передняя
панель воздухозаборника выполнена под-
вижной для изменения входного сечения в
зависимости от угла атаки и скорости по-
лета.
Основные данные: длина самолета
14,7 м; размах крыла 11,2 м; высота 5,52 м;
максимальное число Маха (на высоте) 2;
максимально допустимый угол атаки 35е;
максимальная вертикальная перегрузка
(достигнутая) 5.
«Лави»
Фирма «Исраэл эркрафт индастриз»
приступила к разработке самолета в 1983 г.
с целью создания перепек гивного истреби-
теля-бомбардировщика для непосредствен-
ной поддержки войск. Самолет должен был
заменить устаревшие «Скайхок», «Кфир» и
«Фантом-2». Разработка самолета велась
Рис. 1.24. Израильский легкий истребитель «Лави».
при непосредственном участии и поддержке
США. Намечалось выпустить около 300
боевых самолетов с ориентировочной стои-
мостью 20 млн. долл. Принятие на воору-
жение планировалось на 1990 г. В декабре
1986 г. был облетан первый опытный эк-
земпляр, а весной 1987 г. второй.
Однако в процессе разработки истреби-
теля и его испытаний США пересмотрели
свою точку зрения и стали отрицательно
относиться к созданию этого самолета,
быть может, опасаясь конкуренции истре-
бителям F-16 и F-18. Под нажимом США в
1987 г. было принято решение о прекраще-
нии дальнейших работ над «Лави», а вмес-
то него Израилю были предложены само-
леты F-16.
Самолет (рис. 1.24) выполнен по схеме
«утка» с цельноповоротным ПГО, располо-
женным в передней части фюзеляжа, выше
линии установки консолей крыла. Управле-
ние двухсекционными элевонами, пред-
крылками, рулем направления и ПГО осу-
ществляется с помощью электродистанци-
онной цифровой системы управления аме-
риканского производства. Американского
производства и двигатель самолета
PWI120 фирмы «Пратт-Уитни» со стати-
ческой форсажной тягой 9350 даН.
Особенностью самолета можно считать
довольно высокий процент применения
композиционных материалов (~25%), из
которых изготовлены ПГО, обшивка кры-
ла, киль, аэродинамические рули, люки,
створки шасси, несиловые элементы кон-
струкции крыла и фюзеляжа.
Основные данные: длина самолета
14,6 м; размах крыла 8,78 м; высота 4,8 м;
максимальная взлетная масса 19 300 кг;
максимальная масса боевой нагрузки
2720 кг; запас топлива во внутренних баках
2720 кг; запас топлива в подвесных баках
4165 кг; максимальная приборная скорость
1480 км/ч; дальность полета на малой вы-
соте 1100 км; длина разбега 300 м.
«Гриппен»
Самолет JAS-39 «Гриппен» разработан
щведской фирмой «СААБ-Скания» в рам-
Рис. 1.25. Проверка работы двигателя самолета JAS-39.
ках программы создания перспективного
истребителя 1990-х гг. для решения задач
воздушного боя, непосредственной под-
держки войск и ведения разведки. Принятие
самолета на вооружение планируется в
1992 г.; он должен заменить J35 «Дракен» и
J37 «Вигген». Планируется продажа истре-
бителя «Гриппен» Швейцарии, Дании, Фин-
ляндии и Австралии. Ориентировочная
стоимость программы разработки и произ-
водства самолетов составляет 7 млрд,
долл.
Самолет JAS-39 (рис. 1.25) построен по
такой же схеме, как и рассмотренные выше
«Рафаль», «Лави», ЕАР, однако имеется и
ряд существенных отличий. К ним следует
отнести сравнительно малые размеры са-
молета (длина 14 м, размах крыла 8 м,
высота 4 м) и требование возможности экс-
плуатации с использованием прямых участ-
ков автострад (длина 800 -е- 900 м, ширина
12 14 м). Еще одной особенностью явля-
ется требование выполнения сверхзвуково-
го крейсерского полета и высокой мане-
вренности на дозвуковых скоростях. Пос-
леднее достигается малым запасом про-
дольной статической устойчивости и высо-
кой тяговооруженностью. Отмечается, что
при взлетной массе 8000 кг форсирован-
ная тяга двигателя должна составлять
8170 даН с доведением в перспективе до
10000 даН.
ТРДДФ типа RM12, разработанный
фирмой «Вольво флюгмотор», имеет массу
1050 кг и нефорсированную максимальную
стендовую тягу 5400 даН.
На JAS-39 применены боковые плоские
воздухозаборники вместо подфюзеляжных
с целью защиты двигателя от попадания
посторонних предметов при эксплуатации с
автострад. Крыло самолета имеет среднее
расположение, а каждая консоль-геомет-
рический уступ передней кромки.
В конструкции самолета широко ис-
пользуются композиционные материалы
(~30%), из которых выполнены ПГО,
киль, элементы консолей крыла, аэродина-
мические рули, лючки, створки и т. д. Тех-
нология производства элементов из компо-
зиционных материалов заимствована у
английской фирмы ВАС.
Вооружение истребителя «Гриппен» сос-
тоит из встроенной пушки «Маузер» калиб-
ра 27 мм, ракет Rb.l5F, «Мейверик», «Сай-
дуиндер», «Скай Флеш» и бомб различного
типа, размещаемых на внешней подвеске.
Глава 2
Самолеты
с крыльями схемы «тандем»
Большинство созданных в процессе разви-
тия авиационной техники самолетов с тан-
демными крыльями имели два крыла, кото-
рые устанавливались на противоположных
концах фюзеляжа. Каждое из этих крыльев
создавало, как правило, примерно полови-
ну суммарной аэродинамической силы. В
истории авиации известно несколько само-
летов с крыльями схемы «тандем», у кото-
рых в центральной части фюзеляжа уста-
навливалось третье крыло. Некоторые из
этих самолетов летали, но высокие характе-
ристики ни на одном из них достигнуты не
были.
ДОСТОИНСТВА
Одной из побудительных причин созда-
ния самолетов с тандемными крыльями
является представление о том, что таким
образом можно получить большую пло-
щадь несущей поверхности, чем в случае
использования одного крыла и небольшого
горизонтального оперения на самолете той
же геометрической размерности (в преде-
лах тех же размаха крыла и длины фюзе-
ляжа).
Одним из первых практических выво-
дов, который сделали создатели первых
летательных аппаратов, стало понимание
принципиальной важности такого парамет-
ра, как удельная нагрузка на крыло-число
килограммов массы самолета, приходя-
щихся на квадратный метр площади крыла.
Средние персональные самолеты сегодняш-
него дня типа «Цессна-152» имеют нагрузку
на крыло порядка 50-60 кг/м2. На заре
авиации величина этого параметра обычно
составляла 6-7 кг/м2; несмотря на это,
пионеры авиации боролись за экономию
каждой унции массы своих летательных
аппаратов. Маломощные силовые установ-
ки тех лет делали каждый лишний кило-
грамм массы конструкции самолетов
серьезным препятствием на пути к желае-
мой цели.
Одним из путей снижения нагрузки на
крыло является увеличение его площади. В
прошлом, когда самолеты были относи-
тельно легкими, можно было достичь боль-
шего темпа увеличения площади крыла по
сравнению с массой его конструкции, по-
этому превращение обычного горизонталь-
ного оперения в крупную несущую поверх-
ность, аналогичную крылу, было очень ес-
тественным делом. Кроме того, при ис-
пользовании крыльев схемы «тандем» го-
раздо проще получить заданную площадь
крыла при небольшом размахе без необхо-
димости преодолевать конструктивные
сложности и снижать сопротивление интер-
ференции, характерное для бипланных
схем.
НЕДОСТАТКИ
В приведенных выше рассуждениях
обычно не учитывается тот факт, что созда-
ние самолетов с крыльями схемы «тандем»,
помимо описанных выгод, сопровождается
увеличением массы планера; наряду с уве-
личением подъемной силы возрастают
аэродинамическое сопротивление и момен-
ты инерции, что в результате ведет к необ-
ходимости использования более мощной
силовой установки.
В первых самолетах тандемной схемы,
крылья которых были построены с исполь-
зованием несовершенных профилей, харак-
теризующихся значительным изменением
положения центра давления при изменении
угла атаки (из-за изменения скорости),
обычно возникали серьезные проблемы с
продольной балансировкой летательного
аппарата. Обычно по мере увеличения ско-
рости и уменьшения угла атаки центр дав-
ления большинства профилей сдвигается
назад. Так как оба крыла имеют примерно
одинаковую несущую способность, центр
масс самолета должен находиться пример-
но посередине между ними (а не вблизи
центра давления, как это обычно делается
на самолетах традиционных схем). По мере
того, как центр давления на обоих крыльях
сдвигается назад, создаваемый передним
крылом момент (на плече, равном расстоя-
нию от центра давления до центра масс)
уменьшается, а создаваемый задним кры-
лом момент увеличивается. Такое неблаго-
приятное изменение моментов обычно пре-
вышает возможности балансировочных по-
верхностей (рулей высоты или триммеров),
и самолет начинает пикировать. Самолеты
с узким диапазоном полетных скоростей
(типа планеров и ультралегких летатель-
ных аппаратов) или современные самоле-
ты, на которых используются профили с
нулевым сдвигом центра давления, как пра-
вило, не сталкиваются с этой проблемой,
но в то же время и не демонстрируют
существенных преимуществ, которые мог-
ли бы перевесить присущие данной схеме
недостатки.
Еще одной характерной для таких схем
проблемой является более высокий по срав-
нению с традиционными схемами момент
инерции в канале тангажа (при движении
относительно поперечной оси самолета).
На самолетах традиционных схем эта ось
находится довольно близко к центральной
линии крыла, и момент инерции в канале
тангажа ограничивается массой фюзеляжа.
На самолетах с тандемными крыльями ось
движения тангажа находится примерно
посередине между крыльями. В дополнение
к необходимости поднять фюзеляж, напри-
мер, вверх в движении тангажа, необходи-
мо переместить вверх массу переднего кры-
ла и вниз-массу заднего крыла. Таким
образом, возникает необходимость переме-
щения значительной дополнительной мас-
сы; кроме того, требуется и большая по
величине управляющая сила. Возникает и
еще один недостаток с точки зрения аэро-
динамики значительно увеличивается
балансировочное сопротивление.
На некоторых самолетах с крыльями
схемы «тандем» используются рули высо-
ты, размещенные непосредственно на
крыльях (на других самолетах этой схемы
органы управления по тангажу размещены
на традиционном горизонтальном опере-
нии). В некоторых случаях рули направле-
ния находятся в пределах размаха крыльев
(обычно заднего); в других же случаях рули
направления устанавливаются в хвостовой
части самолета.
В целом можно сказать, что самолеты с
крыльями схемы «тандем» оказались
наименее удачными из всех нетрадицион-
ных схем летательных аппаратов, но техни-
ческие возможности сегодняшнего дня да-
ют этой схеме еще один шанс доказать
свою жизнеспособность и целесообраз-
ность.
«АЭРОДРОМ» С. ЛЭНГЛИ
Первым (и, без сомнения, знаменитым)
самолетом с крыльями схемы «тандем»
стал построенный в 1903 году самолет
«Аэродром» (рис. 2.1).
Профессор Сэмьюэл Пирпойнт Лэнгли
был выдающимся ученым и секретарем
просветительской организации «Смитсон-
ский институт», которая финансировала в
1890-х гг. его исследования в области авиа-
ции и воздухоплавания. Подход Лэнгли к
решению проблемы полета отличался вы-
сокой научной систематичностью. Он
построил и провел в 1896 г. успешные лет-
ные испытания модели (в масштабе 1/4 с
силовой установкой на основе парового
двигателя) предложенного им проекта са-
Рис. 2.1. Самолет с тандемными крыльями «Аэродром» С. Лэнгли, установленный для ката-
пультного старта на р. Потомак в октябре 1903 г.
молета «Аэродром». В 1903 году о» испы-
тал аналогичную модель с бензиновым
двигателем. По своей конструкции эти мо-
дели представляли собой летательные ап-
параты с тандемными крыльями и кресто-
образным оперением, расположенным за
задним крылом. Крестообразное оперение
имело вертикальные и горизонтальные
поверхности, расположенные под прямым
углом. На самолете Лэнгли (и некоторых
других самолетах) все вертикальное опе-
рение устанавливалось на шарнире, отно-
сительно которого обеспечивался поворот
для выполнения функции либо руля на-
правления. либо руля высоты. Самолет
Лэнгли не имел органов управления в ка-
нале крена. Устойчивость обеспечивалась
за счет использования V-образности
крыльев. Было осуществлено несколько
прямолинейных полетов на дальность до
1300 м. Для взлета использовалась ката-
пульта.
В 1903 г. Лэнгли построил натурный
образец своего самолета «Аэродром». Раз-
мах крыла самолета составлял 14,77 м,
длина 15,99 м, взлетная масса 340 кг, а
площадь крыла 96,75 м2, что обеспечивало
получение удельной нагрузки на крыло
~0,17 кг/м2.
Подобрать подходящую силовую уста-
новку не удалось, и летчик самолета
Чарльз Мэнли спроектировал и построил
замечательный для того времени пятици-
линдровый радиальный двигатель воздуш-
ного охлаждения мощностью 52 л. с.
(39,2 кВт) массой 56,2 кг. Двигатель уста-
навливался поперек фюзеляжа. Выходящие
по обе стороны двигателя валы вращали
конические шестерни. которые приводили в
движение валы с установленными на них
воздушными винтами. Вращение винтов
осуществлялось в противоположных на-
правлениях для нейтрализации крутящего
момента.
Самолет не имел шасси. «Аэродром»
должен был катапультироваться с крыши
ангара, а затем приводняться на водную
поверхноегь. Первый полет был запланиро-
ван на 7 октября 1903 года. В случае успеха
«Аэродром» стал бы первым летательным
аппаратом тяжелее воздуха с человеком на
борту, совершившим управляемый полет с
силовой установкой. Однако этого нс про-
изошло.
До сих пор не ясно, что же случилось на
самом деле в день первого полета. Вероят-
нее всего, одна из расчалок конструкции
зацепилась за катапульту, что привело к
падению «Аэродрома» в реку. Поврежде-
ния самолета были невелики и он снова
был готов к полету 8 декабря.
И вновь произошла неудача по столь же
неопределенным причинам. Некоторые чле-
ны группы испытателей утверждали, что
расчалка снова зацепилась за катапульту,
другие же говорили, что заднее крыло раз-
рушилось под воздействием воздушной
нагрузки вследствие неправильной установ-
ки расчалок и недостаточной прочности.
Так или иначе, самолет был разрушен, и
Лэнгли прекратил работы по этому
проекту.
В 1914 году авиационный промышлен-
ник Гленн Кертисс вел свою знаменитую
судебную кампанию против братьев Райт,
целью которой было доказательство не-
правильности выдачи им патента на их
самолет. В попытках доказать свою право-
ту Г. Кертисс приводил в качестве примеров
все типы летательных аппаратов, создан-
ных до братьев Райт и способных совер-
шать управляемый полет с силовой уста-
новкой. В результате этой деятельности
Кертисс получил разрешение от Смитсон-
ского института восстановить разрушен-
ный самолет Лэнгли «Аэродром».
Кертисс ввел ряд принципиальных изме-
нений в конструкцию крыла и систему рас-
чалок (что впоследствии подверглось ост-
рой критике со стороны Орвилла Райта) и
установил самолет на поплавки. В процессе
этих усовершенствований площадь крыла
была уменьшена до 92 м2, а масса самолета
увеличена до 530 кг, что привело к увеличе-
нию нагрузки на крыло до 0,24 кг/м2. 28
мая 1914 года «Аэродром» выполнил ко-
роткий полет (со своими исходными двига-
телем и винтомоторной группой), но затем
Кертисс установил более мощный двига-
тель V-8 и одиночный винт в носовой части
фюзеляжа. На этом самолете он провел
исследования тандемных крыльев (рис. 2.2,
2.3).
Смитсонский институт затем восстано-
вил «Аэродром», приведя его к тому виду,
который самолет имел в 1903 г., и выста-
вил в своей экспозиции, сопроводив над-
писью, гласящей, что это «первый в мире
летательный аппарат тяжелее воздуха, спо-
собный выполнять полет с человеком на
борту». Это заявление так рассердило
Орвилла Райта, что в 1928 г. он отправил
свой восстановленный «Флайер» 1903 года
нс в американский, а в английский авиа-
ционный музей. Этот самолет так и нахо-
дился в Англии до конца второй мировой
войны, когда надпись около самолета
Лэнгли была изменена и «Флайер» вер-
нулся в Америку.
ТРОЙНОЙ «ТАНДЕМ» В. КРЕССА
Австрийский изобретатель Вильгельм
Кресс занимался проблемой пилотируемо-
го полета, продвигаясь по тому же. что и
Лэнгли, пути, даже не подозревая о сущест-
вовании своего американского коллеги. Так
же, как и Лэнгли, он выполнил летные
Рис. 2.2. После первых неудач «Аэродром» был переделан Г. Кертиссом в гидросамолет. На
показанном снимке самолет оснащен двигателем и воздушным винтом в исходном варианте
(образца 1914 г.).
Рис. 2.3. «Аэродром» с двигателем Кертисса и размещенным в носовой части одиночным
винтом.
испытания моделей в 1898-99 гг., однако
вращение воздушных винтов этих моделей
осуществлялось с помощью приводной
ленточной передачи.
Затем Кресс построил натурный обра-
зец морского самолета с тремя располо-
женными тандемно монопланными крыль-
ями и крестообразным хвостовым оперени-
ем. Бензиновый двигатель был размешен в
центральной части фюзеляжа и приводил
два толкающих воздушных винта, которые
устанавливались над корпусом (рис. 2.4).
Первые испытания были проведены в
октябре 1901 года, но аппарат перевернулся
при маневрировании на воде перед взле-
том. Самолет получил значительные
повреждения, и Кресс прекратил работы
над проектом.
Даже в том случае, если бы самолет
взлетел, представляется весьма сомнитель-
ным. что он смог бы летать. Его конструк-
ция не имела средств управления в канале
крена, а угол поперечного V крыла рав-
нялся 0°, что недостаточно для обеспечения
устойчивости по крену, в отличие от само-
лета Лэнгли. Кроме того, конструкция кры-
ла явно не обладала достаточной проч-
ностью. Поэтому, может быть, и не так
плохо, что этот самолет все же не поднялся
в воздух. Аналогичные замечания можно
Рис. 2.4. Австрийский самолет «Кресс» с тремя тандемными крыльями (1901 г.)
было бы высказать и о нескольких других
конструкциях тех лет, которые имели впол-
не удовлетворительную для выполнения
полетов аэродинамику, но явно не подходя-
щую для этой цели конструкцию.
Основные данные: силовая установка-
двигатель «Даймлер» мощностью 24 л. с.
(17.64 кВт); площадь крыла 34 м2.
ВОДНЫЙ ПЛАНЕР
ВУАЗЕНА-БЛЕРИО
На заре развития авиации в различных
странах мира многие изобретатели практи-
чески одновременно работали над пробле-
мами пилотируемого полета, не зная, что
делают другие. Успех, который увенчал
работу братьев Райт в декабре 1903 года,
прошел практически незамеченным, и все
остальные авиаторы продолжали прово-
дить свои исследования независимо.
Во Франции Габриэль Вуазен строил
летательные аппараты собственной кон-
струкции и по проектам других авиаторов.
В 1905 г. он построил для Луи Блерио (по
его проекту) летательный аппарат, осна-
щенный передним горизонтальным опере-
нием и тандемными бипланными крылья-
ми и оснастил его двумя поплавками. Впос-
ледствии эта машина получила обозначе-
ние «Блерио-П».
По схеме планер представлял собой
«чистый» тандем; его заднее крыло имело
лишь несколько меньший размах, чем пе-
реднее. В передней части летательного ап-
парата устанавливалось небольшое ПГО
(рис. 2.5). Планер выполнил ряд успешных
полетов над Сеной. Буксировка планера
осуществлялась скоростной моторной лод-
кой. Следует отметить, что планер факти-
чески не обладал путевой устойчивостью.
Он летал на привязи, а путевая устойчи-
вость планера обеспечивалась вертикаль-
ными панелями, действие которых усилива-
лось мощным тянущим усилием буксир-
ного троса.
Хотя «Блерио-П» так и не выполнил
свободных полетов, он считается первым
пилотируемым летательным аппаратом,
взлетевшим с поверхности воды.
«ТАНДЕМ» Ч. ДЖОНСА
Одной из наиболее серьезных, хотя и
неудачных, попыток разработки конструк-
ций для пилотируемого полета являлся
«тандем» Ч. Джонса (рис. 2.6)-аппарат
весьма оригинальный даже по понятиям
1905 г. Этот самолет был спроектирован и
построен Чарльзом Оливером Джонсоном
из г. Дейтон (шт. Огайо). В качестве сило-
вой установки использовался разработан-
ный Гленном Кертиссом двигатель воз-
душного охлаждения мощностью 25 л. с.
(18,37 кВт). Кертисс был организатором
производства велосипедов и мотоциклов; в
то время он еще не занимался авиастрое-
нием, хотя и поставлял некоторые из своих
легких двигателей создателям дирижаблей.
Аппарат Джонса был первым летательным
аппаратом тяжелее воздуха, который уви-
дел Кертисс (на фотографии рис. 2.6 он
изображен слева и держится рукой за рас-
чалку).
Рис. 2.5. Тандемный планер «Вуазен-Блерио» с поплавковым шасси (1905 г.).
Рис. 2.6. Тандемный биплан Джонса (1905 г.).
Двигатель, размещенный в средней час-
ти самолета, через систему валов и шесте-
ренок приводил в действие два воздушных
винта. Схема силовой установки напомина-
ла разработанную Лэнгли для своего само-
лета. Самолет Джонса не взлетел-он ока-
зался настолько тяжел, что двигатель мощ-
ностью 25 л. с. мог разогнать его даже на
земле только до скорости около 14 км/ч.
Крылья самолета были лишены профили-
ровки и представляли собой одиночные
плоские поверхности, поэтому, вероятно,
самолет смог бы летать лишь как воздуш-
ный змей при больших углах атаки.
Существенной по тем временам кон-
структивной особенностью самолета явля-
лось его шасси, которое оказало значи-
тельное влияние на разработанные Кертис-
сом конструкции-шасси состояло из трех
колес, позволявших увеличивать угол атаки
при взлете, что являлось заметным шагом
вперед по сравнению в полозковым шасси
самолетов братьев Райт.
ПЛАНЕР Д. МОНТГОМЕРИ
Наиболее интересным из первых лета-
тельных аппаратов с крыльями схемы «тан-
дем», несомненно, являлся планер, постро-
енный в 1905 году профессором универси-
тета Св. Клары в Калифорнии Джоном
Д. Монтгомери. Этот летательный аппарат
был основан на технических принципах,
разработанных Лэнгли. За тандемными
крыльями располагалось крестообразное
хвостовое оперение, а управление в канале
крена обеспечивалось путем отклонения
аэродинамических поверхностей, связанных
с телом летчика тросовой проводкой
(рис. 2.7), что несколько напоминало систе-
му управления на самолетах братьев Райт.
Монтгомери не был летчиком, поэтому
полеты на планере выполнял профессио-
нальный акробат Дэниэл Мэлони. Планер
подвешивался под аэростатом. Затем Мэ-
лони должен был освобождать планер, де-
монстрировать выдающуюся по тем време-
нам маневренность аппарата и совершать
посадку. К сожалению, во время отделения
планера от аэростата одна из расчалок
зацепилась за трос, а после того, как летчи-
ку удалось ее освободить, сложилось одно
из крыльев. В результате катастрофы лет-
чик погиб. Монтгомери впоследствии
прекратил работы по тандемным схемам и
строил самолеты традиционных схем с тя-
нущим винтом. На одном из них в 1911 г.
разбился и он.
«ВУАЗЕН»
В начале века во Франции происходил
настоящий авиастроительный бум. Одним
из лидеров французского авиастроения тех
лет стала фирма «Вуазен». Созданный в
1907 г. тандемный биплан был достаточно
характерным для своего времени. Этот са-
молет можно относить к схеме «тандем»,
гак как горизонтальное оперение было уве-
личено по размаху и имело профилировку,
обеспечивающую создание значительной
по величине подъемной силы. С таким же
успехом этот самолет можно считать и
«уткой» ввиду наличия на нем переднего
руля высоты (рис. 2.8). Для обеспечения
Рис. 2.7. Удачный тандемный планер Монтгомери (1905 г.).
Рис. 2.8. Французский тандемный биплан (1907 г.). Отметим опущенный вниз носок поверх-
ности ПГО.
балансировки аппарата в горизонтальном
полете приходилось сильно отклонять вниз
руль высоты; вероятно, установочный угол
переднего крыла был слишком велик по
отношению к углу установки заднего кры-
ла, из-за чего необходимую балапсировку
можно было обеспечить лишь отклонением
руля высоты, расположенного в носовой
части фюзеляжа.
Такая схема отклонения поверхностей
приводит к возникновению значительного
балансировочного сопротивления, что ста-
новится серьезным препятствием при вы-
полнении полетов для самолетов, оснащен-
ных маломощными силовыми установками.
Следует сказать, что и сегодня потери на
балансировку зачастую вызывают сниже-
ние скорости создаваемых самолетов.
Основные данные: силовая установка-
двигатель «Антуанетт» мощностью 50 л. с.
(36,75 кВт); размах крыла 10,15 м; взлетная
масса 519 кг.
ТАНДЕМНЫЙ БИПЛАН
«ЦЕЗАРЬ»
О французском тандемном биплане
«Цезарь» известно очень немногое. Для
историков авиации осталась лишь фотогра-
фия (рис. 2.9). Этот самолет является ха-
Рис. 2.9. Французский тандемный самолет «Цезарь».
рактерным для ряда проведенных в 1907—
1911гг. экспериментов, которые окончи-
лись неудачей и были забыты. Создавшие
эти самолеты авиаторы стали строить ап-
параты других типов, а финансировавшие
их фирмы потерпели крах.
В ранних вариантах летательный аппа-
рат «Цезарь» оснащался двумя воздушны-
ми винтами, приводимыми в движение с
помощью цепной передачи от двигателя,
установленного в центральной части фюзе-
ляжа. Показанная на фотоснимке модель
оснащалась одним воздушным винтом с
непосредственным приводом, причем спут-
ный след винта проходит через зону разме-
щения летчика. Оба крыла имеют профили-
ровку на участке от носка до заднего лон-
жерона, а за ним представляют собой плос-
кую поверхность. Главной особенностью
самолета является наличие двух крыльев
для уменьшения размаха при заданной пло-
щади. Управление самолетом по крену
осуществлялось с помощью элеронов (ана-
логично тому, как это делается на самолете
Кертисса 1909 года); для управления по
тангажу самолет оснащался передним го-
ризонтальным оперением. Позади заднего
крыла были установлены сдвоенные рули
направления.
ТАНДЕМ «КЁШЛЭН»
В отличие от сложного по своей кон-
струкции самолета «Цезарь» небольшой
французский летательный аппарат «Кёш-
лэн», построенный в 1908 г., представляет
собой предельно упрощенный вариант той
же самой принципиальной схемы. В то же
время «Кёшлэн» обладал рядом довольно
интересных конструктивных особенностей.
Пространство между передним и зад-
ним верхними крыльями было также запол-
нено несущей поверхностью. Применитель-
но к этому самолету можно было говорить
о тандемном расположении только нижних
крыльев (рис. 2.10).
До нас дошло очень мало сведений об
этой машине; представляется маловероят-
ным то. что она когда-либо летала во-пер-
вых, из-за явно недостаточной мощности
двигателя с толкающим винтом, а во-вто-
рых, из-за отсутствия профилировки несу-
щих поверхностей.
«ЭРТЦ W.6 ШУНЕР»
Одной из наиболее удачных конструк-
ций самолетов с тандемными крыльями
раннего периода развития авиации стал
немецкий самолет «Эртц W.6 Шунер», соз-
данный в 1916 г. (рис. 2.11). Этот самолет
летал в течение довольно длительного вре-
мени и был принят военно-морскими сила-
ми Германии на вооружение в качестве
самолета воздушной разведки.
В конструкции этого самолета реализо-
ван принцип Лэнгли, состоящий в исполь-
зовании раздельных поверхностей опере-
Рис. 2.10. Маленький французский тандемный самолет «Кёшлэн» (1908 г.).
Рис 2.11. Самолет авиации ВМС Германии «Эртц W.6 Шунер» (1916 г.).
ния, расположенных за коротким корпусом
и состоящих из традиционного неподвиж-
ною стабилизатора и вертикального опере-
ния с рулями высоты и направления. Эле-
роны были размещены на переднем верх-
нем крыле.
В фюзеляже располагались два двигате-
ля фирмы «Мейбах» мощностью 240 л. с.
(176.4 кВт); каждый из них приводил в дви-
жение толкающий винт, расположенный за
передним крылом. «Эртц W.6» имел размах
крыла около 20 м и довольно значитель-
ную взлетную массу 5020 кг, поэтому
максимальная скорость полета самолета
составляла всею 117 км/ч. Управление по
крену не отличалось высокой эффектив-
ностью, поэтому на задних крыльях впо-
следствии также были установлены эле-
роны.
ПЯТИКРЫЛЫЙ «ФОККЕР»
Голландский авиационный конструктор
Антони Фоккер открыл авиастроительный
завод в Германии в 1913 г. и стал одним из
основных производителей немецких само-
летов-истребителей вплоть до 1918 г.
Широко известен его небольшой триплан
Dr-1, принятый на вооружение в середине
1917 г. На этом самолете успешно летали
такие знаменитые летчики, как Манфред
фон Рихтгофен по прозвищу «Красный
барон».
Фоккер являлся одним из наиболее та-
лантливых конструкторов авиационной
техники. В период с 1913 по 1918 гг. он
построил более 50 различных моделей
самолетов.
Небольшой триплан Фоккера, как и все
остальные машины его конструкции, имел
ряд модификаций, наиболее необычной из
которых стал «тандем», получивший назва-
ние V.8. Самолет имел удлиненный фюзе-
ляж, а звездообразный двигатель мощ-
ностью ПО л.с. был заменен на рядный
двигатель водяного охлаждения мощ-
ностью 160 л.с. (117,6 кВт). Стандартный
комплект грех крыльев прямоугольной
формы был установлен в носовой части
самолета, а новый бипланный комплект
таких же крыльев-в центральной части;
наконец, штатное для самолета Dr-1 хвос-
товое оперение располагалось в хвостовой
части фюзеляжа (рис. 2.12).
Фоккер сам испытывал все новые моде-
ли; сообщалось, что он выполнил один
полез на этом своеобразном пятикрылом
самолете, безопасно приземлился, после че-
го приказал разобрать аппарат.
«ЛЕТАЮЩИЙ ПЛАВУЧИЙ ДОМ»
КАПРОНИ
Наиболее амбициозным проектом лета-
тельного аппарата с тандемным крылом за
Рис. 2.12. Немецкий самолет «Фоккер V.8» конца 1917 г. с тандемными крыльями и хвостовым
оперением.
всю историю авиации стал итальянский
«летающий плавучий дом» СА-60 фирмы
«Капрони», созданный в 1920 г. Фирма
«Капрони» была известна своими гигант-
скими двухфюзеляжными бомбардировщи-
ками в период первой мировой войны. Мас-
штабы СА-60 наилучшим образом выража-
ются на итальянском языке словом «капро-
ниссимо».
«Летающий плавучий дом» СА-60 осна-
щался тремя комплектами трипланных
крыльев, оставшихся от бомбардировщи-
ков времен первой мировой войны. Эти
крылья устанавливались над стоместным
корпусом, который действительно больше
напоминал плавучий дом, чем любой из
известных самолетов (рис. 2.13). Суммар-
ная площадь девяти крыльев составляла
837 м2 (лишь один самолет в истории авиа-
ции имел большую площадь крыла-ги-
гантская летающая лодка «Хьюз Н-4»,
построенная в 1947 г.).
Центральные крылья каждого триплан-
ного набора соединялись двумя параллель-
ными коробчатыми конструкциями, напо-
минающими фюзеляжи. В каждой из таких
конструкций (передней и задней) размещал-
ся двигатель «Америкен Либерти» мощ-
ностью 400 л. с. (294 кВт). Дополнительные
силовые установки, состоящие из одного
Рис. 2.13. 100-местный самолет СА-60 фирмы «Капрони» (1920 г.). По счастливой случайности
был поврежден в первом непродолжительном полете, после чего не использовался.
толкающего и одного тянущего двигате-
лей, были расположены между фюзеля-
жами в переднем и заднем трипланных
наборах крыльев. Таким образом, самолет
оснащался восемью двигателями. На всех
девяти крыльях были установлены эле-
роны, но задние элероны выполняли также
функции рулей высоты. Вертикальные кили
и рули направления были установлены с
внешней стороны фюзеляжей между всеми
задними крыльями.
СА-60 выполнил лишь один непродол-
жительный прямолинейный полет; к
счастью, в конце полета самолет был на-
столько поврежден, что это послужило
достаточным основанием для прекращения
дальнейших работ.
Основные данные: силовая установка 8
двигателей «Либерти» мощностью 400 л. с.
(294 кВт); размах крыла 30,5 м; площадь
крыла 837 м2; взлетная масса 24950 кг; оце-
ночная максимальная скорость 145 км/ч.
ПЛАНЕР ПЕЙРЕ
Наиболее успешной реализацией кон-
цепции летательного аппарата с тандем-
ным крылом был французский планер Пей-
ре, построенный в 1923 г. Планер был спро-
ектирован в то время, когда послевоенную
Европу вновь захлестнула волна увлечения
планерным спортом. Это движение сначала
возродилось в Германии, которой было
запрещено по условиям Версальского дого-
вора иметь военную и, частично, граждан-
скую авиацию. Популярность планерного
спорта затем распространилась на Фран-
цию и Англию, и вскоре стали проводиться
международные соревнования по этому ви-
ду спорта.
В ходе первых соревнований планеры
просто стартовали от точки запуска (обыч-
но на каком-нибудь холме) и приземлялись
в расположенную внизу долину. В соревно-
ваниях оценивалась дальность или продол-
жительность полета. В любом случае наи-
более коротким путем к успеху было созда-
ние планера с минимальной нагрузкой на
крыло. Проектировщики быстро обнаружи-
ли, что увеличение площади крыла за счет
использования бипланной схемы не дает
желаемых результатов: сопротивление
интерференции крыльев значительно пре-
восходило любое преимущество, связанное
с малой нагрузкой на крыло, которое, как
предполагалось, будет уменьшать скорость
снижения летательного аппарата. Дополни-
тельное сопротивление действовало как раз
наоборот-увеличивало скорость снижения.
Пейре уменьшил нагрузку на крыло,
используя чистую тандемную схему с
монопланными крыльями. Оба крыла были
расположены перед традиционным верти-
кальным оперением с рулем направления.
Впереди было установлено шасси самолет-
ного типа (рис. 2.14).
Планер Пейре имел необычную систему
управления. В дополнение к стандартному
рулю направления в хвостовой части фю-
зеляжа имелись элевоны, размещенные на
всем размахе каждого крыла. Эти органы
управления выполняли функцию рулей вы-
соты и элеронов. При маневрировании по
крену элевоны отклонялись диффренциаль-
но, как элероны. При выполнении маневров
по тангажу передние элевоны для создания
пикирующего момента поднимались, а
задние опускались (так как центр масс
аппарата располагался между ними).
Новый тандемный планер вошел в исто-
рию авиации, установив мировой рекорд
продолжительности полета для планеров
(3 ч 23 мин) на международных соревнова-
ниях в Итфорде (Англия) в 1922 г. К сожа-
лению, этот рекорд не отражал какое-либо
превосходство схемы «тандем» над други-
ми схемами, а явился скорее следствием
техники пилотирования-полет выполнялся
вдоль склона холма в восходящем потоке,
вертикальная скорость которого была
больше скорости снижения планера. Пер-
вым такой метод использовал Орвилл Райт
при установлении своего рекорда продол-
жительности полета в 1911 г. (9 мин 45 с).
Нет нужды говорить, что этот рекорд не
продержался долго, так же, как и сама идея
свести к минимуму нагрузку на крыло в
целях уменьшения скорости снижения пла-
нера. Полученное впоследствии улучшение
характеристик планеров основывалось на
совершенствовании общей аэродинамики
монопланной классической схемы, а не за
счет снижения нагрузки на крыло. Планер
Рис. 2.14 Французский тандемный планер «Пейре» (1923 г.).
Псйре дал тандемной схеме один лишь
краткий момент триумфа.
АМФИБИЯ У. СТАУТА
Необычным летательным аппаратом
был маленький цельнометаллический двух-
двцгатсльный самолет-амфибия схемы
«тандем», построенный в 1927 году Уилья-
мом Б. Стаутом. До этого Стаут спроекти-
ровал несколько самолетов, но затем его
компания была поглощена гигантской фир-
мой «Форд мотор компани». На основе
одного из разработанных Стаутом проек-
тов впоследствии был построен знамени-
тый трехмоторный пассажирский самолет
«Жестяной гусь», но это произошло уже
после ухода Стаута из фирмы. Впоследст-
вии Стаут разработал несколько интерес-
ных собственных проектов, но ни один из
этих самолетов так и не дошел до серийно-
го производства.
Самолет-амфибия схемы «тандем» на-
поминает летающую лодку, имеющую не-
достаточно широкий корпус для того, что-
бы обходиться без использования устанав-
ливаемых на крыле дополнительных по-
плавков, обеспечивающих устойчивость на
воде. Переднее крыло с расположенными
по всему размаху элеронами размещалось
на очень коротких подкосах непосредствен-
но перед кабиной. Заднее крыло с рулями
высоты (также расположенными по всему
размаху) находилось позади тандемной ка-
Рис. 2.15. Уникальный цельнометаллический двухдвигательный тандем Стаута.
Рис. 2.16. Амфибия Стаута, напоминающая летающую лодку.
бины. Под ним же располагались рули
направления и стабилизаторы. Силовая ус-
тановка самолета состояла из двух британ-
ских двухцилиндровых двигателей воздуш-
ного охлаждения «Бристоль Чераб» (мощ-
ность 32 л. с., 24 кВт), установленных в от-
дельных моногондолах (рис. 2.15, 2.16).
В данной компоновке реализован прин-
цип. упущенный из виду создателями более
ранних самолетов с крылом схемы «тан-
дем». На амфибии Стаута переднее крыло
было расположено значительно ниже зад-
него, которое ввиду этого обтекалось не-
возмущенным потоком.
Сегодня мы располагаем лишь приве-
денными фотоснимками, которые датиро-
ваны 12 мая 1927 года. Неизвестно, летала
ли когда-либо эта амфибия и что стало с
ней дальше.
«ЛЕТАЮЩАЯ БЛОХА» А. МИНЬЕ
Честь стать первым массовым самоле-
том с тандемным крылом выпала на долю
созданного в 1934 г. французским авиаци-
онным конструктором Анри Минье само-
лета под названием «Пу дю сьель».
В момент своего появления «Летающая
блоха» казалась воплощением давней меч-
ты всех авиаторов о дешевом и простом в
пилотировании самолете, который каждый
может построить самостоятельно. На деле
все оказалось несколько иначе.
В своем исходном и весьма успешном
варианте (рис. 2.17) «Летающая блоха»
представляла собой тандемный моноплан,
в котором переднее крыло располагалось
несколько выше заднего и частично накры-
вало его (всего лишь на несколько дюй-
мов). Система управления полетом была
уникальна: движение ручки управления са-
молетом вперед и назад приводило к пере-
мещению переднего крыла, выполнявшего
в этом случае функцию руля высоты. Эле-
роны отсутствовали; поперечная устойчи-
вость обеспечивалась V-образностью кры-
ла. Отклонение руля направления вводило
«летающую блоху» в вираж «блинчиком».
Изменение угла отклонения руля направле-
ния осуществлялось боковым движением
ручки управления дача ручки управления
влево для отклонения в эту же сторону руля
направления и наоборот. Минье считал,
что традиционное управление рулем
направления не соответствует естествен-
ному чувству и не склонный к технике
человек не способен с ней справиться. Огра-
ниченная управляемость самолета значи-
тельно затрудняла посадку при наличии
бокового ветра.
Исходная силовая установка самолета
была разработана на базе модифицирован-
ного двигателя для мопедов мощностью
17 л. с. (12,5 кВт). Модифицированный ва-
риант НМ-14 оказался очень удачным. Са-
молет обладал весьма ограниченными воз-
можностями, что было приемлемо, так как
единственным назначением самолета счи-
талось выполнение прогулочных полетов, а
необходимость решать тс или иные транс-
портные задачи отсутствовала. Весьма ог-
раниченные финансовые ресурсы конструк-
тора также сослужили хорошую службу его
детищу. Так как Минье мог позволить себе
лишь самые легкие двигатели, самолет по-
лучился малоскоростным, что избавило его
Рис. 2.17, Первый вариант французского самолета «Минье НМ-14», широко известного под
названием «Летающая блоха».
от целого ряда неприятностей. При взлете,
крейсерском полете и посадке полетные
скорости были примерно одинаковы. Когда
этот самолет стал популярен, другие
авиаторы начали его «усовершенствовать»,
что вызвало серьезные неприятности.
Все началось, конечно, с установки дви-
гателей мощностью до 65 л. с. (47,8 кВт)
для получения большей скорости. Приме-
нение более мощных двигателей привело к
серии необъяснимых катастроф, вследствие
которых полеты на самолетах этого типа
были запрещены в Англии и Франции.
Исследования в натурных аэродинами-
ческих трубах показали, что изменение угла
установки переднего крыла (подъем вверх)
при выполнении маневров, связанных с из-
менением угла тангажа, приводило к
уменьшению зазора между задней кромкой
верхнего крыла и передней кромкой ниж-
него. При этом масса воздуха, протекаю-
щая между крыльями, ускоряется. Вследст-
вие неравномерного увеличения подъемной
силы крыльев самолет переходил в пикиро-
вание, а летчик, выполняя естественное в
этом случае движение и беря ручку управ-
ления на себя, лишь ухудшал ситуацию.
К тому времени, когда все это выясни-
Рис. 2 18. Усовершенствованный вариант «Летающей блохи» (1950-е гг.).
лось и были произведены необходимые
усовершенствования, спрос на эти самоле-
ты упал. Интерес к «Летающей блохе»
вновь возник после окончания второй ми-
ровой войны, когда самолеты со значитель-
но разнесенными крыльями (по высоте и
горизонтали) появились на рынке. Некото-
рые из этих последних моделей все еще
имели поворотное крыло. На других же
были установлены рули высоты на заднем
крыле. Были и модели, которые осна-
щались подвижным задним крылом
(рис. 2.18).
«Летающая блоха» в настоящее время
представляется скорее показателем незре-
лости изобретательских идей в области лю-
бительского самолетостроения, чем серьез-
ной вехой на пути развития самолетов дан-
ного типа, как это можно было полагать
при ее создании.
«ДУО-МОНО» М. ДЕЛАННЕ
Новый подход к проектированию само-
летов с тандемным крылом был предложен
и релизован французским авиационным
конструктором Морисом Делание. Его кон-
цепция основывалась на использовании во
всех отношениях традиционного по схеме
моноплана с укороченной хвостовой
частью фюзеляжа, на которой устанавлива-
лось нормальное горизонтальное оперение
(являющееся задним крылом тандема) уве-
личенного размаха. Это заднее крыло соз-
давало значительную подъемную силу, так
что необходимо было сдвинуть назад центр
масс самолета, и конструктор переместил
кабину экипажа значительно дальше назад,
чем это обычно делалось на самолетах.
Первая модель самолета Делание («модель
20») представляла собой легкий двухмест-
ный самолет, который был построен в
1937 г. Конструктор во многом использо-
вал проектные идеи, заложенные в конст-
рукцию «Летающей блохи», предположив,
что вертикальный зазор между крыльями
способствует улучшению обтекания зад-
него крыла и устраняет опасность штопора
для самолета. Первая опытная машина
вскоре разбилась, но вторая налетала более
600 часов. Было построено несколько моди-
фикаций этого самолета, включая несколь-
ко планеров.
Военный потенциал самолета Делание в
качестве двухместного истребителя с от-
личной зоной обстрела из стрелково-пу-
шечного вооружения для заднего стрелка
проявился в том, что французское прави-
тельство выдало заказ на постройку опыт-
ного самолета «10С-2» (буква «С» означает
самолет-истребитель, а номер «2» показы-
вает наличие двух членов экипажа). Делан-
ие нс располагал необходимыми производ-
Рис. 2.19. Французский самолет М Делание ЮС-2, захваченный в годы второй мировой войны
Германией.
ствснными мощностями, поэтому «ЮС-2»
выпускался предприятиями фирмы «Арсе-
нал».
Основные данные: двигатель «Испано-
Сюиза» мощностью 1010 л. с. (742 кВт);
размах крыла 10,1 м; площадь крыла
22,5 м2; взлетная масса 2850 кг. Сообща-
лось. что максимальная скорость самолета
составляет 547,5 км/ч, что весьма необычно
для самолетов таких размеров, массы и
мощности силовой установки.
Германия оккупировала Францию как
раз при завершении создания «ЮС-2», по-
этому летные испытания проводились уже
под контролем немцев (рис. 2.19).
ТАНДЕМНЫЙ САМОЛЕТ
ФИРМЫ «УЭСТЛЕНД»
В 1941 г. английская фирма «Уэстленд»,
основываясь на концепции самолета Делан-
ие, построила собственный самолет. Вмес-
то того чтобы спроектировать целиком но-
вую модель, проектировщики взяли опыт-
ный образец самолета «Лайссндср» и, раз-
резав фюзеляж в поперечной плоскости
вблизи задней кромки крыла, вставили но-
вый отсек, в котором предусматривалась
турельная установка из четырех пушек, тра-
диционно используемая в качестве хвосто-
вой турели тяжелых бомбардировщиков
(рис. 2.20, 2.21). Этот самолет, получивший
неофициальное название «Уэндовер» (иног-
да самолет назывался «Лайсендер V»), дол-
жен был стать недорогим учебно-трениро-
вочным самолетом для подготовки стрел-
ков хвостовых пушечных установок. Лет-
но-технические характеристики самолета
практически исключали его самостоятель-
ное применение в боевых действиях. С дру-
гой стороны, самолет мог использоваться в
целях аэродинамических исследований, а
макет турельной установки был включен в
конструкцию самолета для иллюстрации
возможностей практического применения.
«КВИКИ»
Интерес к самолету с крыльями схемы
«тандем» практически полностью угас пос-
ле создания самолетов Делание и фирмы
«Уэстленд». Но все же в 1977 г. идея была
возрождена и весьма успешно реализована
в новом самолете, получившем название
Рис. 2.20. Стандартный английский связной самолет времен второй мировой войны «Лайсендер»
фирмы «Уэстленд».
Рис. 2.21. Тандемная модификация самолета «Лайсендер» фирмы «Уэстленд» с укороченным
фюзеляжем и макетом турельной пулеметной установки.
«Квики», легком любительском летатель-
ном аппарате, спроектированном Томом
Джуитом, Джином Шихэном и Бертом Ру-
таном. В качестве силовой установки само-
лета использовался двухцилиндровый
двигатель «Онан» мощностью 18 л. с.
(13,2 кВт). Секрет достигнутых на этом са-
молете высоких характеристик заключается
в использовании новых конструкционных
материалов стеклоткани и пенопласта,
позволяющих обеспечить высокое качество
поверхности летательного аппарата и ис-
пользовать очень точные ламинаризован-
ные аэродинамические профили.
Определить схему этого самолета до-
вольно сложно. Крылья имеют практи-
чески одинаковые размах и площадь, по-
этому «Квики» можно считать тандемом. В
то же время проектировщики считают, что
самолет построен по схеме «утка», так как
рули высоты находятся на переднем крыле,
а элероны на заднем. Этот же самолет
можно считать бесхвостым бипланом с
очень большим отрицательным смещением
крыльев по горизонтали. Необычной ком-
поновочной особенностью самолета явля-
ется размещение колес основного шасси в
законцовках нижнего (переднего) крыла
(рис. 2.22).
С тех пор, когда «Квики» появился на
Рис. 2.22. Любительский самолет «Квики», наиболее популярный самолет с тандемными
крыльями из построенных до настоящего времени.
рынке любительских самолетов в 1980 г.,
суммарное производство этих аппаратов
превысило общую численность самолетов
схемы «тандем», построенных со времен
Лэнгли. Успех этой машины привел к раз-
работке несколько более крупного вариан-
та с двухместной кабиной 0-2, а также
двухместного самолета «Дрэгонфлай».
Основные данные «Квики» (модель А):
размах крыла 5,2 м; полная площадь крыла
4,98 м2; взлетная масса 217 кг; максималь-
ная скорость 203 км/ч.
АТТТ ФИРМЫ «БИЧ»
Перспективный тактический транспорт-
ный самолет АТТТ разрабатывается ком-
панией «Скейлд композите», являющейся
дочерним предприятием фирмы «Бич эр-
крафт», для выполнения задач специаль-
ного назначения в зоне театра военных
действий. Заказ на постройку и испытания
опытно-экспериментального самолета был
выдан Управлением планирования НИОКР
Министерства обороны США.
Компоновка самолета характеризуется
применением двух крыльев большого удли-
нения. расположенных по схеме «тандем»,
и классического хвостового оперения. Тан-
демные консоли крыльев соединяются уд-
линенными мотогондолами, что позволило
облегчить конструкцию самого крыла, по-
высить его жесткость на кручение и решить
проблему размещения необходимого коли-
чества топлива. Каждая консоль крыла
оборудована двухсекционными закрылка-
ми и элероном, а в конструкции крыльев
применены четыре различных профиля.
Заднее крыло имеет больший размах и
небольшой отрицательный угол поперечно-
го V, тогда как переднее крыло обладает
положительным поперечным V.
Эта компоновка самолета является
дальнейшим развитием схемы рекордного
самолета «Вояджер» и используется с
целью повышения аэродинамического ка-
чества аппарата при полете на крейсерском
режиме, а также для сокращения длин раз-
бега и пробега при взлете и посадке.
Летные испытания опытного образца
самолета (рис. 2.23), начатые в декабре
1987 г., показали, что на режиме взлета
аэродинамическое качество достигает ~ 20,
а Су-3,35. На крейсерском режиме полета
все три аэродинамические поверхности (два
крыла и стабилизатор) являются несу-
щими.
На самолете предполагается использо-
вать два двигателя мощностью 2800 л. с.
(2,06 МВт), размещаемые в удлиненных
мотогондолах. Конструкция планера на
70% состоит из композитных материалов.
Основные данные: длина 22 м; размах
переднего крыла 18,5 м; размах заднего
крыла 23,4 м; высота 4,3 м; масса пустого
самолета 13150 кг; максимальная взлетная
масса 2550 кг; боевой радиус действия
2200 км; скорость полета (на высоте 900 м)
600 км/ч; максимальная полезная нагрузка
5670 кг.
Рис. 2.23. Тактический транспортный самолет АТТТ.
Глава 3
Самолеты схемы «бесхвостка»
Практически с того самого момента,
как человек начал строить летательные ап-
параты, самолеты схемы «бесхвостка» ста-
ли одной из наиболее популярных схем.
Одной из первых природных аналогий, на
основании которых человек стал создавать
летательные аппараты, является естествен-
ный бесхвостый планер-семя тропического
растения дзанония1*, которое отличается
естественной аэродинамической устойчи-
востью. Семена этого растения, сорвав-
шись с веток, планируют на значительную
дальность до того, как падают на землю,
где они пускают корни.
ДОСТОИНСТВА
На первый взгляд, самолет схемы «бес-
хвостка»2) обладает многими преимущест-
вами по сравнению с традиционными схе-
мами, которые обусловлены значительным
снижением массы конструкции, аэродина-
мического сопротивления и стоимости бла-
годаря исключению хвостовой части фюзе-
п Семя Дзанония макрокарпа имеет серпо-
видную форму в плане и значительную отрица-
тельную крутку слегка отклоненных вниз закон-
цовок, что совместно с наличием поперечного V
обеспечивает естественную устойчивость поле-
та. Прим, перев.
21 В данную главу не вошли бесхвостки с
крылом малого удлинения (они описаны в гл. 4),
которые в отечественной литературе также счи-
таются бесхвостками.-ТТрнм. перев.
ляжа и аэродинамических поверхностей
оперения. Кроме этого, вследствие мень-
шей инерционности повышается маневрен-
ность аппарата. В крупногабаритных кон-
струкциях этой схемы грузы и пассажиры
могут размещаться внутри крыла, распола-
гающего значительными объемами. В
большинстве построенных самолетов схе-
мы «бесхвостка» силовая установка, эки-
паж и т. п. размещаются в укороченном по
сравнению с обычными фюзеляже, который
часто называют гондолой.
НЕДОСТАТКИ
Летательные аппараты схемы «бес-
хвостка» обладают двумя принципиальны-
ми недостатками, которые вполне способ-
ны свести на нет присущие этой схеме
достоинства. Первым из этих недостатков
является неустойчивость в движении танга-
жа-тенденция крыла к вращению относи-
тельно собственной поперечной оси, если
положение точки приложения подъемной
силы (центр аэродинамического давления)
изменяется относительно положения цент-
ра масс. Устойчивость такого аппарата лег-
ко обеспечить для некоторого расчетного
значения скорости, но при изменении ско-
рости или положения центра давления
обеспечение устойчивости представляется до-
вольно сложным. Вторым недостатком схе-
мы «бесхвостка» является малое плечо по-
верхностей управления по тангажу. Так как
традиционные органы балансировки-рули
высоты - располагаются очень близко к
центру тяжести (для «бесхвосток» с пря-
мым крылом), их эффективность значи-
тельно снижается по мере уменьшения ве-
личины плеча этих поверхностей управле-
ния. Это означает, что для создания требуе-
мой по величине силы они должны откло-
няться на больший угол. Поэтому для обес-
печения балансировки самолета в горизон-
тальном полете требуется отклонить рули
высоты, что приводит к появлению допол-
нительного аэродинамического сопротив-
ления, известного под названием баланси-
ровочного.
Еще одной проблемой, с которой обыч-
но сталкиваются проектировщики самоле-
тов схемы «бесхвостка», является выбор
места для размещения вертикального опе-
рения и руля направления. Лишь очень
немногим авиационным конструкторам
удалось построить самолеты схемы «бес-
хвостка» без вертикального оперения; боль-
шинству все же пришлось использовать эти
поверхности зачастую существенно боль-
шей площади из-за их пониженной эффек-
тивности вследствие уменьшения плеча
вертикального оперения. Некоторые кон-
структоры удлиняли короткие фюзеляжи
этих самолетов для того, чтобы установить
в хвостовой части фюзеляжа одиночный
руль направления, что позволяет несколько
увеличить создаваемый момент; другие ус-
танавливали руль направления на каждую
из законцовок крыла или ближе к борту
фюзеляжа в районе хвостовой части.
ПУТИ РЕШЕНИЯ ПРОБЛЕМ
САМОЛЕТОВ СХЕМЫ
«БЕСХВОСТКА»
Естественную подсказку для решения
проблемы устойчивости и управляемости
летательных аппаратов схемы «бесхвостка»
дает анализ геометрии семени дзанонии.
Задние кромки «законцовок крыла» этого
семени расположены достаточно далеко от
его центральной части и создают по
существу стреловидную конфигурацию.
Кроме того, тенденция к возникновению
кабрирующего момента исключается за
счет отклонения вверх задних кромок кон-
цевых частей семени (на самолетах этому
участку обычно соответствует область
установки руля высоты), так что обтекаю-
щий семя поток создает направленную вниз
силу, которая балансирует кабрирующий
момент.
При разработке самолетов схемы «бес-
хвостка» нетрудно придать крылу прямую
стреловидность и установить рули высоты
на законцовках, где они, имея большее
плечо относительно центра масс, будут об-
ладать большей эффективностью. Так как
на законцовках крыла обычно располага-
ются и элероны (для создания максималь-
ного момента относительно продольной
оси самолета), целесообразно объединить
функции элерона и руля высоты в единой
поверхности управления, которая получила
название «элевона». Расположенные на
противоположных законцовках крыла по-
верхности управления при отклонении в
одном направлении работают как рули вы-
соты, а при отклонении в разные сторо-
ны-как элероны. При необходимости осу-
ществляется комбинированное отклонение
этих поверхностей управления.
Для обеспечения установившегося поле-
та тенденция к возникновению кабрирую-
щего момента самолета схемы «бесхвост-
ка» парируется путем отклонения законцо-
вок крыла с целью уменьшения угла атаки;
по сути дела, в этом случае законцовки
крыла используются как рули высоты,
постоянно отклоненные вверх, вместо от-
клонения рулей высоты или элевонов.
Такой подход обладает, в свою очередь,
существенным недостатком, который авиа-
ционные конструкторы первых лет авиа-
ции, вероятно, не до конца понимали.
Уменьшение угла атаки концевых частей
крыла приводит к значительному сниже-
нию подъемной силы на этих участках,
тогда как их аэродинамическое сопротивле-
ние значительно увеличивается - а именно
для исключения этих явлений и предпола-
галось исключить из конструкции традици-
онного оперения хвостовую часть фюзеля-
жа на самолетах схемы «бесхвостка».
За годы развития авиации было создано
довольно мало самолетов схемы «бесхвост-
ка» с прямым крылом. Наиболее совершен-
ными из летательных аппаратов этого типа
были легкие самолеты с весьма ограничен-
ным диапазоном скоростей полета. Схема
«бесхвостка» на протяжении развития авиа-
ции постоянно имела своих устойчивых
приверженцев, но до появления современ-
ных бесхвостых планеров и сверхлегких
летательных аппаратов периода 1970-
1980 гг. единственной массовой «бесхвост-
кой» стал немецкий перехватчик с ракет-
ным двигателем «Мессершмитт» Мс-163,
созданный в 1944-1945 гг.
Присущие бесхвостым конструкциям
преимущества, связанные с уменьшением
массы, стоимости и аэродинамического
сопротивления, проявляются, главным об-
разом, в области планерной техники и
ультралегких летательных аппаратов, для
которых характерен очень узкий диапазон
скоросгсй полета, что существенно упро-
щает решение проблем балансировки и
обеспечения необходимой управляемости.
Более того, поскольку в аппаратах этого
типа летчик размещается несколько ниже
центра масс конструкции (а масса летчика
для этих аппаратов нередко превышает
массу всей конструкции), возникает значи-
тельный по величине стабилизирующий
момент, способный создать запас устойчи-
вости по тангажу, что, в свою очередь,
позволяет использовать в конструкции пря-
мое, а нс стреловидное крыло.
ПЛАНЕРЫ И.ЭТРИХА
Австрийский авипионный конструктор
Иго Этрих был одним из нескольких экспе-
риментаторов. которые в конце 1890-х гг.
независимо друг от друга работали в об-
ласти планеризма. Разгадав секрет устойчи-
вости полетов семени дзаноиии, он сумел
значительно опередить в своих исследова-
ниях других авиационных конструкторов.
Он не стал создавать ле! кие планеры (полет
которых осуществляется после разгона
вниз по холму, а управление обеспечива-
ется изменением положения летчика), а
построил более тяжелый аппарат, оснащен-
ный трехколесным шасси. Разбег планера
происходит при его скатывании с наклон-
ной деревянной рампы (рис. 3.1).
К 1904 г. Этрих построил и успешно
провел летные испытания больших плане-
ров, которые все больше и больше напоми-
нали семя дзанонии. Эти планеры оснаща-
лись отнесенными назад и отклоненными
Рис. 3.1. Австрийский бесхвостый планер Этриха (1909 г.), установленный на своей наклонной
взлетной рампе.
Рис. 3.2. Бесхвостый планер Этриха (1907 г.) с крылом, близким по форме к семени дзанонии.
вверх законцовками крыла, обеспечиваю-
щими повышение устойчивости движения
бесхвостого планера по тангажу (рис. 3.2).
Решив проблему устойчивости полета, Эт-
рих столкнулся с трудностями обеспечения
управляемости своих планеров. Для того
чтобы преодолеть эту проблему, в 1908 г.
он добавил к конструкции горизонтальное
оперение большого удлинения и оснастил
планер силовой установкой. В построенных
Этрихом самолетах крыло имело форму
семени дзанонии. Разработанный в 1911 г.
аппарат в плане напоминал голубя (по-
немецки голубь «таубе»). Эта конструкция
стала весьма популярной, и несколько
немецких фирм строили «Таубе» в различ-
ных модификациях с 1912 г. вплоть до
начала первой мировой войны.
«ДАНН»
Англичанин Джон У. Данн построил
бесхвостый хорошо зарекомендовавший се-
бя планер в 1907 г. Этот планер в последу-
ющие 4 года был преобразован в самолет
схемы «биплан», который на время стал
своего рода стандартом для большинства
самолетов схемы «бесхвостка». Некоторые
из проверенных на этом самолете техни-
ческих решений являются стандартными и
для современных самолетов схемы «бес-
хвостка».
Проблемы обеспечения продольной ус-
тойчивости самолета «Данн» D.5 (с двига-
телем мощностью 50 л. с.) (36,75 кВт)) бы-
ла решена путем использования крыла
большой стреловидности и значительно
уменьшенного угла атаки законцовок кры-
ла (что соответствует подъему задних кро-
мок законцовок крыла аналогично случаю
семени дзанонии). Такое уменьшение поло-
жительного угла атаки (т. е. фактически
угла установки крыла) в направлении к
законцовкам называется отрицательной ко-
нической круткой крыла (крутка в обрат-
ном направлении называется положитель-
ной).
Дж. Данн также стал изобретателем
элевона-органа управления, который
объединяет в себе функции руля высоты и
элерона. Изобретатель, однако, не преуспел
в продаже своей уникальной конструкции.
Первая мировая война существенно сокра-
тила рынок гражданской авиации. В то же
время при первых испытаниях элевон не
Рис. 3.3. Модификация 1911 г. английского самолета D.5.
смог удовлетворить предъявляемым воен-
ными требованиям. После этого Данн про-
дал лицензию на производство элевонов
фирме «Берджесс» (США), и несколько са-
молетов этого типа под названием «Берд-
жесс-Данн» было построено в период
1914-1916 гг.
На рис. 3.3 показана модель 1911 г. с
закрытой гондолой для размещения экипа-
жа и уникальным шасси двумя колесными
опорами, размещенными за центром тя-
жести. и амортизирующей лыжей в носовой
части, а также стабилизирующими лыжны-
ми опорами под законцовками крыла.
Основные данные: силовая установка -
роторный двигатель «Гном» мощностью
50 л. с. (36,75 кВт); размах крыла 14 м; пло-
щадь крыла 49 м2; взлетная масса 703,1 кг.
ПЛАНЕР А. ЛИППИША
После окончания первой мировой вой-
ны в Германии, как упоминалось выше,
началось массовое увлечение планеризмом.
В это время создается значительное коли-
чество конструкций нетрадиционных схем.
Рис. 3.4. Немецкий авиаконструктор А. Липпиш рядом со своим бесхвостым планером (1921 г.).
Отметим отклоненные вверх элевоны.
Среди них была «бесхвостка», построенная
в 1921 г. Александром Липпишсм, моло-
дым немецким инженером.
Этот планер представлял собой сущест-
венный шаг вперед по сравнению с распро-
страненными в то время планерами. Харак-
терными конструктивными особенностями
планера являются относительно большой
размах крыла с небольшой стреловид-
ностью, значительно приподнятые вверх
элевоны, «открытая» конструкция фюзеля-
жа для размещения летчика, использование
велосипедной схемы шасси, а также свое-
образной системы приводов для управле-
ния механизацией крыла (в виде двух стер-
жней, выходящих вниз из поверхности кры-
ла). Кили и рули направления были распо-
ложены под законцовками крыла, причем
вертикальное оперение выполняло функции
опор, предо 1 вращающих касание земли
законцовками на стоянке или при пробеге
по земле (рис. 3.4).
Этот планер не стал рекордным, но в
процессе его создания Липпиш получил
Рис. 3.5. «Дельта-1» (1930 г.) А. Липпиша с крылом, имеющим стреловидную переднюю и
прямую заднюю кромки.
необходимый опыт, который впоследствии
позволил конструктору стать одним из
наиболее авторитетных специалистов в ми-
ре по самолетам схемы «бесхвостка».
САМОЛЕТЫ СЕРИИ «ДЕЛЬТА»
А. ЛИППИША
Липпиш продолжил свои работы над
летательными аппаратами схемы «бес-
хвостка», создавая как планеры, так и само-
леты. В 1930 г. на самолете «Дельта-1»
конструктору удалось достичь уровня лет-
но-технических характеристик в отношении
устойчивости и управляемости, а также
размещения экипажа, сопоставимого с
соответствующими данными современных
легких гражданских самолетов.
Примечательной конструктивной осо-
бенностью самолета «Дельта-1» являлось
то, что, хотя передняя кромка его крыла
была стреловидной, стреловидность задней
кромки крыла практически отсутствовала,
причем задняя кромка была прямолиней-
ной по всему размаху крыла (рис. 3 5).
Можно считать, что именно с этого мо-
мента началось применение треугольных
крыльев, которые не получили успешного
развития вплоть до окончания второй ми-
ровой войны.
Новое крыло напоминало треугольник с
широким основанием, так что Липпиш наз-
вал свой самолет «Дельта». «Дельта-1» не
выпускалась серийно, но этот самолет стал
родоначальником целого семейства других
машин (рис. 3.6).
Многочисленные спроектированные
Липпишем в 1920 1930-е гт. самолеты
очень трудно идентифицировать по архив-
ным документам, так как, являясь кон-
структором-исследователем и не имея соб-
ственного производства, он был вынужден
заказывать свои летательные аппараты
различным авиастроительным фирмам,
Рис. 3.6. Еще одна бесхвостка Липпиша с эллиптической передней кромкой и тонким ПГО,
установленным достаточно близко к крылу для того, чтобы образовывалась профилированная
щель.
Рис. 3.7. Спроектированный Липпишем двухдвигательный самолет-бесхвостка «Веспе» со скла-
дывающимися крыльями. Отметим установку ПГО за передним двигателем для осуществления
управления потоком.
вследствие чего многие из них появлялись с
обозначениями фирмы-изготовителя. На-
пример, созданный Липпишем самолет
«Дельта-IV» (уникальная двухдвигательная
«бесхвостка») больше известен под назва-
нием «Веспе W-З» («Оса») фирмы «Физе-
лер». Этот самолет в конструктивном отно-
шении представляет значительный интерес.
В дополнение к использованию двух двига-
телей фирмы «Бритиш Побджой» мощ-
ностью 75 л. с. (55 кВт) в необычной схе-
ме-один двигатель с толкающим винтом,
а другой с тянущим - «Оса» имела склады-
вающиеся крылья (рис. 3.7). Кроме того,
«Оса» стала одним из первых самолетов -
если не первым-на котором было исполь-
зовано фиксированное ПГО для изменения
направления течения воздушного потока в
районе корневой части крыла. Такое тех-
ническое решение стало очень популярным
на боевых самолетах с треугольным кры-
лом в 1980-е гг.
«ПТЕРОДАКТИЛИ» Д. ХИЛЛА И
ФИРМЫ «УЭСТЛЕНД»
Над созданием самолетов схемы «бес-
хвостка» в различные годы работали мно-
гие фирмы, поэтому довольно сложно ох-
ватить все самолеты этого типа. Но среди
них выделяются конструкции одной из
крупнейших английских авиастроительных
фирм-«Уэстленд эркрафт компани». Эта
фирма была основана во время первой
мировой войны. В 1925 г. представители
фирмы «Уэстленд» заинтересовались идея-
ми авиационного конструктора Джеффри
Хилла и построили несколько различных
самолетов схемы «бесхвостка» по его про-
ектам. Первым из них стал легкий одно-
местный самолет, оснащенный двигателем
«Чераб» мощностью 32 л. с. (23,5 кВт) фир-
мы «Бристоль». Этот самолет получил наз-
вание «Птеродактиль-1», так как углова-
тость формы его крыла и фюзеляжа не-
сколько напоминала очертания доистори-
ческой летающей рептилии (рис. 3.8).
Рис. 3.8. Английский одноместный однодвигательный самолет-бесхвостка «Птеродактиль-1»
фирмы «Уэстленд-Хилл».
Крыло этого самолета по современным
понятиям имеет обычную стреловидную
форму, но вместо элевонов на задней кром-
ке крыла были установлены рули высоты, а
функцию элеронов выполняли подвешен-
ные на шарнирах законцовки крыла (конце-
вые элероны). Элероны такого типа ис-
пользовались на различных эксперимен-
тальных моделях самолетов после оконча-
ния первой мировой войны. Эта конструк-
ция имеет ряд недостатков, в частности,
большое аэродинамическое сопротивление
и недостаточно полное ощущение летчиком
естественного пилотирования. Указанные
недостатки, по мнению большинства специ-
алистов, перевешивают преимущества,
обеспечиваемые большей эффективностью
таких поверхностей управления.
Шасси самолета выполнено по велоси-
педной схеме (два колеса, расположенные
тандемом под фюзеляжем, и стабилизиру-
ющие подкосы под крыльями в зоне корне-
вых частей рулей высоты).
Проведенные Хиллом разработки наш-
ли свое наиболее полное воплощение в
мощном двухместном истребителе «Птеро-
дактиль-V». Этот самолет стал уникаль-
ным среди самолетов схемы «бесхвост-
ка»-он оснащен двигателем «Госхок»
мощностью 660 л.с. (441 кВт) фирмы
«Роллс-Ройс» с тянущим винтом, а по аэро-
динамической схеме представляет собой
полутораплан (биплан, у которого пло-
щадь нижнего крыла вдвое меньше площа-
ди верхнего). Верхнее крыло имеет такую
же форму в плане, как и крыло самолета
«Птеродактиль-11». Более узкое нижнее
крыло, на котором устанавливались не-
большие стабилизирующие колесные опо-
ры, было прямым (рис. 3.9).
Так как использование двигателя с тяну-
щим винтом позволяло стрелку, находя-
щемуся в задней кабине, обстреливать зна-
чительную чаегь воздушною пространства,
эта кабина с 1916 г. оснащалась стандарт-
ной пушечной турельной установкой. Все
же этот двухместный истребитель не полу-
чил значительной поддержки и был постро-
ен только один такой самолет. В ВВС
Великобритании основной функцией этого
Рис. 3.9. Английский двухместный истребитель «Птеродактиль-V» фирмы «Уэстленд-Хилл».
самолета стало участие в воздушных пара-
дах.
Основные данные: силовая установка -
двигатель «Госхок» мощностью 600 л. с.
(441 кВт) фирмы «Роллс-Ройс»; размах
крыла 14,23 м; взлетная масса 2313 кг; мак-
симальная скорость 305,9 км/ч.
ЛЕТАЮЩИЕ КРЫЛЬЯ «ХОРТЕН»
Вдохновленные работами Липпиша не-
мецкие авиационные конструкторы братья
Хортен Реймар и Вальтер - построили
несколько оригинальных планеров, кото-
рые заслуживают определения «летающее
крыло». Стремление улучшить летно-тех-
нические характеристики путем аэродина-
мического совершенствования конструкции
привело к тому, что братья Хортен решили
отказаться от использования традицион-
ного короткого фюзеляжа или гондолы.
Они сделали кабину, в которой летчик рас-
полагался лежа, и разместили эту кабину в
монопланном крыле большого сужения.
Для обеспечения обзора вперед из пилот-
ской кабины передняя кромка крыла
была сделана из прозрачного материала
(рис. 3.10).
У планера нет сопротивления трения и
интерференции вертикального оперения и
рулей направления. Для того чтобы выпол-
нить разворот, необходимо значительное
по величине дифференциальное отклонение
элеронов, причем поднимающийся вверх
элерон должен перемещаться значительно
быстрее, чем противоположный элерон-
вниз. Такое техническое решение в сочета-
нии с использованием интерцепторов на
верхней поверхности крыла создавало
большее аэродинамическое сопротивление
на поверхностях, расположенных «внутри»
предполагаемого разворота, как бы оттяги-
вая эту часть крыла назад. Аэродинами-
ческое сопротивление было дополнительно
снижено на планере «Хортен-VI», построен-
ном в 1944 г. На этом планере было ис-
пользовано крыло повышенного удлинения
(32,4), что крайне важно для планеров с
высокими характеристиками.
Всего за период с 1934 по 1944 гг. было
построено 5 различных планеров «Хортен»
(«Хортен-V», созданный в 1941 г., являлся
модификацией планера «Хортен-III» с дву-
мя двигателями). Эти планеры и мотопла-
неры продемонстрировали высокое аэроди-
намическое качество, которое для планеров
может быть выражено в виде отношения
пройденной дистанции к потере высоты
Рис. 3.10. Немецкий бесхвостый планер «Хортен III» (1938 г.).
при планировании. В частности, на планере
«Хортен-Ш» этот параметр составлял 28,
что вполне сопоставимо с уровнем, соот-
ветствующим современным планерам.
«Хортен-111» 1908 г. показан на рис. 3.10.
Оба построенных планера «Хортен-IП»
разбились примерно в одно и то же время,
попав в грозу на проводившемся в Герма-
нии чемпионате по планерному спорту и нс
выдержав чрезвычайно сильной турбулент-
ности атмосферы. Оба летчика выброси-
лись с парашютом; один из них был найден
мертвым, а второй, попав в восходящие
воздушные потоки грозового фронта, спус-
кался почти два часа (это, кстати, не пер-
вый случай, когда парашютисты попадали
в мощные восходящие потоки и находились
в воздухе столь продолжительное время).
Ограниченность возможных движений
летчика, низкий уровень комфорта, малая
маневренность и проблема аэроупругости
планера «Хортен-VI» были связаны с ис-
пользованием чрезвычайно длинных (24 м)
тонких крыльев. Эти проблемы не позво-
лили по-настоящему новаторским кон-
струкциям братьев Хортен выйти из раз-
ряда чисто экспериментальных летатель-
ных аппаратов. После второй мировой вой-
ны. когда Германии было запрещено иметь
свою собственную авиационную промыш-
ленность, братья Хортен переехали в Ар-
гентину и продолжили свою работу по
созданию планеров и самолетов.
Основные данные планера «Хортен-Ш»:
размах крыла 19,98 м; площадь крыла
37,48 м2; удлинение крыла 10,65; взлетная
масса 349,3 кг; скороподъемность 0,65 м/с.
САМОЛЕТЫ ДЖ. НОРТРОПА
СЕРИИ N
Американский авиационный конструк-
тор Джон К. Нортроп всегда был сторон-
ником аэродинамически «чистых» кон-
струкций самолетов (даже до того, как он
разработал на фирме «Локхид» знамени-
тый самолет «Вега» в 1927 г.). Нортроп
создал последовательно три авиастрои-
тельные фирмы. В 1940 г. он завершил
аэродинамическую чистку, исключив в сво-
их конструкциях фюзеляж, хвостовое опе-
рение и оставив лишь крыло. Как и Хорте-
ны. опередившие его на несколько лет,
Нортроп от казался от традиционных килей
вертикального оперения, установленных на
законцовках крыла, создав таким образом
3-101
Рис. 3.11 Американская летающая модель N1 М фирмы «Нортроп» (1940 г.) с отогнутыми вниз
законцовками крыла.
серию «летающих крыльев» (рис. 3.11).
После демонстрации созданного им на
собственные средства небольшого самоле-
та летающей модели N1M руководство
Вооруженных Сил США выдало заказ на
разработку серийного бесхвостого само-
лета.
Самолет Нортропа N1M был оснащен
двумя двигателями «Франклин» мощ-
ностью 65 л.с. (47,77 кВт) и представлял
собой самолет, а не планер, как летатель-
ные аппараты братьев Хортен. Поэтому
сопротивление каплевидного фонаря, за-
крывающего кабину летчика, считалось
вполне приемлемым. Обзор из кабины лет-
чика был существенно затруднен общей
компоновкой носовой части летчик распо-
лагался довольно далеко от передней кром-
ки, но такой недостаток экспериментальной
летающей модели, предназначенной для ис-
следования аэродинамики, считался несу-
щественным. В качестве конструкционных
материалов самолета использовались дре-
весина и металлические детали; в процессе
испытаний самолета они неоднократно
подвергались изменениям.
Важной конструктивной особенностью
самолета N1М было использование отогну-
тых вниз законповок крыла. Органами уп-
равления по тангажу и крену служили эле-
воны, но вместо рулей направления на
N1M применялись расщепляющиеся тор-
мозные щитки на задней кромке крыла.
Эти органы управления рамещались на
внешних частях крыла и открывались вверх
и вниз на той или другой консолях для
увеличения аэродинамического сопротивле-
ния и затягивания самолета в разворот. По
результатам летных испытаний конструк-
тор отказался от использования отогнутых
вниз законповок, возвратившись к крылу с
плоской срединной поверхностью.
Первый полет самолета NIM был вы-
полнен 3 июня 1940 г.; впоследствии было
проведено еще более 200 полетов. Установ-
ка двигателей «Франклин» мощностью
120 л.с. (88,2 кВт) позволила увеличить
максимальную скорость до 322 км/ч. Раз-
мах крыла самолета 11,6 м; площадь крыла
27,9 м* (при удлинении 4,81); взлетная мас-
са 1769 кг.
После того, как Нортроп получил от
Вооруженных Сил США контракт на разра-
ботку четырехдвигательного бесхвостого
бомбардировщика, были построены
4 пилотируемые летающие модели N9M
(рис. 3.12), близкие по схеме к N1M. Размах
крыла был увеличен до 18,3 м. Эти аппара-
ты использовались в качестве масштабных
моделей разрабатываемого бомбардиров-
щика ХВ-35. Первые три из этих образцов
оснащались двигателями «Мснаско» мощ-
ностью 275 л.с. (202 кВт), а четвертый-
двигателем «Франклин» мощностью
300 л.с. (220 кВт). Все самолеты с самого
начала имели крылья с плоской срединной
поверхностью. Один из них совершил пер-
вый полет 27 декабря 1942 г., но разбился
после 50 полетов. Оставшиеся три машины
использовались в интенсивной программе
летных испытаний, продолжавшейся три
года. Один из этих самолетов в настоящее
время находится в Национальном музее
авиации и космонавтики США, а еще один
восстановлен. Взлетная масса самолета
N9M 3220 кг; площадь крыла 45,57 м2 (при
удлинении 7,34); максимальная скорость
(экземпляр № 4) 413,8 км/ч.
Рис. 3.12. Самолет N9M фирмы «Нортроп», использовавшийся как масштабная летающая
модель при разработке бомбардировщика ХВ-35.
ХР-56 ФИРМЫ «НОРТРОП»
Уникальным своего рода побочным
продуктом серии N1-N9 стал разработан-
ный для ВВС США истребитель схемы
«бесхвостка» ХР-56. Как и ХР-55 фирмы
«Кертисс», этот самолет проектировался в
качестве одного из нескольких новых экспе-
риментальных истребителей, на котором
предполагалось использовать двигатели
Х-1800 фирмы «Пратт-Уитни». Как ХР-55 и
ряд других самолетов, ХР-56 пришлось
перепроектировать под радиальный двига-
тель R-2800-29 мощностью 2000 л. с.
(1470 кВт) фирмы «Пратт-Уитни». Этот
двигатель обладал худшими характеристи-
ками, чем Х-1800, поэтому все оснащенные
им самолеты проигрывали в характеристи-
ках по сравнению с расчетными значе-
ниями.
Было построено два истребителя ХР-56.
В аэродинамическом отношении они были
подобны исходному варианту NIM, имели
отклоненные вниз законцовки крыла и от-
носительно толстый, напоминающий гон-
долу фюзеляж. Двухкилевое вертикальное
оперение самолета расположено перед со-
осными толкающими винтами (один из
килей вертикального оперения располагал-
ся на верхней поверхности фюзеляжа, а
другой на нижней). Соосная схема уста-
новки винтов была выбрана для уменьше-
ния диаметра винта и минимизации высоты
шасси (рис. 3.13).
Самолет был оснащен уникальной сис-
темой обеспечения путевой управляемости.
В систему входили расщепляющиеся элево-
ны и механизация на задней кромке (такие
же. как на самолетах N1-N9), но этими
органами летчик нс управлял непосредст-
венно. Воздух, обтекающий самолет, не-
прерывно проходил через канал в каждой
из законцовок крыла. Когда летчик хотел
выполнить разворот, он приводил в дейст-
вие отсечной клапан на той стороне, в
которую он хотел развернуться, канал пе-
рекрывался, и воздух накачивался в силь-
фоны. обеспечивающие раскрытие расщеп-
ляющихся щитков.
Кроме своей оригинальной аэродинами-
ки ХР-56 явился новаторским самолетом и
в других отношениях. Это был первый
з»
Рис. 3.13. Истребитель ХР-56 фирмы «Нортроп» с соосными толкающими винтами и отогнуты-
ми вниз законцовками крыла.
цельносварной истребитель, изготовлен-
ный преимущественно из магниевых спла-
вов. Вооружение самолета было весьма
внушительно: 4 пулемета калибра 12,7 мм
и 2 пушки калибра 20 мм.
Второй экземпляр ХР-56 хранится в
Национальном музее авиации и космонав-
тики США.
Основные данные: размах крыла 12,96 м;
площадь крыла 25,55 м2; взлетная масса
5148 кг; максимальная скорость 751,9 км/ч.
БОМБАРДИРОВЩИКИ
КОНСТРУКЦИИ Д. НОРТРОПА
В сентябре 1914 г. Д. Нортроп предло-
жил ВВС США проект тяжелого бомбарди-
ровщика схемы «бесхвостка» и через неко-
торое время подписал контракт на
постройку десяти таких самолетов двух
опытных ХВ-35 и восьми YB-35, предназна-
ченных для проведения войсковых испыта-
ний. В июле 1942 г. было принято решение
о постройке четырех летающих моделей
N9M, на которых предполагалось отрабо-
тать законы управления. Вскоре выясни-
лось, что разработка бомбардировщика
ХВ-35 потребует значительного времени, и
вряд ли он сможет принять участие в войне.
Так и произошло первый полет ХВ-35 был
осуществлен 25 июня 1946 г.
Этот самолет являлся (а возможно, и
является) самым большим из построенных
самолетов схемы «бесхвостка». Размах
крыла ХВ-35 52,46 м, площадь крыла
372 м2, взлетная масса 94 800 кг. Четыре
мощных радиальных двигателя воздушно-
го охлаждения R-4360-17 мощностью
3000 л. с. (2205 кВт) каждый (фирма
«Пратт-Уитни») утоплены в крыле и
посредством приводных валов соединены с
расположенными за задней кромкой крыла
соосными винтами (рис. 3.14, 3.15). Экипаж
самолета состоял из 15 человек. Оборони-
тельное вооружение бомбардировщика
включало 20 пулеметов калибра 12,7 мм,
установленных в семи дистанционно управ-
ляемых турелях на верхней и нижней по-
верхностях крыла. Масса бомбовой нагруз-
ки при выполнении задания на дальности
12 100 км достигала 4500 кг, а максималь-
ная скорость составляла 630 км/ч.
Лишь три из 15 заложенных бомбарди-
ровщиков были переданы ВВС США в ва-
рианте В-35 с поршневыми двигателями. В
мае 1946 г. выданный ВВС заказ преду-
сматривал поставку двух ХВ-35, восьми
YB-35 и двух YB-49 с реактивными двигате-
лями. После появления в конце войны ре-
активных двигателей Военно-воздушные
Силы США предложили Д. Нортропу
доработать два YB-35 под установку
восьми двигателей J35A-15 тягой 1800 кг
(фирма «Эллисон»). Этому бомбардиров-
щику было присвоено обозначение YB-49
(рис. 3.16). Первый вылет YB-49 состоялся
21 октября 1947 г. Установка реактивных
двигателей существенно улучшила легно-
Рис. 3.14. Вид снизу бомбардировщика ХВ-35. Хорошо видны воздухозаборники в передней
кромке крыла, форма крыла в плане и щели на законцовках крыла.
Рис. 3.15. Бомбардировщик ХВ-35, обтекатели удлинительных валов воздушных винтов, кото-
рого обладают достаточной для обеспечения путевой устойчивости самолета боковой площадью.
Впоследствии на ХВ-35 были установлены одиночные винты.
Рис. 3.16. Бомбардировщик YB-49 фирмы «Нортроп» с реактивными двигателями.
технические и эксплуатационные характе-
ристики самолета. Кроме того, удалось на
5 400 кг снизить взлетную массу бомбарди-
ровщика. Максимальная скорость увеличи-
лась на 165 км/ч и достигла 698 км/ч. Для
повышения путевой устойчивости были ус-
тановлены четыре маленьких киля (на
ХВ-35 и N9M путевая устойчивость была
достаточной вследствие аэродинамическо-
го сопротивления воздушных винтов и
коков-обтекателей приводных валов).
История создания Д. Нортропом бес-
хвостых бомбардировщиков носила весьма
драматический характер как с технической,
так и с политической точек зрения. Ряд
трудностей возник при разработке соосных
винтов для ХВ-35, а задержка в поставках
этих винтов привела к задержке первых
полетов. В течение некоторого времени
пришлось летать с неподходящими для
этого самолета одиночными винтами. Еще
до окончания войны ВВС США приняли
решение заказать фирме «Мартин» партию
из 200 бомбардировщиков В-35, но вскоре
программа была полностью закрыта.
Даже еще до того, как два из трех
летавших YB-49 потерпели катастрофу,
ВВС решили модифицировать девять не-
достроенных В-35 и В-49. Но эта работа
еще не была завершена, а ВВС уже приняли
новое решение полностью закрыть прог-
рамму и пустить на слом незавершенные
В-35 и В-49.
Однако на этом история бомбардиров-
щиков типа «летающее крыло» не закон-
чилась. Через 41 год после полета В-49, 22
ноября I988 г., па аэродроме г. Палмдейла
был официально продемонстрирован но-
вейший стратегический бомбардировщик-
США В-2 (рис. 3.17).
Создание самолета велось в строжай-
шем секрете и о ходе разработки, внешнем
виде и летно-технических характеристиках
ничего не сообщалось. Даже при демон-
страции машины на заводском аэродроме
корреспондентам и специалистам не разре-
шалось подходить к бомбардировщику
ближе чем на 60 м, да и то лишь со сторо-
ны носовой части.
Как В-35 и В-49, этот самолет выполнен
по схеме «летающее крыло» без горизон-
тального и вертикального оперения. Каби-
на экипажа размещена в обтекаемой фор-
мы надстройке, не выходящей за переднюю
кромку крыла, что позволяет говорить о
полном отсутствии фюзеляжа, в строгом
смысле этого слова. Четыре двухконтурных
турбореактивных двигателя размещены
Рис. 3.17. Новый американский стратегический бомбардировщик В-2 фирмы «Нортроп».
в задней части крыла по бокам от кабины
экипажа, а два воздухозаборника (один
воздухозаборник на два двигателя) распо-
ложены по бокам кабины на верхней по-
верхности крыла. Конструкция имеет плав-
ные обводы и линии сопряжения отдельных
элементов конструкции.
Однако не эта странная форма, в целом
аналогичная YB-49, является отличитель-
ной особенностью самолета. «Изюмин-
кой», которую заложили специалисты фир-
мы «Нортроп» в свое детище, явилась тех-
нология «Стеле», делающая самолет, по
мнению специалистов, практически невиди-
мым для радиолокационных, инфракрас-
ных и оптических средств обнаружения.
Эта технология включает следующие меро-
приятия:
- изготовление планера с плавными об-
водами без резких изломов и линий сопря-
жения для исключения появления эффекта
уголкового отражателя;
- применение радиопоглощающих мате-
риалов и экранов, обеспечивающих измене-
ние направления отраженной электромаг-
нитной волны:
изготовление конструкций с макси-
мальным использованием композиционных
материалов;
снижение излучающей способности
двигателей и использование специальных
лакокрасочных покрытий.
В интервью, данном корреспондентам
представителем Пентагона генералом Уэл-
чем, отмечалось, что бомбардировщик спо-
собен выполнять боевую задачу при поле-
тах как на большой, гак и малой высоте,
причем в последнем случае-в режиме сле-
дования рельефу местности. Связь самоле-
та и определение его точных координат
должны осуществляться через ИСЗ с при-
менением узконаправленных антенн.
По оценкам Конгресса США. реализа-
ция программы бомбардировщика В-2 мо-
жет составить 70 млрд, долл., а стоимость
одного самолета-530 млн. долл. Первый
вылет самолета совершен в 1989 г.
Основные данные: длина самолета 21 м;
размах крыла 52,5 м; высота 5,2 м; даль-
ность полета 13 900 км; двигатели-4 ТРДД
F 118-GE-100 фирмы «Дженсрал электрик»;
максимальная масса боевой нагрузки
18144 кг; взлетная масса 136000 кг (проект-
ные данные).
Рис. 3.18. Американский F7U «Катлес» фирмы «Воут» единственный, кроме Me.163, бесхвостый
истребитель, состоявший на вооружении ВВС.
ИСТРЕБИТЕЛЬ F7U «КАТЛЕС»
ФИРМЫ «ВОУТ»
Единственным по настоящему «бесхвос-
тым» самолетом, кроме Me-163, достиг-
шим стадий серийного производства и при-
нятия на вооружение, стал американский
истребитель F7U фирмы «Воут»п. Заказ на
постройку этих самолетов был выдан в
1946 г. Авиация ВМС США закупила 197
самолетов этого типа и, начиная с 1950 г.,
эксплуатировала их на авианесущих кораб-
лях флота (см. гл. 13). Самолет оснащался
трехопорным шасси, обеспечивающим
очень большой стояночный угол, что поз-
воляло выполнять взлет и посадку при
больших углах атаки для получения мак-
симальных значений подъемной силы
(рис. 3.18).
F7U находился на вооружении недолго;
это был первый истребитель, реактивные
двигатели которого с самых ранних этапов
проектирования предполагалось оснастить
форсажными камерами.
Основные данные: силовая установка-
два ТРД J46WE-8A фирмы «Вестингауз»;
размах крыла 11,8 м; площадь крыла
46,14 м2; взлетная масса 14350 кг; макси-
мальная скорость 1 100 км/ч.
МЕ-163 «КОМЕТА» ФИРМЫ
«МЕССЕРШМИТТ»
Немецкий истребитель-перехватчик
Me-163, поступивший на вооружение ВВС
Германии в мае 1944 года, был одним из
самых необычных, но в то же время наибо-
лее перспективных истребителей мира. В
последующие четыре десятилетия развития
авиации не было создано ни одного серий-
ного самолета, который можно было бы
непосредственно сопоставить с этим истре-
бителем.
Опытный самолет имел обозначение
DFS-194. Этот самолет, разработанный
германским научно-исследовательским ин-
ститутом планерной техники DFS, первый
свой полет совершил в августе 1940 г. Так
как институт являлся, главным образом,
За исключением самолетов схемы «бес-
хвостка», описанных в гл. 4 «Самолеты с треу-
гольным крылом» - Прим. ред.
исследовательским учреждением, серийное
производство самолета было развернуто
фирмой «Мессершмитт»-ведущим разра-
ботчиком и производителем германских
истребителей. Самолету было присвоено
фирменное обозначение Me-163. Можно
сказать, что участникам антигитлеровской
коалиции повезло в том, что технические
сложности, возникшие в процессе разра-
ботки самолета (связанные, главным об-
зом, с созданием ракетного двигателя на
жидком топливе), а также политические
сложности того времени затруднили по-
ступление «Кометы» на вооружение фа-
шистских ВВС.
По своей схеме Me-163 являлся доволь-
но консервативной «бесхвосткой» со стре-
ловидным крылом, которая была спроекти-
рована набравшим к этому времени значи-
тельный опыт Александром Липшицем. На
крыле (деревянной конструкции) устанав-
ливались односекционные элевоны, а на
хвостовой части короткого цельнометал-
лического (из алюминиевых сплавов) фюзе-
ляжа-вертикальное оперение с рулем
направления (рис. 3.19). Проблему убираю-
щегося шасси проектировщики решили, во-
обще отказавшись от него. Самолет взле-
тал с отделяемой двухколесной тележки, а
посадка осуществлялась на одиночную лы-
жу, аналогичную посадочным устройствам
планеров. На самолете отсутствовали под-
держивающие крыльевые опоры лыжного
или колесного типа, поэтому практически
каждая посадка завершалась разворотом
самолета, а зачастую, и переворотом.
Все располагаемые объемы фюзеляжа
были отданы под баки, в которых размеща-
лось топливо ЖРД. Компонентами топли-
ва истребителя Me-163 служили смесь ме-
тилового спирта, гидразина и воды (горю-
чее) и перекись водорода (окислитель).
Произошло несколько аварий Ме-163 по
причине вступления в контакт компонентов
ракетного топлива вне камеры сгорания
двигателя («Вальтер» HW 509 С-1, тяга
20 кН). Иногда двигатель взрывался даже
просто от грубой посадки.
Несмотря на значительный запас топли-
ва (2000 кг), экономичность двигателя была
очень низкой, так что он мог работать
лишь 12 мин; это означает, что перехватчик
Рис. 3.19. Уникальный немецкий истребитель с ЖРД Me.163 «Комета» периода второй мировой
войны, установленный на взлетной платформе. Для выполнения посадки использовалась лыжа
должен был базироваться непосредственно
под воздушными коридорами, по которым
следовали бомбардировщики неприятеля.
К тому времени, когда Me-163 достшал
высоты 9760 м, у нею оставалось топлива
всего лишь на 6,5 мин полета. В некоторых
случаях полностью заправленные топли-
вом «Кометы» буксировались на высоту
позади тяжелых немецких самолетов, после
чего в воздухе запускался двигатель, и
истребитель-перехватчик начинал атаку
бомбардировщика.
Испытания первого опытного самолета
Me-163-1 в планирующем полете начались
весной 1941 г. Первый полет с работающей
силовой установкой был выполнен в июле
1941 г. В первом же полете 2 октября
1941 г. на самолете модификации Me-163-4
была получена долгожданная скорость
1000 км/ч. Этот самолет стал также первым
в истории авиации аппаратом, встретив-
шимся с проблемами сжимаемости воздуш-
ного потока на больших скоростях в гори-
зонтальном полстс. Поэтому при разработ-
ке машины пришлось решать ряд новых
аэродинамических проблем. Выбранная
для «Кометы» схема-«бесхвостка» со стре-
ловидным крылом облегчила их решение.
С этого времеш< использование стреловид-
ных крыльев стало одним из традиционных
решений проблем скоростного полета.
Вооружение самолета состояло из двух
пушек калибра 20 мм, установленных в
крыле. Me-163 был одним из самых малень-
ких истребителей второй мировой войны.
Размах крыла самолета составлял 9,81 м,
площадь крыла самолета 20,37 м2, взлет-
ная масса 5299,8 кг, нагрузка на единицу
площади крыла 260,9 кг/м2. Максимальная
скорость серийного Ме-163С составляла
858 км/ч, самолет был способен набрать
высоту 12100 м за 3 мин 20 с; скороподъем-
ность у земли составляла 60 м/с.
В серийном производстве было выпуще-
но 364 самолета. Впоследствии был создан
целый ряд самолетов с ЖРД, однако ни
один из них так никогда и не стал серийным
боевым самолетом ВВС.
ЛЕГКОМОТОРНЫЕ САМОЛЕТЫ
СХЕМЫ «БЕСХВОСТКА»
Как отмечалось ранее, создатели пла-
нерной техники экспериментировали с кон-
струкциями схемы «бесхвостка» с начала
1920-х гг., стремясь повысить летпо-техни-
чсские характеристики путем снижения мас-
сы конструкции и аэродинамического со-
противления. И хотя многие разработки
были в той или иной степени успешными,
ни один из разработанных самолетов не
достиг стадии серийного производства. Ус-
пехи братьев Хортен в создании бесхвостых
планеров вдохновили авиационных кон-
структоров провести в начале 1950-х гг.
детальные исследования этой схемы, после
чего появилось несколько новых интерес-
ных летательных аппаратов.
AV-36 «Фовель»
Этот французский одноместный планер
появился в 1955 г. Впоследствии комплек-
ты деталей аппарата этой конструкции вы-
пускались в разных странах мира и широко
использовались любителями-авиаторами.
В отличие от планеров Хортенов, в AV-36
летчик сидел прямо в короткой гондоле.
Необычным по сравнению с традицион-
ными летательными аппаратами схемы
«бесхвостка» было использование прямого
крыла с сужением (рис. 3.20). Хотя этот
летательный аппарат представлял собой
вполне удовлетворительный спортивный
планер, его относительно невысокие летные
характеристики привели к тому, что он
скоро исчез из планерного спорта. Следует
отметить, что проектировщик продолжал
работать над этим аппаратом и построил
несколько образцов, оснащенных силовой
установкой.
Основные данные: размах крыла 12.77 м;
площадь крыла 14,6 м2; взлетная масса
258 кг; аэродинамическое качество 26,5 при
скорости 82 км/ч; вертикальная скорость
снижения 1,3 м/с (при поступательной ско-
рости 99,8 км/ч).
Крылья Митчелла
Когда в конце 1960-х гг. начался новый
подъем планеризма, оказалось, что боль-
шинство проектировщиков использовали
традиционные жесткие конструкции само-
летного типа (в виде как монопланов, так и
бипланов). Поэтому некоторые из них ста-
рались решить проблему старым спосо-
бом за счет снижения массы конструкции
и аэродинамического сопротивления в рам-
ках схемы «бесхвостка». Были предприня-
ты попытки внедрить и новые технические
решения. В эти годы появилось значитель-
ное количество конструкций, в которых
летчик был как бы подвешен под крылом,
что создавало высокий уровень «маятнико-
вой» устойчивости, так как масса летчика
Рис. 3.20. Французский бесхвостый планер AV-36 «Фовель» с нестреловидным крылом. Управле-
ние по крену и тангажу обеспечивается элевонами, а между рулями направления располагается
триммер.
для таких летательных аппаратов превы-
шает массу конструкции примерно в 2 раза.
Это техническое решение позволяет отка-
заться от необходимости использовать
стреловидное крыло для обеспечения про-
дольной устойчивости. Вот почему кон-
струкции схемы «бесхвостка» стали весьма
популярными на ранних этапах развития
планерного движения в 1960-е п.
Выдающимся примером летательных
аппаратов этого типа является разработан-
ное одним из старейших конструкторов
планерной техники американцем Доном
Митчеллом так называемое «крыло Мит-
челла». Первая модель представляла собой
жесткое монопланнос крыло, управляв-
шееся с помощью перемещения массы лет-
чика относительно центра аэродинами-
ческого давления.
Митчелл одним из первых стал строить
на базе своих планеров ультралегкис лета-
тельные аппараты, оснащенные силовой ус-
тановкой. К конструкции его «крыла» были
добавлены «фюзеляж» с тремя колесами,
удобное сиденье летчика, органы ручного
управления и двухтактный двигатель с тол-
кающим винтом (рис. 3.21). Так как этот
летательный аппарат мог взлетать при по-
ложении летчика стоя, полеты можно было
выполнять людям, не имеющим прав пило-
та (как и на балансирных планерах, в соот-
ветствии с инструкциями Федерального
авиационного управления США).
В 1979 г. Митчелл спроектировал ультра-
легкий летательный аппарат U-2 с силовой
установкой (рис. 3.22). Этот летательный
аппарат отличался существенно более вы-
сокими летными характеристиками, но так-
как он не соответствовал условиям взлета
со стоящим летчиком, для выполнения
полета на нем было необходимо иметь
соответствующие права. В 1982 г. Феде-
ральное авиационное управление США
объявило о введении новых правил относи-
тельно легкомоторной авиации, которой
было присвоено название «ультралегкие
летательные аппараты». К этому классу
были отнесены летательные аппараты с
массой конструкции менее 117,9 кг, несу-
щие не более 20 л топлива и не способные
выполнять полет со скоростью выше
100 км/ч. U-2, спроектированный задолго
до введения новых правил, не квалифици-
руется как УЛА.
Основные данные («Митчелл В-10»): си-
ловая установка двигатель «Хонда» мощ-
ностью 20 л. с. (14,7 кВт); размах крыла
10.37 м; площадь крыла 12,65 м2; взлетная
масса 155 кг; максимальная скорость
88.6 км/ч.
Рис. 3.21. Ультралегкий летательный аппарат В-10 «Митчелл Уинг», переделанный из балан-
сирного планера «Митчелл».
Рис. 3.22. «Митчелл U-2» с двигателем на хвостовой балке. С самого начала проектировался как
ультралегкий аппарат, а не балансирный планер с возможностью модификации.
Основные данные («Митчелл U-2»): сило-
вая установка-двигатель «Хонда» мощ-
ностью 20 л.с. (14,7 кВт); размах крыла
10,37 м; площадь крыла 12,65 м2; взлетная
масса 217,7 кг; максимальная скорость
152,2 км/ч.
Модифицированные
крылья Рогалло
Исходная треугольная форма крыльев
Рогалло (дельтапланов) недолго удержа-
лась неизменной в планерном движении.
Довольно скоро создатели новых дельта-
планов уменьшили угол стреловидности
передней кромки до такого уровня, когда
их конструкция при виде сверху стала на-
поминать традиционные бесхвостые плане-
ры с крылом очень малой стреловидности и
заметным сужением. Для усиления кон-
струкции были добавлены продольные си-
ловые элементы, напоминающие нервюры,
и крыло стало работать в своем нормаль-
» ном режиме, а не как воздушный змей. Это
позволило существенно улучшить летные
характеристики.
Новые конструкции, в которых исполь-
зованы принципы крыла Рогалло, а также
конструкции без аэродинамической профи-
лировки, представляющие собой обтянутые
однослойной тканью каркасы, получили
широкое распространение в 1970-е гг. По-
казанный на рис. 3.23 «Феникс» представ-
ляет собой характерную модификацию
дельтаплана типа крыла Рогалло в планер
схемы «бесхвостка». В этом планере летчик
размещается в подвесной системе значи-
тельно ниже крыла, что обеспечивает
маятниковую устойчивость всей системе.
Управляемость аппарата обеспечивается
изменением положения летчика.
Впоследствии выяснилось, что совсем
несложно адаптировать многие из плане-
ров схемы «бесхвостка» в ультралегкие ле-
тательные аппараты путем добавления кон-
струкции для размещения летчика в сидя-
чем положении, двигателя, колес шасси и
органов ручного управления. Некоторые
авиаторы использовали и переднее гори-
зонтальное оперение в целях повышения
маневренности этих аппаратов.
Основные данные (планер «Феникс»);
размах крыла 9,46 м; площадь крыла
17,67 м2; взлетная масса 124,7 кг; аэродина-
мическое качество 8-10; минимальная эво-
лютивная скорость 27-32 км/ч.
Рис. 3,23. Балансирный планер «Феникс», характерный пример модификации дельтаплана с
целью увеличения удлинения крыла и придания ему профилировки за счет установки нервюр.
Глава 4
Летательные аппараты
с треугольным крылом
В англо-американской научной литературе
летательные аппараты с треугольным
крылом получили обобщающее название
«аппараты с дельтавидным крылом» из-за
того, что форма таких крыльев напоминает
одноименную греческую букву. К этому
классу летательных аппаратов обычно от-
носят две принципиально различные груп-
пы летательных аппаратов-боевые само-
леты военного назначения и некоторые ти-
пы гражданских летательных аппаратов (в
том числе балансирные планеры-дельта-
планы и ультралегкие летательные аппа-
раты).
Применение треугольных крыльев вош-
ло в практику авиастроения примерно с
1950-х гг. для самолетов с высокими лет-
но-техническими характеристиками и при-
мерно с 1980-х гг. для планеров и ультра-
легких летательных аппаратов. И в той, и в
другой области для развития техники соз-
дания летательных аппаратов с треуголь-
ным крылом потребовалось решить ряд
проблем.
Самолет с треугольным крылом в прин-
ципе можно рассматривать как летатель-
ный аппарат схемы «бесхвостка» с крылом
большой (более 45°) стреловидности по
передней кромке, у которого площадь пе-
ред прямой линией, соединяющей задние
кромки законцовок крыла, заполнена кон-
струкцией. Это существенно увеличивает
площадь крыла по отношению к его раз-
маху и дает малое значение удлинения кры-
ла (отношения размаха крыла к САХ -
средней аэродинамической хорде). Для ле-
тательных аппаратов с треугольным кры-
лом это отношение близко к 2. В случае
крыльев сложных форм, для которых труд-
но определить величину САХ, удлинение
обычно рассчитывается как частное от де-
ления квадрата размаха на площадь крыла.
Для крыльев этого типа необходимая пло-
щадь крыла может быть получена при су-
щественно меньшем размахе, чем на кры-
льях другого типа. Одна из отличительных
особенностей современных скоростных ле-
тательных аппаратов с треугольным кры-
лом состоит в том, что практически все они
являются реактивными. Летательные аппа-
раты этого типа оснащались винтовыми
двигателями только до середины 1940-х гг.,
а затем винтовые двигатели использова-
лись на самолетах этого типа лишь в экспе-
риментальных целях.
ДОСТОИНСТВА
Основным достоинством треугольных
крыльев считается возможность существен-
но уменьшить размах и обеспечить увели-
чение жесткости и снижение массы крыла.
Более того, так как крылья этого типа
обыкновенно имеют корневые хорды боль-
шой длины, физическая толщина крыла в
корневом сечении при заданной из аэроди-
намических соображений относительной
толщине профиля оказывается достаточно
большой, что позволяет размещать в крыле
дополнительную часть полезной нагрузки
(топливо и оборудование) и, таким обра-
зом, существенно снизить аэродинамичес-
кое сопротивление за счет уменьшения раз-
меров фюзеляжа. По этой схеме обычно
строились тяжелые самолеты типа бомбар-
дировщиков. С другой стороны, некоторые
одноместные истребители с крылом такого
типа имеют фюзеляжи достаточно боль-
ших размеров по сравнению с размерами
крыла, что свидетельствует о стремлении
проектировщиков использовать преиму-
щества малого размаха крыла при обеспе-
чении заданной площади.
НЕДОСТАТКИ
Чем меньше размах крыла, тем ниже
его способность парировать тенденцию са-
молета совершать вращательное движение
в направлении, противоположном направ-
лению вращения воздушного винта сило-
вой установки. Примером этого может
служить самолет XFY-1 фирмы «Кон-
вэр»-винтовой самолет с мощностью тур-
бовинтового двигателя, достаточной для
обеспечения вертикального взлета. Само-
лет, имеющий столь высокую тяговоору-
женность и одиночный воздушный винт,
при работе силовой установки на макси-
мальных оборотах практически должен
вращаться вокруг продольной оси. Для то-
го чтобы избежать этого, проектировщики
использовали соосные винты противопо-
ложного вращения. Этот пример показы-
вает компромиссный характер процесса
выбора конструктивно-компоновочной и
аэродинамической схемы самолета, особен-
но в тех случаях, когда конструкторы пы-
таются наиболее полно использовать неко-
торое преимущество той или иной схемы.
Еще одним присущим всем треуголь-
ным крыльям недостатком является то, что
в большинстве практических применений
традиционная механизация задней кромки
такого крыла не может быть эффективно
использована в целях уменьшения посадоч-
ной скорости. Величина максимального
плеча этих поверхностей механизации или
управления относительно центра масс са-
молета такова, что они действуют больше
как рули высоты, чем как органы взлетно-
посадочной механизации. Этот недостаток
несколько компенсируется тем, что лета-
тельные аппараты с треугольным крылом
могут совершать полет при значительно
большем угле атаки, чем самолеты с тради-
ционными крыльями, создавая при этом
большую подъемную силу, что позволяет
выполнять посадку при меньших скорос-
тях. Кроме того, для остановки самолета
после выполнения достаточно скоростной
посадки обычно используются тормозные
парашюты. За исключением сверхзвуковых
пассажирских самолетов, созданных в
1970-е гг., все скоростные самолеты с треу-
гольным крылом являются военными.
КРЫЛО Ф. РОГАЛЛО
Имевший место в середине 1970-х гг.
новый подъем интереса к планеризму в
наибольшей степени проявился по отноше-
нию к крылу Рогалло (дельтапланам). Ле-
тательный аппарат этого типа был создан
Фрэнсисом М. Рогалло, сотрудником На-
ционального управления США по аэронав-
тике и исследованиям космического про-
странства в качестве некоего варианта пла-
нирующего парашюта для доставки с воз-
духа различных грузов. Однако вскоре ле-
тательные аппараты этого типа стали осна-
щаться силовыми установками, примерно
так же, как это происходило в конце
1950-х гг. Хотя поставленных задач по воз-
душной транспортировке грузов с помо-
щью крыла Рогалло в полном объеме ре-
шить не удалось, разработанная схема бы-
ла с энтузиазмом встречена планеристами.
Низкая скорость и чрезвычайная простота
конструкции этого летательного аппарата
дают ряд существенных преимуществ по
сравнению с традиционными жесткими
конструкциями сопоставимого уровня лет-
но-технических характеристик. Более того,
дельтаплан можно свернуть и перевозить
на крыше автомобиля и даже хранить в
домашних условиях.
Наиболее привлекательным достоинст-
вом дельтаплана является его простота.
Дельтаплан состоит, по сути дела, из куска
ткани типа парусины, натянутой между
тремя алюминиевыми трубками, образую-
щими две передние кромки и центральную
балку. До тех пор, пока крыло обладает
Рис. 4.1. Типичный пример одного из первых
балансирных планеров типа дельтаплана.
поступательной скоростью и поток обтека-
ет его с положительным углом атаки, дель-
таплан «наполнен» воздухом аналогично
тому, как это происходит с парашютом, и
способен создавать подъемную силу (рис.
4.1).
Может показаться несколько странным,
что стремление улучшить летные характе-
ристики дельтапланов привело к тому, что
они в значительной степени изменили свою
дсльтавидную форму. Постепенно размах
традиционного «крыла Рогалло» увеличи-
вался, а хорда уменьшалась до тех пор,
пока планеры этого типа по форме в плане
не приблизились к традиционным «бсс-
хвосткам» с крылом умеренной стреловид-
ности по передней кромке.
До начала дельтапланного бума было
создано несколько любительских винтовых
аппаратов с треугольными крыльями (в то
время малоразмерные реактивные двигате-
ли, пригодные для любительских летатель-
ных аппаратов, отсутствовали). Эти само-
леты оснащались силовыми установками
малой мощности, поэтому тенденция увода
в движении крена практически отсутствова-
ла, что позволило использовать треуголь-
ные крылья малого размаха.
ПЛАНЕР А. ЛИППИША DM-1
Спроектированный Александром Лип-
пишем планер DM-1 стал первым самоле-
том рассматриваемого в данной главе клас-
са. Стреловидность крыла по передней
кромке составляла 60’, а задней 15°. Пла-
нер был создан в конце второй мировой
войны как натурный планирующий макет
проектируемого самолета-истребителя с
ПВРД. DM-1 разрабатывался с целью про-
верки возможности обеспечения приемле-
мых пилотажных характеристик самолета
такой схемы при малых скоростях полета.
В условиях отсутствия опытного образца
самолета, оснащенного достаточно мощ-
ной силовой установкой, скоростные аэро-
динамические данные планировалось полу-
чить в аэродинамической трубе. Аэродина-
мические данные в области промежуточных
скоростей были получены при летных ис-
пытаниях, в ходе которых DM-I буксиро-
вался на большую высоту (примерно
7600 м или более), после чего происходили
отделение самолета и его свободный полет.
DM-1 должен был разгоняться до требуе-
мой по программе испытаний скорости в
процессе затяжного пикирования. Относи-
тельно малая масса этого планера не позво-
ляла ему развивать в пикировании очень
большую скорость. Максимальная ско-
рость в пикировании составляла примерно
558,7 км/ч.
При создании планера DM-1 Липпишу
помогали две группы инженеров-энтузиас-
тов авиационной техники из Дармштадтс-
кого и Мюнхенского университетов (планер
получил свое название по начальным бук-
вам этих городов).
Если не учитывать отсутствие двигате-
ля, то DM-1 представлял собой полностью
завершенный самолет, оснащенный в том
числе грсхопорным убирающимся шасси.
Для обеспечения минимальной массы кон-
струкции самолет был изготовлен из древе-
сины, а в качестве обшивки использовалась
тонкая авиационная фанера. Кроме нова-
торской формы крыла, уникальной особен-
ностью конструкции являлось то, что каби-
на представляла собой корпевую часть пе-
редней кромки вертикального оперения
большой относительной толщины (рис. 4.2,
4.3). *
Рис 4.2. Деревянный планер Липпиша DM-1, созданный в конце второй мировой войны.
Рис. 4.3. Планер Липпиша DM-1-первый летательный аппарат с треугольным крылом
Основные данные DM-1: размах крыла
6 м; площадь крыла 19,9 м2; длина само-
лета 6,33 м; максимальная скорость (при
взлетной массе 459 кг и удельной нагрузке
на крыло 22,9 кт/м2) 719 км/ч. Скорость
снижения была достаточно высокой по
стандартам планерной техники и составля-
ла '5 м/с, а аэродинамическое качество бы-
ло довольно низким всего 7.
DM-I попал в руки американских окку-
пационных сил. после чего использовался в
США для проведения испытаний в 1945 г.
Полученные результаты были столь обна-
деживающими, что фирма «Конвэр» полу-
чила контракт на разработку и постройку
реактивной модификации этого планера.
DM-1 в настоящее время находится в музее
ВВС США около I. Дейтон (шт. Огайо).
F-102 «ДЕЛЬТА ДЕГГЕР» ФИР-
МЫ «КОНВЭР»
Потенциально высокие характеристики
DM-I способствовали принятию ВВС
США решения о дальнейшей разработке
проекта и созданию на его основе серийно-
го истребителя.
Контракт на выполнение этой работы,
предусматривающей постройку одного экс-
периментального реактивного самолета
(модель 7002), получила фирма «Конвэр».
Хотя этот самолет и нс являлся боевым,
вскоре ему было присвоено обозначение
XF-92A (рис. 4.4, 4,5). Новый самолет был
близок по схеме к DM-I, что и не удиви-
тельно, поскольку в роли консультанта
выступал Александр Липпиш. Стреловид-
ность крыла составляла 60 °, но относитель-
ная толщина профиля была существенно
меньше, чем на DM-I. Кроме того, на
XF-92A отсутствовало характерное для
DM-I сочетание кабины и киля большой
относительной толщины. Самолет осна-
щался двигателем J33A фирмы «Эллисон»
тягой 20,4 кН. Первый полет самолета сос-
тоялся I8 сентября 1948 г.
Успех программы 7002/XF-92A привел к
созданию всепогодного истребителя F-102
«Дельта Деггер» (рис. 4.6). F-I02 стал пер-
вым в США принятым на вооружение са-
молетом с треугольным крылом. С 1953 г.
было построено I088 таких машин. По
сравнению с XF-92 фюзеляж самолета пре-
терпел значительные изменения, а крыло
увеличено (в масштабе 1,22:1).
Войсковые Испытания опытного образ-
ца YF-102 начались 24 октября 1953 г.
Хотя на самолете был установлен дви-
гатель J57P-23 фирмы «Пратт-Уитни» тя-
гой 77 кН, он нс смог превысить скорость
звука. После перепроектирования фюзеля-
жа в соответствии с правилом площадей
(по разработанным Ричардом Уиткомбом
рекомендациям) эта проблема была ре-
шена.
Первые серийные самолеты F-102 стали
поступать на вооружение в 1956 г. F-102
стал первым полностью «ракетным» истре-
бителем вместо традиционного стрелко-
во-пушечного вооружения на самолет уста-
навливались неуправляемые и управляемые
ракеты.
111 самолетов F-102A были построены в
учебном варианте с размещением инструк-
тора и курсанта рядом, для чего фюзеляж в
зоне кабины был расширен. Размах крыла
самолета составлял 11,63 м, взлетная масса
12 700 кг, максимальная скорость (на высо-
те 11 000 м) 1328 км/ч.
Дальнейшим развитием этого самолета
Рис. 4.4. Первый успешно летавший самолет с треугольным крылом американский XF-92A
фирмы «Конвэр».
Рис. 4.5. Самолет XF-92A. На правой консоли крыла установлены визуализаторы потока для
проведения аэродинамических исследований.
Рис. 4.6. Серийный истребитель F-102 «Дельта Деггер».
Рис. 4 7. Истребитель F-106A фирмы «Конвэр»-результат развития концепции F-102.
стал F-I06A «Дельта Дарт», который сна-
чала имел обозначение F-I02B. Этот само-
лет (рис. 4.7) отличался конструкцией хвос-
товой части и воздухозаборника, а также
другим двигателем (J-75 фирмы «Пратт-
Уитни»). Увеличение мощности силовой ус-
тановки на 50% позволило самолету
F-106A достичь скорости 2450 км/ч на вы-
соте 12 200 м. Всего в период с 1956 по
1961 гг. было построено 340 экземпляров
F-106A, В и TF-106A.
Рис. 4.8. Бомбардировщик В-58 «Хаслер» фирмы «Конвэр» с крылом, представляющим собой
увеличенную копию крыла F-102.
БОМБАРДИРОВЩИК В-58
«ХАСЛЕР» ФИРМЫ «КОНВЭР»
Так как треугольное крыло большой
площади весьма эффективно применитель-
но к сверхзвуковым бомбардировщикам и
истребителям, такие машины стали быстро
внедряться в практику авиастроения. В ок-
тябре 1954 г. фирма «Конвэр», накопившая
к этому времени уже значительный опыт в
области создания самолета с треугольным
крылом, получила от ВВС США заказ на
постройку четырехдвигательного реактив-
ного бомбардировщика, получившего обо-
значение ХВ-58. Этот самолет представлял
собой в принципе увеличенную копию ис-
требителя F-102A (площадь крыла была
увеличена примерно в два раза-до
143,4 м2, а размах крыла составлял лишь
17,33 м). Так как крыло этого самолета
было слишком тонким для размещения в
нем четырех двигателей j79 фирмы «Джене-
рал электрик» (тяга каждого 77,6 кН), дви-
гатели устанавливались на пилонах под
крылом (рис. 4.8).
На самолете было применено новше-
ство - ядерные бомбы размещались не в
традиционном бомбовом отсеке в фюзеля-
же, а в крупногабаритном подфюзеляжном
контейнере, где можно было также раз-
местить другие подвески или дополнитель-
ное топливо.
Первый из 13 экспериментальных само-
летов ХВ-58 совершил свой первый полет
11 ноября 1956 г. Затем был сделан заказ на
постройку 17 дополнительных опытных
бомбардировщиков. После этого ВВС
США заказали 86 самолетов В-58А (первый
из них был поставлен в сентябре 1959 г.).
При высоких скоростях полета В-58 А-
2229,8 км/ч на высоте 12200 м-использова-
ние традиционных турельных пулеметных
установок для обороны бомбардировщика
оказалось нецелесообразным. Поэтому
В-58А оснащался хвостовой турелью с мно-
гоствольной 20-мм пушечной установкой,
целеуказание для которой выдавалось РЛС.
Взлетная масса В-58 А составляла 73940 кг,
а соответствующая удельная нагрузка на
крыло-около 512 кг/м2.
«ВУЛКАН» ФИРМЫ «АВКО»
Сверхзвуковой бомбардировщик
ХВ-58 разрабатывался как увеличенный по
размерам вариант истребителя, тогда как
английский бомбардировщик «Вулкан»
сразу проектировался как бомбардиров-
щик, способный летать на высоких дозву-
ковых скоростях (примерно 1050 км/ч).
Конструкторы рассчитывали максимально
использовать преимущества, обеспечивае-
мые большой толщиной корневой части
крыла, что позволяло разместить внутри
крыла 4 реактивных двигателя. Предпола-
галось, что такое техническое решение поз-
волит существенно снизить сопротивление
по сравнению с внешней установкой двига-
телей. Первые модели этого бомбардиров-
щика (опытные самолеты и серийная «мо-
дель I») имели размах крыла 30,2 м и пло-
щадь крыла около 330 м2. Первый полет
опытного самолета «Вулкан» состоялся
3 сентября 1953 г.
Стреловидность крыла по передней
кромке была относительно невелика (50°),
но законцовки крыла имели существенно
большую стреловидность (начиная при-
мерно с 3/4 размаха, рис. 4.9). На первых
моделях бомбардировщика (включая се-
рийную «модель I») использовались раз-
дельно элероны и рули высоты; на серий-
ных бомбардировщиках, начиная с «мо-
дели II», устанавливались элевоны. Так как
заказанные в процессе проектирования дви-
гатели «Олимпус» с тягой 4500 даН к мо-
менту постройки первого самолета оказа-
лись не готовы, первый опытный экземпляр
вышел на летные испытания с двигателями
«Эвон» тягой 2950 даН фирмы «Роллс-Ройс».
Серийный бомбардировщик («модель II»)
имел увеличенный на 3,66 м размах крыла
и оснащался двигателями фирмы «Роллс-
Ройс» тягой 90,7 кН каждый.
Высокие скорости полета, характерные
для бомбардировщика «Вулкан», исключи-
ли необходимость установки на нем оборо-
нительного вооружения. Этот самолет был
способен нести ядерные бомбы или до 9,5 т
обычных бомб.
Основные данные: размах крыла 33,86 м;
взлетная масса 81650 кг; крейсерская ско-
рость 1000 км/ч.
Рис. 4.9. Бомбардировщик «Вулкан» английской фирмы «Авро», крыло которого обладало
достаточной строительной высотой для размещения внутри четырех реактивных двигателей.
«КАТИ 49В» Н. ПАЙЕНА
Построенный в 1954 г. француз-
ский легкий самолет «Кати 49В» не подда-
ется точной классификации. Крыло этою
самолета, строго говоря, не отнесено к
крыльям типа «дельта», потому что и зад-
няя кромка этого крыла имеет значитель-
ные углы стреловидности (рис. 4.10). В то
же время малое удлинение крыла хорошо
соответствует характеристикам именно
треугольных крыльев, затрудняя классифи-
кацию этой машины как самолета схемы
«бесхвостка». Следует отметить, что кон-
структор этого самолета Н. Пайен известен
в истории авиации как создатель кон-
струкций летательных аппаратов, не подчи-
няющихся общим канонам (см., например,
описание самолета РА-22 в гл. 16).
«Кати» построен в основном из древеси-
Рис. 4.10. Небольшой французский самолет «Пайен 49В», на конструкцию которого сильное
влияние оказал планер Липпиша DM-1.
ны; в качестве силовой установки исполь-
зовался небольшой реактивный двигатель
«Палас» фирмы «Тюрбомека» (тяга
3,31 кН). Этот самолет имел много общего
с планером Липпиша DM-1. Размах его
крыла 5,16 м; площадь крыла 11,25 м2;
удлинение крыла 2.38; взлетная масса 649 кг;
максимальная скорость 499 км/ч. Так как
«Кати» был построен в экспериментальных
целях, достижение максимальных летно-
технических характеристик не являлось ос-
новной задачей проекта. Поэтому самолет
был оснащен нсубирающимся шасси.
К уникальным особенностям конструк-
ции этого самолета следует отнести ис-
пользование расщепляющегося руля на-
правления. Обе половины руля направле-
ния могли открываться во внешнюю сто-
рону (вплоть до штатного максимального
угла отклонения) и выполнять функции
тормозного щитка аналогично установлен-
ным на законцовках крыла рулям направ-
ления бесхвостых моделей Нортропа.
САМОЛЕТЫ С ТРЕУГОЛЬНЫМ
КРЫЛОМ ФИРМЫ
«ДУГЛАС ЭРКРАФТ»
Самолеты рассматриваемого в данной
главе класса нс обязательно должны иметь
крыло в виде идеального треугольника
(примером отступления от этой формы
служит крыло бомбардировщика «Вул-
кан»). Более того, применение крыльев дан-
ного типа вовсе не ограничивается аэроди-
намической схемой «бесхвостка». Фирма
«Дуглас эркрафт» из г. Лонг-Бич (шт. Ка-
лифорния) разработала два серийных само-
лета, иллюстрирующие эти соображения.
Первым из этих самолетов был F4D
«Скай рей», палубный истребитель для
авиации ВМС США. Первый полет опыт-
ного самолета этого типа - F4D1 - сос-
тоялся 23 января 1951 г. Самолет был
оснащен одним турбореактивным двигате-
лем J35 фирмы «Эллисон» (тяга 2270 даН),
который впоследствии предполагалось за-
менить двигателем J40 фирмы «Вестин-
гауз». Характерная особенность F4-плав-
ное сочленение корневой части крыла с
фюзеляжем, позволяющее разместить зна-
чительный по своим габаритным размерам
двигатель. Крыло самолета имело доволь-
но большое сужение; в районе законцовок
кромки крыла мягко скруглены (рис. 4.11,
4.12). В корневой части крыла размещены
боковые воздухозаборники треугольной
формы. Для уменьшения размаха крыла
(10,2 м) при хранении в ангарах авианосца
законцовки крыла отклонялись вверх.
В период с июня 1954 г. по декабрь
1958 г. было построено и поставлено авиа-
Рис. 4.11. Самолет с треугольным крылом F4D-1 «Скайрей» фирмы «Дуглас» палубный истре-
битель ВМС США.
ции ВМС СШЛ 420 самолетов F4D1. Се-
рийный вариант этого самолета (с двигате-
лем J57 фирмы «Пратт-Уитни», развиваю-
щим тягу 4400 даН на режиме «максимал»
и 4760 даН на форсаже) имел максимальную
скорость 1120 км/ч. Вооружение самолета
состояло из 4 пушек калибра 20 мм и до
1800 кг неуправляемых ракетных снаря-
дов.
Фирма предпринимала усилия, направ-
ленные на преодоление общей тенденции к
увеличению массо-габаритных характерис-
тик одноместных боевых самолетов. В
1950 г. в рамках этой деятельности кон-
структор фирмы «Дуглас» Эдвард Х.Хай-
неман получил задание создать легкий бое-
вой самолет. В результате был разработан
самолет Л4П-1«Скайхоук», получивший
прозвище «револьвер Хайнемана» (из-за
своих летно-технических • характеристик).
Этот самолет являлся (и является в настоя-
щее время) скорее ударным самолетом, чем
истребителем. Опытная машина XA4D-1
совершила первый полет 22 июля 1954 г.
Самолет оснащался двигателем J65 фирмы
«Райт» (американский вариант ашлийского
двшателя «Сапфир» фирмы «Армстронг-
Сиддли»). Хотя самолет оснащен класси-
ческим треугольным крылом с прямыми
передними кромками и острыми законцов-
ками, имеется и горизонтальное оперение
(форма горизонтального оперения повто-
ряет форму крыла). В небольшом фюзеля-
же размещается крупный реактивный дви-
гатель, а в тонком крыле (размах 8,38 м)
остается очень мало объемов для разме-
щения топлива (рис. 4.13). Поэтому само-
лет «Скайхоук» в своей «чистой» конфигу-
рации имеет малый радиус действия. До-
полнительное топливо может быть разме-
щено в подвесных топливных баках, а
современный метод воздушной дозаправки
топливом с помощью топливозаправочной
штанги (см. гл. 15) позволяет существенно
Рис. 4.13. Ударный самолет авиации ВМС США A-4D с треугольным крылом. В отличие от
других самолетов этого типа A-4D имеет оперение, а на крыле элероны и традиционные
закрылки.
увеличить радиус действия самолета и
использовать подкрыльевые точки подвес-
ки для установки боевой нагрузки. Воору-
жение самолета состоит из двух пушек
калибра 20 мм и до 152 кг бомб. Макси-
мальная скорость при взлетной массе
7470 кг составляла 918 км/ч (на высоте
уровня моря).
Серийное производство самолетов A4D
(Л4 с 1962 г.) можно считать рекордным в
период с августа 1954 г. по февраль 1979 г.
было поставлено примерно 2960 самолетов
этого типа. В истории авиации не так уж
много примеров, когда боевой самолет вы-
пускается промышленностью на протяже-
нии четверти века. В 1957 г. самолеты этого
типа стали оснащаться двигателями J52
фирмы «Пратт-Уитни» (тяга 5080 даН).
Эта модификация самолета получила обо-
значение A4D-3. Было разработано много
различных модификаций этого самолета;
последняя из них -А4-М.
Основные данные (модификации А4Е):
размах крыла 8,39 м; площадь крыла
24,18 м2; взлетная масса II 100 кг; макси-
мальная скорость 1087 км/ч.
ЛЮБИТЕЛЬСКИЕ САМОЛЕТЫ
С ТРЕУГОЛЬНЫМ КРЫЛОМ
Тот факт, что треугольное крыло ис-
пользуется в основном на скоростных воен-
ных самолетах с реактивной силовой уста-
новкой, не отпугнул авиалюбителей-само-
дельщиков от попыток использовать крыло
этого типа в своих конструкциях. Их не
смутило даже то, что получивший широ-
кую рекламу первый самолет этого типа
разбился в первом же вылете, причем в
катастрофе погиб и летчик. Этот винтовой
самолет по любительским стандартам был
весьма совершенным. К сожалению, легчик
нс обладал достаточной квалификацией
для выполнения полета на новом недоста-
точно освоенном самолете.
«Дельта Киттен» М. Бейкера
Первым весьма успешным любитель-
ским самолетом описываемого типа стал
построенный в 1960 г. Марионом Бейкером
из г. Экрона (шт. Огайо) самолет «Дельта
Киттен», оснащавшийся установленным в
носовой части фюзеляжа поршневым дви-
гателем фирмы «Континенталь» мощ-
ностью 86 л. с. (62,5 кВт). Самолет имел
цельнометаллическую конструкцию, что в
те годы было довольно редким среди /по-
бительских самолетов, и напоминал планер
Липпиша DM-I по компоновочной схеме
вертикального оперения и кабине летчика
(рис. 4.14). Бейкер решил нс приступать
сразу к созданию натурного образца своего
самолета, а сначала тщательно проверил
Рис. 4.14. Винтовой самолет с треугольным крылом «Дельта Киттен», построенный авиаконст-
руктором М. Бейкером. Заметно влияние планера Липпиша DM-1 и самолета «Пайен».
свой проект на масштабной летающей мо-
дели с бензиновым двигателем.
Основные данные: размах крыла «Дельта
Киттен» 5,49 м; стреловидность крыла 45°;
площадь крыла 9,11м2; взлетная масса
382,4 кг; максимальная скорость полета
217,4 км/ч.
«Дельта» Дж. Дайка
Несколько иной подход к созданию лю-
бительского самолета с треугольным кры-
лом был предпринят в 1964 г. Джоном
Дайком из Фэрнборна (шт. Огайо). Он
построил четырехместный самолет (что
также крайне редко встречается среди само-
делыциков) и использовал довольно мощ-
ный двигатель - 180 л. с. (132 кВт). В кон-
струкции самолета, в том числе и его кры-
ла, широко использованы фермы из сталь-
ных труб. Размах крыла самолета 6,71 м.
Крыло самолета, строго говоря, не яв-
ляется треугольным, а скорее напоминает
ромб из-за значительной обратной стрело-
видности задней кромки (рис. 4.15). Приме-
нение такого крыла позволяло получить
большую длину корневой хорды, сопряжен-
ной с относительно широким фюзеляжем.
Верхняя часть фонаря кабины имела форму
аэродинамического профиля, начиная от
козырька, что обеспечивало создание до-
полнительной подъемной силы. «Дельта»
Дж. Дайка показала столь хорошие летные
характеристики, что конструктор этого са-
молета разработал модификацию JD-2,
предназначенную для коммерческих целей.
Некоторое количество этих самолетов бы-
ло построено другими авиаторами. Макси-
мальная скорость полета «Дельты» состав-
ляла 306 км/ч при взлетной массе 816.5 кг.
«КОНКОРД»
Одним из наиболее жарких политичес-
ких конфликтов в области международной
гражданской авиации стала история созда-
ния и эксплуатации западноевропейского
сверхзвукового пассажирского самолета.
Стоимость разработки такого самолета,
достаточно крупного для обеспечения воз-
душной транспортировки экономически це-
лесообразной полезной нагрузки, выходила
за финансовые возможности любой отдель-
но взятой западной авиационной фирмы.
Поэтому в 1962 г. был создан совместный
франко-английский консорциум для прове-
дения работ по созданию СПС «Конкорд».
В консорциум вошли две крупные фирмы
французская «Аэроспасьяль» и английская
«Бритиш эркрафт». Разработанные для
этого самолета реактивные двигатели тя-
гой 169,2 кН также явились результатом
сотру дничества двигатслестроигельных
фирм «Роллс-Ройс» (Великобритания) и
«Снскма» (Франция).
Первый опытный самолет «Конкорд»
Рис. 4.15. Самолет Д. Дайка «Дайк Дельта». Его название не совсем соответствует схеме: крыло
имеет скорее трапециевидную форму.
Рис. 4.16. Сверхзвуковой пассажирский самолет «Конкорд» с удлинением крыла меньше 1,0
(корневая хорда несколько превышает размах крыла).
(рис. 4.I6) совершил первый полет 2 марта
1969 г., однако пальма первенства по вы-
полнению полетов на таких самолетах при-
надлежит близкому по схеме советскому
самолету Ту-144, впервые вылетевшему 31
декабря 1968 г. Ту-144 был передан в экс-
плуатацию 25 оюября 1975 г. Столь значи-
тельный временной разрыв между первым
вылетом опытного самолета и передачей
серийной машины в эксплуатацию является
показателем огромного объема доводоч-
ных работ, требуемых для столь сложного
самолета.
Коммерческая трансатлантическая экс-
плуатация серийных самолетов «Конкорд»
была официально открыта 24 мая 1976 г. К
числу эксплуатационных недоста гков само-
летов этого типа следует отнести ограни-
чение полетов на сверхзвуковых скоростях:
мошный акустический удар, возникающий
при сверхзвуковом полете, считается недо-
пустимым для заселенных территорий, поэ-
тому полный потенциал использования
сверхзвуковых пассажирских самолетов до-
вольно трудно реализовать.
«Конкорд» способен перевозить до 128
пассажиров при крейсерской скорости поле-
та, соответствующей М = 2,04 на высоте
15 600 м. Всего было построено 16 самоле-
тов «Конкорд». Энергетический кризис
1970-х гг. и запреты на полеты и посадку
сверхзвуковых пассажирских самолетов
привели к тому, что эксплуатация этих
машин существенно ограничена.
Основные данные («Конкорд»): размах
крыла 25,57 м; площадь крыла 358,6 м2;
взлетная масса 185000 кг.
SR-71 «БЛЭКБЕРД» ФИРМЫ
«ЛОКХИД»
Этот наиболее типичный самолет с тре-
угольным крылом обладал самыми высо-
кими лсгно-тсхничсскими характеристика-
ми среди маппш своего класса. SR-7I спо-
собен летать со скоростью 3530 км/ч (М > 3)
и достигать высоты 25900 м (рис. 4.17).
Момер «71» является номером из семейства
самолетов серии «В». Буквой В ВВС США
традиционно обозначают бомбардировщи-
ки, а буквы SR обозначают «стратегический
разведчик». Самолет поступил на вооруже-
ние в 1966 г. Было построено несколько
модификаций истребительного назначения.
Эти самолеты получили обозначение F-12A
(буква F в ВВС США обозначает «истреби-
тели», причем нумерация самолетов-истре-
бителей началась снова после постройки
F-111; новая нумерация бомбардировщи-
ков началась после постройки В-87).
Более 90% конструкции планера SR-71
изготовлено из титановых сплавов, так как
Рис. 4.17. Американский самолет SR-71 фирмы «Локхид», получивший название «Блэк-
берд», один из самых скоростных и высотных самолетов в мире на протяжении многих лет.
Отметим сложную форму кромки крыла и наклон килей вертикального оперения.
аэродинамический нагрев при полете с
большими скоростями приводит к повы-
шению температуры обшивки до ~ 650JC.
Для частичного охлаждения конструкции
за счет излучения самолет выкрашен в чер-
ный цвет. Отсюда появилось неофициаль-
ное название этого самолета «Блэкберд»
(«Черный дрозд»). SR-71 до сих пор нахо-
дится на вооружении, несмотря на свой
«преклонный возраст».11
Основные данные (из открытой печати):
силовая установка - 2 двигателя J-58 фирмы
«Пратт-Уитни» (тяга 147 кН); размах кры-
ла 16,95 м; длина самолета 32,76 м; практи-
ческий потолок более 24400 м.
’* В 1990 г. министерством обороны США
принято решение о сия гни самолетов SR-71 с
вооружения ВВС. Прим. ред.
Глава 5
Несущий винт
Если говорить об отдельном агрегате,
который более, чем какие-либо другие, спо-
собен сделать летательный аппарат не-
обычным, так это несущий винт. Схема
такого устройства, принцип действия кото-
рого первоначально представляли как дви-
жение посредством «ввинчивания в воздуш-
ную среду», была разработана Леонардо да
Винчи около 1500 г. (рис. 5.1). Однако,
подобно другим идеям механического по-
лета, потребовалось несколько столетий
для появления необходимой для ее реализа-
ции технической базы.
Первые потенциально работоспособные
конфигурации вертолета появились в
1907-1909 гг., после чего начинает разви-
ваться экспериментальное вертолетострое-
ние. В следующие десятилетия лишь очень
небольшому числу экспериментальных вер-
толетов удавалось оторваться от земли и
на непродолжительное время зависать в
воздухе. Вплоть до 1937 г. ни одному из
построенных вертолетов не удалось прео-
долеть влияние земли или совершить дей-
ствительно управляемый полет1*. Появле-
ние в 1940 г. принципиально нового проек-
та вертолета VS-300 Игоря Сикорского (ко-
торый начал работать над вертолетами в
1907 г.), дало толчок быстрому развитию
этого направления авиационной техники. В
п В СССР первым вертолетом, преодолев-
шим «влияние» земли, следует считать аппарат
Черемухина, поднявшийся в 1930 г. в свободном
полете на высоту 605 м.-Прим. ред.
настоящее время вертолеты различных кон-
фигураций стали широко распространенны-
ми летательными аппаратами.
ДОСТОИНСТВА
Основным достоинством несущего вин-
та является то, что он создает подъемную
силу, которая не зависит от поступатель-
ного движения летательного аппарата. Ве-
личина мощности на единицу массы (тя-
говооруженность) для вертолета остается
приблизительно такой же, как и для обыч-
ного самолета. Удельная нагрузка на кры-
ло вертолета не определяется площадью
Рис. 5.1. Эскиз вертолета Леонардо да Винчи
(около 1500 г.).
крыла (роль которого в данном случае
играют лопасти) и зависит от удельной
нагрузки на ометаемую винтом площадь.
Эта величина равна массе летательного
аппарата, отнесенной к площади, ометае-
мой винтом.
Следующим важным достоинством вер-
толета является его способность неподвиж-
но висеть над выбранной точкой мест-
ности, что имеет важное значение при на-
блюдении, загрузке или разгрузке в таких
местах, где самолеты не могут совершать
посадку и т.п. О специфике применения
вертолетов можно написать целые книги.
Не требуя поступательной скорости на
взлете и некоторых режимах полета, верто-
лет обычно не имеет крыла и поверхностей
управления. Управление полетом осущест-
вляется при помощи несущего винта или
нескольких винтов, которые отклоняются в
требуемом направлении по командам
пилота.
НЕДОСТАТКИ
Как и при любом специализированном
применении, достоинства несущего винта
сопровождаются существенными недостат-
ками. Основным недостатком винта явля-
ются сложность его конструкции и, следо-
вательно, высокая стоимость разработки и
эксплуатации. Несущий винт вертолета не
связан непосредственно с двигателем, как
это имеет место у самолетов, а приводится
через сложную систему редукторов и валов.
Лопасти винта крепятся к валу с по-
мощью сложного шарнира, обеспечиваю-
щего свободное движение ротора относи-
тельно вала в вертикальном, боковом и
осевом направлениях для изменения шага.
Ресурс основных подвижных узлов вер-
толета значительно меньше, чем у анало-
гичных узлов самолетов. Стоимость 1 ч
эксплуатации вертолета настолько высока,
что небольшие коммерческие вертолеты
обычно доставляются к месту работы со
своих баз при помощи грузовиков, а не
перегоняются по воздуху.
Другим специфическим недостатком вер-
толетов, с которым столкнулись уже пер-
вые разработчики, является тенденция фю-
зеляжа вращаться (в схеме с одним несу-
щим винтом). Для парирования этого эф-
фекта уже на первых экспериментальных
вертолетах использовалось четное число
винтов с противоположным направлением
вращения.
Конструктивно решить эту проблему
можно двумя путями: применением двух
расположенных на некотором расстоянии
несущих винтов с противоположным на-
правлением вращения (иногда они распола-
гаются с взаимным перекрытием или за-
зором) или противоположным вращением
двух винтов, расположенных на одной оси
(соосная схема). Недостатками обеих схем
являются повышенные масса, стоимость и
сложность конструкции.
Эта проблема оригинально была реше-
на в вертолете Сикорского, построенном по
схеме с одним несущим винтом, на ко-
тором он применил хвостовой рулевой
винт с регулируемым шагом и поперечной
горизонтальной осью, отклоняемой по тан-
гажу относительно нейтрального положе-
ния. При этом винт работал подобно рулю
направления самолета, создавая знакопере-
менную силу, которая не только парирова-
ла момент разворота корпуса вертолета, но
и обеспечивала путевое управление. Основ-
ным недостатком схемы вертолета с хвос-
товым винтом является отдача части мощ-
ности силовой установки рулевому винту,
тогда как на вертолетах с нескольки-
ми несущими винтами вся располагаемая
мощность силовой установки расходуется
на создание подъемной силы.
АВТОЖИР: БОКОВАЯ ЛИНИЯ
РАЗВИТИЯ
Все разработанные до 1920 г. экспери-
ментальные вертолеты не были достаточно
эффективными. Некоторые важные усовер-
шенствования были реализованы в рамках
другой группы летательных аппаратов с
несущим винтом, получивших название
«автожир».
В 1922 г. испанский конструктор Хуан
де Сьерва объединил несущий винт верто-
летного типа с фюзеляжем обычного само-
лета, использовав вместо стандартного
крыла несущий винт. Винт не был жестко
связан с двигателем, и его вращение ини-
циировалось набегающим потоком при за-
пуске вручную или при пробежке по земле.
11осле этого винт продолжал вращаться в
потоке воздуха. Впоследствии для обле1-
чения раскрутки винта перед взлетом был
создан специальный привод от двигателя,
который затем использовался для ускоре-
ния вращения винта. После отключения
двигателя шаг лопастей винта можно было
увеличить и использовать избыточную мощ-
ность для «подскока» автожира в воздух.
Однако автожир, в отличие от вертолета,
не в состоянии зависать над местом взлета
и должен для продолжения полета сразу
же использовать тягу обычного тянущего
винта.
Первые образцы автожиров имели руди-
ментарное крыло с элеронами для управле-
ния по крену; последние конструкции авто-
жиров уже не имели крыла и элеронов.
Автожир не взлетает вертикально, одна-
ко он в состоянии быст рее набирать высоту
по сравнению с самолетом эквивалентных
размеров и такой же тяговооруженност ью.
Кроме того, он может садиться почт и вер-
тикально; при этом несущий вин г работает
в режиме парашютирования. Это явление
получило наименование авюротации. В при-
роде существует аналогия авторотации: се-
мена клена представляют собой одноло-
пастный несущий винт с высокой частотой
вращения относительно центра масс при
падении, создающий достаточно большую
подъемную силу для существенного тор-
можения при снижении. Благодаря замед-
ленной скорости снижения ветер может да-
леко отнести семя. Набегающий снизу по-
ток заставляет винт вращаться даже при
очень небольшом угле закрутки, создавая
подъемную силу.
Автожир был полностью вытеснен в
гражданской и военной авиации вертоле-
том и сохранился до наших дней только в
качестве летательного аппарата для раз-
влечений любителей воздухоплавания. Од-
нако в истории авиации он имел огромное
значение, так как с ним связаны идеи из-
меняемого шага винта и лопасти с изменяе-
мым углом установки, а также общая ком-
поновка и аэродинамическая схема, кото-
рые позволили успешно разработать верто-
лет. Фактически он указал другим изобре-
тателям дальнейшее направление развития
вертолетов.
ВЕРТОЛЕТ НА ПРИВЯЗИ
КАРМАНА ПЕТРОЧИ
Первым вертолетом, которому удалось
осуществить продолжительный полет и
подъем на высоту больше нескольких мет-
ров, был построенный в 1916 г. австрий-
ским лейтенантом Стефаном фон Петрочи
в сотрудничестве с профессором Теодором
Рис. 5.2. Австрийский вертолет с соосными жесткими винтами Кармана-Петрочи (1916 г.).
фон Карманом аппарат для замены на-
блюдательных воздушных шаров, которые
использовались в австрийской армии.
Вертолет имел три авиационных ро-
тативных двигателя мощностью 120 л. с.
(88,2 кВт), которые устанавливались в i руб-
чатой раме и приводили в движение со-
осные винты диаметром 2,4 м. Винты были
похожи на стандартные деревянные про-
пеллеры самолета, установленные в вер-
тикальном положении. Общий вид вер то-
лста Кармана Петрочи показан на рис. 5.2.
Он не был летательным аппаратом в стро-
гом смысле слова, однако, используя прин-
цип прямой подъемной силы, он мог за-
висать в воздухе, для чего, собственно, и
был создан.
Этот вертолет нс имел путевого управ-
ления и нс обладал достаточной устойчи-
востью. И хотя он мог подниматься на
несколько сот футов, сто положение фикси-
ровалось лишь при помощи трех специаль-
ных тросов.
Наблюдатель располагался в цилиндри-
ческой корзине, установленной над винтом
на его валу, что было очень ненадежно и
исключало возможность спасения летчика
при помощи парашюта, которая существо-
вала бы при подвеске корзины по типу
воздушного шара. Вместо этого предусмат-
ривалось спасение при помощи парашюта
аппарата в целом.
При спуске аппарат подтягивался к зем-
ле посредством трех тросов, подобно воз-
душному шару, сохраняя при этом верти-
кальную подъемную силу (эта процедура
была впоследствии использована для по-
садки морских вертолетов на палубу при
сильной качке).
Вертолет Кармана Петрочи нс вышел
из стадии экспериментов и потерпел ка-
тастрофу при выполнении 15-го полета.
ВЕРТОЛЕТ Г. БЕРЛИНЕРА
Генри А. Берлинер оставил заметный
след в истории техники как первый амери-
канский конструктор вертолетов. Для по-
летов он приспособил существующую кон-
струкцию самолет «Ньюпорт 21» времен
первой мировой войны (вариант знамени-
той боевой модели «Ньюпорт 17» с двига-
телем мощностью 80 л. с. (58,9 кВт), ис-
пользовавшейся на последнем этапе под-
Рис. 5.3. Американский вертолет «Берлинер» (1922 г.), созданный на базе стандартного само-
лета «Ньюпор 21». —.
готовки летного состава).
В период с 1921 по 1924 гг. Берлинер
опробовал различные варианты компонов-
ки двухлопастных жестких винтов носового
двигателя с приводом посредством валов и
редукторов. На показанном (рис. 5.3) ва-
рианте вертолета установленные под каж-
дым винтом продольные лопатки исполь-
зовались для частичного путевого управ-
ления за счет отклонения потока, сходя-
щего с несущего винта. Эго была перспек-
тивная концепция, эффективная реализация
которой стала возможной лишь после по-
явления конвертопланов с вертикальным
взлетом в 1960-х гг.
Другой важной особенностью вертолета
Берлинера было применение небольшого
винта вертикальной тяги, устанавливавше-
гося непосредственно перед хвостовым опе-
рением и используемого для управления по
тангажу.
Вертолет Берлинера выполнил большое
число подскоков с земли, однако дальше
таких экспериментов дело не пошло, и кон-
структор вернулся к более традиционным
подходам к проектированию летательных
аппаратов. Его вертолет хранится в На-
циональном музее авиации и космонавтики
США.
ВЕРТОЛЕТ Г. ДЕ БОТЕЗАТА
Одним из наиболее совершенных
американских проектов вертолетов, разра-
ботанных при официальной поддержке и
финансировании вертолстостроения, был
четырехвинтовой вертолет Георга де Бо-
тезата, румына по происхождению. Его
теоретические разработки показались до-
статочно убедительными, чтобы авиацион-
ная служба Армии США выделила 20000
долл, на проектирование и постройку его
вертолета в армейских мастерских в Мак-
кук-Филде (г. Дейтон, шт. Огайо).
Вертолет де Ботезата выполнен в форме
крестообразной рамы из стальных груб с
одним несущим винтом диаметром 7,6 м
на каждом конце рамы и одним двигателем
мощностью 190 л. с. (139,6 кВт) в центре
(рис. 5.4).
Считалось, что благодаря схеме с че-
тырьмя несущими винтами вертолет будет
обладать устойчивостью по тангажу и кре-
ну. Конструкция несущих винтов отлича-
лась одной перспективной особенностью-
лопасти имели механизм изменения шага,
так что каждый винт допускал регулирова-
ние по величине подъемной силы. Хотя при
взлетной массе 1630 кт вертолет обладал
недостаточной тяговооруженност ью и ему
удалось всего несколько раз оторваться от
земли, 21 февраля 1923 года на нем был
установлен рекорд висения, равный 2 мин
24 с. Однако вертолету ни разу нс удалось
перейти в режим горизонтального полета
вперед или вбок. Армия отказалась от даль-
нейшего финансирования разработок, и
проект был оставлен.
Рис. 5.4. Четырехроторный вертолет румынского авиаконструктора Георга де Ботезата, постро-
енный в 1922 г. для ВВС США.
ВЕРТОЛЕТ БЛИКЕРА И ФИРМЫ
«КЕРТИСС»
Одной из наиболее радикальных по-
пыток устранить тенденцию к вращению
фюзеляжа вертолета с одним несущим вин-
том является проект Мсйтланда Б. Бликсра.
В 1929 г. он заключил соглашение с кор-
порацией «Кертисс-Райт» о финансирова-
нии и постройке вертолета собственной
конструкции.
По схеме это был вертолет с одним
несущим винтом и одним двигателем фир-
мы «Пратт-Уитни» мощностью 420 л. с.
(309 кВт), расположенным в напоминав-
шем гондолу фюзеляже, а практически он
представлял собой сочетание четырех оди-
наковых летательных аппаратов, повора-
чивающихся относительно общей централь-
ной точки на правых консолях крыльев.
Каждая лопасть винта имела крылообраз-
ную несущую поверхность с горизонтально
отклоняющимися поверхностями для управ-
ления углом атаки и четырехлопастный
винт для создания поступательного движе-
ния. Этот летательный аппарат (рис. 5.5)
обладал самой большой величиной отно-
шения массы несущего винта к взлетной
массе среди всех построенных вертолетов.
Вертолет Кертисс-Б ликера никогда не
летал. После нескольких гонок на земле и
взлета на привязи на аэродроме фирмы
«Кертисс» в Нью-Йорке произошла полом-
ка приводного редуктора. В связи с миро-
вым экономическим кризисом и снижением
интереса к вертолетам работы над этим
проектом были прекращены.
ВЕРТОЛЕТ FW61
«ФОККЕ-АХГЕЛИС»
Проект вертолета FW61 «Фокке-Ахге-
лис» был разработан в 1936 г. немецким
конструктором Генрихом Фокке под влия-
нием идей американского конструктора
Берлинера, как минимум, в двух принци-
пиальных отношениях. Во-первых, Фокке
использовал фюзеляж и двигатель сущест-
вующего самолета (учебного биплана FW44
«Штиглиц» фирмы «Фокке-Вулф», который
был оборудован двумя вынесенными не-
сущими винтами. Как и на вертолете Бер-
линера, двигатель Сименса SH-14A мощ-
ностью 160 л.с. (118 кВт) был установлен в
носовой части (рис. 5.6). Малоразмерный
винт был оставлен только для охлаждения
двигателя, однако благодаря такой конст-
рукции многие считали этот аппарат скорее
автожиром, чем вертолетом (Берлинер при-
менил ротативный двигатель с воздушным
охлаждением в процессе работы).
Основное преимущество FW61 перед
вертолетом Берлинера заключалось в при-
менении более совершенного несущего вин-
та типа того, который использовал Сьерва
на своем автожире. Фокке был хорошо
знаком с этой техникой, так как строил по
лицензии автожиры «Сьерва» С-19 и С-30.
Рис. 5.5. Вертолет «Кертисс-Бликер» (1930 г.), на каждой лопасти ротора которого устанавли-
вался воздушный винт для исключения передачи крутящего момента на фюзеляж.
Рис. 5.6. Немецкий вертолет FW61 фирмы «Фокке-Ахелис» (1936 г.), один из наиболее удачных
вертолетов того времени.
Для обеспечения управления по крену и в
боковом движении несущие винты имели
автономную регулировку. FW6I был пер-
вым вертолетом с механизмом отсоедине-
ния от двигателя, способным совершать
посадку в режиме авторотации.
Конструкция вертолета FW61 с самого
начала оказалась удачной. Этот вертолет
почти сразу стал устанавливать мировые
рекорды продолжительности высоты и даль-
ности полета. Одна из наиболее впечатляю-
щих демонстраций его управляемости со-
стоялась в апреле 1938 года, когда летчица
Ханна Райч летала на нем в крытом ста-
дионе «Дойчландхалле».
ВЕРТОЛЕТ СИКОРСКОГО VS-300
Сыгравший наиболее важную роль в
вертолетост роении летательный аппарат
VS-300 был построен И. Сикорским в 1939 г.
Справедливо утверждается, что до появле-
ния этого вертолета промышленное верто-
летостросние отсутствовало.
Внешне неуклюжий VS-ЗОО (рис. 5.7)
был создан русским конструктором Иго-
рем Сикорским, который занялся верто-
летами в 1907 г. (после первой мировой
войны он эмигрировал в США и организо-
вал там корпорацию «Сикорски эркрафт»,
получившую известность своими амфи-
биями и трансатлантическими летающими
лодками). Обозначение VS-300 не было но-
мером очередной модели Сикорского, так
как в 1939 г. это был сорок третий постро-
енный им летательный аппарат. Обозначе-
ние VS происходит от начальных букв фир-
мы «Воут-Сикорски», образовавшейся в ре-
зультате слияния фирм «Чанс Воут эркрафт»
и «Сикорски», входящих в корпорацию
«Юнайтед эркрафт». (Номер 300 соответст-
вует порядковому номеру проектов фирмы
«Воут». а не «Сикорски».)
Основной предпосылкой успеха проекта
VS-300 было применение хвостовых несу-
щих винтов с регулируемым шагом для
парирования вращающего момента и осу-
ществления путевого управления. На пер-
Рис. 5.7. Один из первых вариантов американских вертолетов серии VS-ЗОО (фирма «Си-
корски»), которые произвели революцию в вертолетостроении в конце 1930-х гг.
вый взгляд, такая система отличается слож-
ностью, так как для управления по тангажу
использовались также два дополнительных
винта с вертикальным расположением осей.
После трех лет интенсивных опытно-кон-
структорских работ конструкция вертолета
была усовершенствована до такой степени,
что для управления был достаточен один
хвостовой винт. Эта компоновка один
основной несущий винт над центром масс
вертолета, один рулевой вит в хвостовой
части и силовая установка в центре масс
стала стандартной для всех последующих
вертолетов Сикорского.
51-летний Сикорский лично провел все
летные испытания вертолета VS-ЗОО с дви-
гателем мощностью 75 л.с. (55 кВт) (впо-
следствии заменен на двигатели мощностью
150 л.с.-110 кВт), побил мировой рекорд
продолжительности полета и продемонст-
рировал невиданную для вертолетов ма-
невренность. Полеты тта VS-300 были пре-
кращены в 1943 году, и Сикорский сам
перегнал его со своего завода в Бриджпорте
(шт. Коннектикут) в музей Форда в Дир-
борне (шт. Мичиган), где вертолет нахо-
дится в постоянной экспозиции.
Под впечатлением успеха VS-3(X) Армия
США немедленно заказала для испытаний
усовершенствованную модель YR-4 с дви-
гателем мощностью 165 л.с. (121,4 кВт)
(буква R соответствует обозначению «Ро-
торкрафт» в Армии США). После этого
были заказаны для испытаний 30 вертоле-
тов типа YR-4A и В. За ними последовали
100 вертолетов R-4B с двигателем мощ-
ностью 200 л.с. (147 кВт). ВМС заказали
25 вертолетов типа HNS-1 (Н вертолет,
N учебно-тренировочный, S Сикорский),
большая часть которых была модифициро-
вана из армейских вертолетов R-4B (рис. 5.8).
Однако дальнейшее серийное производст во
было прекращено, гак как усовершенство-
ванные модификации были разработаны
очень быстро, и модель вертолета R-4
(обозначение было изменено на «Н» в
1943 г.) устарела уже к моменту их по-
ставки.
Рис. 5.8. Вертолет R-4-HNS-1, зависший над посадочной платформой.
«БЕЛЛ» 47
Вскоре после окончания второй миро-
вой войны фирма «Белл эркрафт», находив-
шаяся в то время в Буффало (шт. Нью-
Йорк), начала выпускать 47-ю модель-не-
большой двухместный многофункциональ-
ный вертолет. На нем был установлен один
хвостовой винт, подобный винту вертоле-
тов VS-300 (последней модификации) Си-
корского и R-4 (рис. 5.9). В этом отношении
он стал типовым по конфигурации для всех
последующих серийных вертолетов, неза-
висимо от габаритов, типа и числа двига-
телей. Правда, на этой модели был исполь-
зован двухлопастный несущий винт со ста-
Рис. 5.9. YH-13H фирмы «Белл» (армейский вариант гражданского вертолета «модель 47»), На
снимке запечатлен момент смены экипажа в процессе рекордного по продолжительности полета
(57 ч), выполненного в 1956 г. Отметим убранное колесное шасси над полозьями основного.
Рис. 5.10. Вертолет HTL-1 с четырехколесным шасси-один из вариантов вертолета «модель 47»
фирмы «Белл», использовавшихся авиацией ВМС США.
билизирующим стержнем (конструкция
фирмы «Белл»), тогда как на других верто-
летах применялись трех- и четырехлопаст-
ные несущие винты. Универсальность
модели «Белл» 47 в сочетании с небольши-
ми габаритами и относительно низкой
стоимостью сделали ее очень популярной в
США. Для армии и ВВС было закуплено
больше 2000 вертолетов типа Н-13, а для
ВМС-178 вертолетов HTL (Н-вертолет,
Т-учебно-тренировочный, L-фирма «Белл»)
и 31 HUL (U-вспомогательный).
Модель «Белл» 47 серийно выпускалась
в течение 28 лет и эволюционировала от
двухместной модификации ферменной кон-
струкции из стальных труб с двигателем
мощностью 175 л.с. (129 кВт) до четырех-
местной модификации с алюминиевым кор-
пусом и двигателем мощностью 250 л. с.
(184 кВт) (рис. 5.10 и 5.11). Всего фирмой
«Белл», а также (по лицензиям) английски-
ми, итальянскими и японскими фирмами
было построено свыше 500 экземпляров
таких вертолетов.
Рис. 5.11. Рассчитанная на перевозку трех пассажиров «модель 47» фирмы «Белл» со значительно
измененной конструкцией фюзеляжа. Использовались как личные вертолеты президента США.
ДВУХВИНТОВЫЕ ВЕРТОЛЕТЫ
ПРОДОЛЬНОЙ СХЕМЫ
ФИРМЫ «ПЯСЕЦКИ/ВЕРТОЛ»
Серия HRP
Идея применения двух последовательно
расположенных несущих винтов восходит к
французскому вертолету конструкции Кор-
то, который совершил в 1907 г. 20-секунд-
пый подскок. После этого двухвинтовыми
вертолетами с продольным расположением
винтов перестали заниматься до тех пор,
пока к этой схеме не обратился американс-
кий конструктор польского происхождения
Ф. Пяссцкий. Он совершил свой первый
полез на одновинтовом вертолете PV-I в
апреле 1943 года и вскоре оценил перспек-
тивность двухвинтовой продольной схемы.
В 1944 г. он заключил с ВМС США конт-
ракт па постройку двухвинтовой модели
PV-3. Она совершила первый полет в марте
1945 года, после чего ВМС США заказали
еще два экспериментальных вертолета
XHRP-I (X экспериментальный, HR -
транспортный вертолет, РПясецкий,
1 первая модификация в соответствии с
принятой в то время в ВМС США системой
обозначений). Первые десять серийных
вертолетов HRP-1 начали полеты в августе
1947 года. Транспортный вертолет HRP-I
показан на рис. 5.12.
На этом вертолете был установлен один
радиальный двигатель воздушного охлаж-
дения фирмы «Пратт-Уитни» мощностью
600 л. с. (442 кВт) с двумя несущими винта-
ми диаметром 12,5 м, которые приводи-
лись в движение через систему валов и
редукторов. Взлетная масса вертолета со-
ставляла 3630 кг. Таким образом, это был
самый тяжелый американский вертолет, а
также первый серийный вертолет с двух-
винтовой продольной схемой расположе-
ния несущих винтов.
Успех вертолетов модели HRP-1, по-
строенных в количестве 20 штук, привел к
заказу на усовершенствованную модифика-
цию HRP-2c полумонококовым алюминие-
вым фюзеляжем и аналогичной ему модели
Н-21 для Армии и ВВС США (Н -обозначе-
ние вертолета в системе условных обозна-
чений Армии и ВВС).
«Вертол» 107
В 1956 г. фирма «Пясецки» была ре-
организована и получила наименование
«Вертол» (сокращение от английского «вер-
тикальный взлет и посадка»). Кроме про-
должения работ над военными вертолета-
ми, фирма «Вертол» разработала также
коммерческую модель вертолета типа 44 с
двигателем «Циклон» фирмы «Райт» мощ-
ностью II50 л.с. (846 кВт). Для уменьше-
ния длины фюзеляжа Пяссцкий установил
задний несущий винт на пилоне таким об-
разом, что он оказался выше переднего, что
позволило создать значительное перекры-
тие между винтами. Серийное производст-
во этой модели было непродолжительным,
гак как была разработана усовершенство-
Рис. 5.12. Транспортный вертолет HRP-1 конструкции Пясецкого авиации ВМС США с тандем-
ными роторами.
Рис. 5.13. Вертолет ВВС Канады «Вертол» 107 демонстрирует возможность загрузки на плаву
через кормовой люк.
ванная «модель 107» с высокой тяговоору-
жснностью, которую обеспечивало приме-
нение ГТД, вращающих приводные валы
винта. На этой модели были установлены
два ГТД Т-53 мощностью 860 л.с. (633 кВт)
фирмы «Лайкоминг». Первый полет 25-
мсстного пассажирского вертолета 107-й
модели с экипажем из трех человек со-
стоялся 22 апреля 1958 года. Последующие
модификации этой модели до сих пор вы-
пускаются фирмой «Вертол» (с I960 г. от-
деление фирмы «Боинг») и строятся по
лицензии за пределами США.
На вооружении армии, флота и ВВС
США, а также ряда других государств на-
ходятся несколько сот военных модифика-
ций вертолета моделей 107 и СН-46 «Си
книг» (рис. 5.13). Более широко выпускался
вертолет CH-IB «Чинук», разработанный
в 1961 г. (в 1962 г. переименованный в
СН-47А). Вначале на нем были установ-
лены два ГТД Т-55 мощностью 2200 л. с.
(1619 кВт) фирмы «Лайкоминг». которые
были затем заменены двигателями Т-55
мощностью 3750 л. с. (2760 кВт) (рис. 5.14).
Взлетная масса действующей модификации
СН-47 (разработана в 1983 г.) составляет
22680 кг.
ВЕРТОЛЕТЫ С ПЕРЕКРЕЩИ-
ВАЮЩИМИСЯ ВИНТАМИ
ФИРМЫ «КАМАН»
Другой подход к проектированию двух-
винтовых вертолетов был использован фир-
мой «Каман эркрафт» (г. Виндзор-Рокс,
шт. Коннектикут). Для устранения таких
недостатков, как большой размах несущих
винтов в схеме с поперечным расположе-
нием винтов, большая длина аппарата в
схеме с продольным расположением несу-
щих винтов и конструктивная сложность
вертолета с соосным расположением не-
сущих винтов, Каман разместил два винта
на наклонных валах близко друг от друга и
с перекрещиванием лопастей. Вертолет Ка-
мана показан на рис. 5.15. Если бы валы нс
Рис. 5.14. Вертолет армии США СН-47А «Чинук» фирмы «Вертол» с задним ротором, установ-
ленным на более высоком пилоне.
были наклонены (это обеспечивает враще-
ние винтов в различных плоскостях и ис-
ключает взаимное зацепление), их при-
шлось бы устанавливать на расстоянии
больше диаметра винта. Впервые наклон-
ная установка валов винтов была примене-
на в Германии Флеттнером во время вто-
рой мировой войны, но Каман усовершенст-
вовал эту схему и довел ее до серийного
производства.
После проведения летных испытаний и
постройки моделей вертолетов с поршне-
выми двигателями Каман с 1950 года начал
получать крупные заказы от ВМС и ВВС
США на последующие модели с двигате-
лем мощностью 860 л. с. (633 кВт) фирмы
«Лайкоминг». 211 вертолетов для ВВС по-
лучили наименование Н-43, а 107 машин
для ВМС-НОК (83 шт.) и HUK (24 шт.).
Рис. 5.15. Вертолет авиации ВМС США фирмы «Каман» демонстрирует действия по спасению на
море (1958 г).
Рис. 5.16 Автор этой книги демонстрирует малые размеры двухместного вертолета армии США
YH-32 фирмы «Хиллер» (1956 г.).
ВЕРТОЛЕТЫ ХИЛЛЕРА
С РЕАКТИВНЫМ НЕСУЩИМ
ВИНТОМ НА ПВРД
Другая схема одновинтового вертолета
с парированием момента разворота фю-
зеляжа была опробована фирмой «Хиллер
геликоптере» (Пало-Альто, шт. Калифор-
ния). Вертолеты этого типа (рис. 5.16) вы-
пускались с 1952 г. в виде двухместных
«Хорнетов».
Для привода двухлопастных несущих
винтов использовались ПВРД (тяга 17 даН)
фирмы «Хиллер», устанавливавшиеся на
концах лопастей. Топливо подавалось в
двигатель через втулку винта. Так как для
запуска ПВРД требуется высокая скорость
набегающего потока, необходимо обеспе-
чивать предварительную раскрутку винта
от другого источника энергии до включе-
ния основного двигателя.
Кроме экспериментальной коммерчес-
кой модели вертолета, фирма «Хиллер»
построила 17 военных моделей: 14 типа
YH-32 для Армии и три (НОЕ-1) для ВВС.
Все они отличались простотой конструкции
и успешно летали. Однако они нс нашли
практического применения, так как неболь-
шой запас топлива (189 л) позволял им
находиться в воздухе всего 20 мин.
Основные данные’, размах лопасти несу-
щего винта 7 м; масса 490 кг; крейсерская
скорость 111 км/ч.
ЛЕТАЮЩИЕ
СКУТЕРЫ-ПЛАТФОРМЫ
Успешное применение небольших двух-
тактных и даже четырехтактных подвесных
лодочных моторов на самолетах лично-
го пользования позволило разработать не-
сколько ультралегких одноместных верто-
летов для полета на небольшие расстояния,
например, для переброски пехотинцев на
другой 6epei реки.
К вертолетам этого типа относятся как
простейшие образцы с внешним вынесен-
ным двигателем, закрепленным за спиной
летчика и приводящим во вращение винт
над его головой (разработка таких аппара-
тов вскоре прекратилась), так и более слож-
ные конструкции. Некоторые из этих ап-
паратов представляли собой летающие плат-
формы, на которых летчик располагался
стоя, выше или ниже нескольких соосных
несущих винюв. с управлением путем на-
клона в требуемом направлении по типу
балансирною планера.
Несмотря на талант разработчиков и
затраченные средства, ни один из верто-
летов этого типа не вышел за пределы
стадии экспериментов. Ниже приводится
описание нескольких характерных амери-
канских проектов, ни один из которых ни-
когда не выпускался серийно.
«Хоппикоптер» Пентекоста
Одним из первых миниатюрных верто-
лета был «Хоппикоптер» Пентекоста, раз-
работанный в 1946 г. В первом варианте
он представлял собой конструкцию с вы-
носным двш ателем мощностью 20 л. с.
(14.7 кВт), устанавливаемым за спиной лет-
чика и приводящим в движение два со-
осных несущих винта. Эта модель вскоре
была заменена моделью 102 (рис. 5.17) с
соосными несущими винтами, стандарт-
ным креслом и шасси. Силовая установка
состояла из двухтактного двигателя мощ-
ностью 35 л. с. (25.7 кВт) и винта диамет-
ром 4.9 м. Взлетная масса аппарата 165 кг.
Рис. 5.17 Усовершенствованный вариант вер-
толета Пентекоста «Хоппикоптер» 1946 г. с
традиционным креслом летчика и шасси.
Рис. 5.18. «Роторкрафт» RH-1 с ЖРД, установленными на законцовках лопастей ротора.
«Ротокрафт» RH-1
Этот летательный аппарат был построен
в 1954 г. и предназначался для транспорти-
ровки одного полностью вооруженного
солдата на небольшие расстояния. Верто-
лет имел один несущий винт и хвостовой
винт с ременным приводом. Несущий винт
приводился от ЖРД тягой 12,7 даН, уста-
навливавшихся на концах лопасти (рис. 5.18).
Двигатель работал на концентрированной
(90%) перекиси водорода; диаметр винта
4,9 м, взлетная масса I81 кг. крейсерская
скорость I !3 км/ч.
Рис. 5.19. На «Аэросайкле» Делекнера летчик размещался над соосными роторами аналогично
тому, как это делалось на вертолете Кармана Петрочи (1966 г.).
«Аэросайкл» Делекнера
«Аэросайкл» был разработан А. Делек-
нером в 1956 г. и представлял собой до-
вольно необычный вертолет. Пилот стоял
над винтами, установленными соосно, и
управлял по тангажу и крену путем на-
клона корпуса, а по курсу-при помощи
ручки типа мотоциклетной. В качестве дви-
гателя использовался двухтактный подвес-
ной мотор Кикхейфера мощностью 43 л.с.
(31,6 кВт). Масса конструкции вертолета
99 кг, дальность полета 24 км, скорость
121 км/ч (запас топлива 3,8 л). Вертолет
показан на рис. 5.19.
«Джайродайн»
Этот летательный аппарат (рис. 5.20)
был наиболее удачным среди «летающих
мотоциклов»; он выпускался небольшими
экспериментальными партиями для ВМС
и корпуса морской пехоты США в 1960-
1961 гг. Два вертолета типа XRON-1 кор-
пуса морской пехоты имели двухтактные
двигатели «Нельсон» мощностью 40 л. с.
(29,4 кВт), которые приводили в движение
соосные несущие винты. Три вертолета ти-
па YRON-1 были оборудованы модифици-
рованными автомобильными двигателями
«Порше» мощностью 62 л.с. (46 кВт). По-
следующие модификации (модели X и Y)
были оборудованы ГТД «Солар» Т-62
мощностью 46 кВт на валу. Вертолет моде-
ли YRON (с двигателем «Порше») имел
винт диаметром 5,2 м, взлетную массу
318 кг и максимальную скорость 109 км/ч.
Рис. 5.20. «Джайродайн» XRON-1 с автомо-
бильным двигателем «Порше», приводящим в
движение соосные роторы.
АВТОЖИРЫ СЬЕРВЫ
Автожиры появились после многолет-
них безуспешных экспериментов с верто-
летами. Новый тип летательного аппарата
имел только одно сходство с вертолетом-
несущий винт. Однако усовершенствования
несущего винта, внесенные испанским ин-
женером Хуаном де Сьервой, были исполь-
зованы в дальнейшем проектировщиками
вертолетов и принесли им успех.
Сьерва полагал, что для обеспечения
безопасности полета необходим бесшто-
порный летательный аппарат. Обычный са-
молет с неподвижным крылом не мог обес-
печить выполнение этого требования, по-
этому он приступил к исследованиям. Сьер-
ва обнаружил, что несущий винт вращается
под действием направленной вниз силы тя-
жести и набегающего снизу (причем не
обязательно под углом 90°, как на мельни-
цах, а под сравнительно небольшим углом,
соответствующим углу атаки обычного
крыла самолета) потока воздуха.
После этого он установил в вертикаль-
ном положении на обычном самолете че-
тырехлопастный винт. Этот летательный
аппарат не требовал для взлета крыла,
однако для управления по крену ему были
нужны элероны, которые он разместил на
рудиментарном крыле (рис. 5.21). Сьерва
назвал свой летательный аппарат «Авто-
жир» С-1.
Несущий винт приходилось раскручи-
вать перед взлетом вручную или посредст-
вом троса, намотанного на вал винта и
разматываемого при помощи тележки или
наземного техника. После раскрутки несу-
щий винт выводился на нужную частоту
вращения в процессе пробежки по земле с
достаточно большой скоростью. С-1 был
оборудован жесткими лопастями по типу
лопастей предыдущих вертолетов, и имен-
но поэтому они не работали. В отсутствие
поступательной скорости все лопасти не-
сущего винта движутся примерно с одина-
ковой скоростью относительно воздушной
массы и поэтому создают одинаковую подъ-
емную силу по всей окружности диска вин-
та. При наличии поступательной скорости
эта скорость суммируется со скоростью
надвигающейся лопасти и вычитается из
Рис. 5.21. Первый удачный автожир Сьервы С-4 после успешного полета в Испании 9 января
1923 г.
скорости отступающей лопасти. Это созда-
ет неуравновешенную силу на противопо-
ложных сторонах диска винта, которая пе-
ревернула «Автожир» еще до взлета. Тот
же эффект возникал и на моделях С-2 и С-3,
и вначале казалось, что аппарату «Авто-
жир» предстоит присоединиться к длинно-
му ряду неудачных проектов вертолетов.
Однако Сьерва нашел решение пробле-
мы путем использования втулки, которая
обеспечивала несущему винту три степени
свободы. Важным элементом конструкции
оказался автомат перекоса, который по-
зволял наступающей лопасти перемещать-
ся под меньшим углом атаки относительно
воздушного потока, вследствие чего созда-
валась меньшая подъемная сила, тогда как
отступающая лопасть располагалась под
большим углом и создавала большую подъ-
емную силу при меньшей воздушной ско-
рости. Такое изменение величины подьем-
ной силы в процессе циклического измене-
ния шага винта позволяло получать одина-
ковую силу на обоих сторонах лопасти
независимо от изменения скорости потока.
Первый полет модели С-4, для которой
был использован планер довоенного фран-
цузского моноплана Дспсрдюссэна с рота-
тивным двигателем Лерона мощностью
110 л.с. (81 кВт), состоялся 9 января 1923 г.
При этом несущий винт выполнил свое
назначение, обеспечив более быстрый взлет
и кругой угол набора высоты по сравнению
с самолетом обычной схемы. Однако
«Автожир» с ротативным двигателем не
мог успешно летать на малой скорости.
Двигатель этого типа имеет два диапа-
зона - холостого хода и полного газа-и
может быть задросселирован (и то только
непродолжительно) путем отключения за-
жигания нескольких цилиндров. Дело по-
шло быстрее после того, как Сьерва по-
строил новый аппарат и установил на нем
обычные двигатели.
Дальнейший прогресс был стремитель-
ным, в особенности после того, как Сьерва
объединился с Гарольдом Питксрном и
образовал в 1928 г. в США фирму «Пит-
керн-Сьерва автожир компани». Питксрн
решил проблему запуска несущего вшгга,
разработав приводной редуктор от основ-
ного двигателя, который раскручивал винт
до заданной скорости и затем отключался
(рис. 5.22). Эта фирма выпустила трсхло-
пастной РСА-2 с двигателем «Райт Уэрл-
винд» мощностью 300 л.с. (221 кВт).
Автожиры строились по лицензии Сьервы
также двумя другими американскими фир-
мами-«Булл» и «Келлетт», из которых в
серийное производство поступили несколь-
ко моделей фирмы «Келлетт», а фирма
«Булл», прекратившая свое существование
в 1932 г. в связи с экономическим кризисом,
успела построить только один эксперимен-
тальный образец.
Для разворота по крену модель РСА-2
была оборудована элеронами, аналогичны-
ми самолетным, которые создавали гори-
Рис. 5.22. Американский автожир «Питкерн» РСА-2, использовавшийся корпусом морской
пехоты под обозначением ХОР-1. Отметим приводной вал. выходящий из задней части двига-
теля, который служил для предварительной раскрутки ротора перед взлетом
зонтальную составляющую вектора подъ-
емной силы. Автожир был снабжен, по-
добно другим американским автожирам
этого времени, небольшим крылом обыч-
ной конструкции для установки элеронов и
создания небольшой дополнительной подъ-
емной силы при горизонтальном полете.
Следующее важное новшество было вве-
дено английской фирмой Сьсрвы - «Сьерва
автожиро компани». Оно представляло со-
бой складывающуюся втулку, которая по-
зволяла несущему винту отклоняться в тре-
буемом направлении при развороте, исклю-
чая тем самым необходимость в элеронах и
Рис. 5.23. Бескрылый автожир С-ЗО английской фирмы Сьервы с непосредственным управле-
нием (1932 г.).
несущих их поверхностях. Первый полет
нового бескрылою аппарата Сьерва С-30,
представлявшего собой модификацию С-19,
состоялся в конце 1932 года (рис. 5.23).
Последним этапом совершенствования
автожира была разработка процедуры
«взлета с подскоком», т. е. вертикального
взлета. Однако он был возможен лишь
сразу же после начала поступательного
движения, так как несущий винт (который
вводился в режим повышенной частоты
вращения с малым шагом, затем отклю-
чался и изменением общего шага создавал
максимальную подъемную силу) при этом
свободно вращался и для поддержания вра-
щения нуждался в набегающем потоке.
Хуан Сьерва погиб в авиационной ката-
строфе на гражданском самолете в декабре
1936 года. Это была катастрофа как раз
того типа, для исключения которого он
разработал свой «Автожир».
Постройка аппаратов «Автожир» не-
большими сериями продолжалась во всем
мире несколькими фирмами до второй ми-
ровой войны, во время которой специфи-
ческие, однако ограниченные характеристи-
ки этого летательного аппарата нс могли
найти широкого применения. К концу вой-
ны более высокая универсальность вертоле-
тов с несущим винтом конструкции Сьсрвы
дала вертолетам решающее преимущество
перед автожиром и позволила им завоевать
такие важные позиции в гражданской и
военной авиации, о которых Сьерва и не
мечтал.
АВТОЖИРЫ БЕНСЕНА
Единственной областью успешного при-
менения автожиров после второй мировой
войны было любительское воздухоплава-
ние. Пионером (и до сих пор ведущей фигу-
рой в этой области) остается Игорь Бенсен,
владелец фирмы «Бенсен эркрафт» (г. Рейли,
шт. Сев. Каролина).
В конце войны появилась идея создания
парашюта с вращающимся крылом для
точного приземления грузов, сбрасывае-
мых с самолета. Для реализации этой идеи
Бенсен построил летательный аппарат типа
автожира с двухлопастным несущим вин-
том, устанавливавшимся на простой раме с
тремя колесами и креслом пилота. Ручка
управления по тангажу и крену крепилась
к втулке поворотного несущего винта
(рис. 5.24). Этот аппарат получил наимено-
вание «Джайроглайдср» В-8 и для взлета
буксировался тягачом по длинной взлетно-
посадочной полосе или соответствующей
площадке. Первый полет аппарата состоял-
ся в 1954 г.
Хотя этот аппарат позволял поднять
пилота в воздух только на небольшое вре-
мя, его привлекательной особенностью бы-
Рис. 5.24 Первый любительский автожир второго поколения В-8 «Джайроглайдер», созданный в
1954 г. И. Бенсоном. На снимке аппарат буксируется автомобилем вдоль ВПП аэропорта.
Рис. 5.25 Два В-8М «Джайрокоптер» Бенсона: ближний со стандартными органами управле-
ния, а дальний с ручкой управления, напоминающей самолетную.
ло то, что Федеральное авиационное управ-
ление США рассматривало В-8 как вид
летающего змея, что не требовало получе-
ния специального разрешения на право
полетов.
Бепсену скоро удалось найти подходя-
щий двигатель-четырехтактный «Мак-Кул-
лоф» 0-100, применявшийся для военных
мишеней, и превратить свой планер в на-
стоящий автожир, получивший наименова-
ние В-8М «Джайрокоптер» В-8М (М-мо-
торизованный). Двигатель устанавливался
за спиной пилота и служил для привода
толкающего винта. Так как он был скон-
струирован из расчета небольшого срока
службы, потребовалась значительная кон-
структивная доработка модели 0-100 с
целью достижения необходимой надежнос-
ти пилотируемого летательного аппарата.
На большей части «Джайрокоптсров»
была сохранена планерная ручка управле-
ния, однако некоторые пилоты предпочита-
ли ей ручку управления самолетного типа
(рис. 5.25). Существуют многочисленные не-
большие различия в конструкции этих ап-
паратов, большая часть которых относится
к фонарю и смотровому щитку. В некото-
рых из этих аппаратов для запуска несуще-
го винта используется двигатель от авиаци-
онных моделей. Обычная же процедура за-
пуска заключается в том, что пилот при-
поднимается. делает вручную несколько
оборотов винта, а затем выполняет про-
бежку по земле для набора аппаратом не-
обходимой скорости.
Благодаря огромной популярности это-
го винтокрылого летательного аппарата
их численность сегодня превышает общую
численность всех остальных автожиров
гражданского и военного назначения, по-
строенных в период с 1920-х гг. до мировой
войны.
Глава 6
Самолеты с крыльями
другой формы
Размеры и формы традиционных крыльев
сегодняшнего дня в значительной степени
такие же, как и те, которые создавались
пионерами авиации еще в прошлом веке.
Братья Райт показали, что такие крылья
достаточно практичны. Вот почему в на-
стоящее время все еще используются крылья
со средним удлинением 6 и поверхности
хвостового горизонтального оперения с пло-
щадью 12 д- 25% площади крыла, распо-
ложенные на расстоянии примерно трех
хорд позади центра масс самолета.
Некоторые из авиационных конструкто-
ров используют другие подходы к созда-
нию летательных аппаратов; кое-кто из них
идет по пути радикального изменения тех
или иных ставших стандартными техничес-
ких решений. Некоторые из этих поисков
завершаются успехом, найденные новые
технические решения развиваются и посте-
пенно становятся традиционными. К их
числу относятся самолеты схемы «бесхвост-
ка», самолеты с треугольным крылом, вер-
толеты и автожиры, рассмотренные в пре-
дыдущих главах.
Что касается нетрадиционных схем кры-
ла, то их существует огромное множество,
причем некоторые из них к тому же ра-
ботают на нетрадиционных принципах. Сле-
дует все же отметить, что большинство
даже нетрадиционных крыльев все-таки
основано на принципе создания подъемной
силы при обтекании набегающим воздуш-
ным потоком аэродинамической поверх-
ности (реже-при прохождении потока че-
рез нее). Иногда нетрадиционные крылья
устанавливаются на самолеты с вполне
традиционным фюзеляжем; в других случа-
ях использование нетрадиционного крыла
ведет к созданию совершенно оригиналь-
ного летательного аппарата.
ПОЛИПЛАНЫ
Тот факт, что вполне традиционные
крылья иногда используются в большем,
чем характерно для традиционных само-
летов, количестве, или то, что эти крылья
размещаются на самолете в необычных
местах, не позволяет классифицировать их
как нетрадиционные (то же относится и к
складывающимся крыльям). Некоторые са-
молеты с большим числом крыльев часто
рассматриваются как летательные аппара-
ты с тандемным крылом (см. гл. 2).
Наиболее часто встречающимся видом
полиплана, даже в современной авиации,
является биплан. Следует, правда, отме-
тить, что в настоящее время бипланы со-
ставляют менее 5% самолетов парка миро-
вой авиации. Перед первой мировой вой-
ной количество полипланов и монопланов
было примерно одинаковым, и свойствен-
ные полипланным схемам преимущества по
маневренности и прочности стали причи-
ной того, что вплоть до конца 1920-х гг.
монопланная схема не получила преобла-
дающего развития. Во времена первой ми-
ровой войны даже трипланы были доволь-
но распространенным типом самолетов.
Главное преимущество полипланной схе-
мы состоит в том, что она обеспечивает
требуемую площадь при меньшем размахе.
3ho позволяло повысить маневренность,
упростить производство, наземную эксплуа-
тацию и хранение самолетов, что важно в
военном деле. По мере того, как после
окончания первой мировой войны влияние
военных кругов на авиационную промыш-
ленность стало уменьшаться, обеспечивае-
мые монопланной схемой преимущества в
дальности, стоимости и улучшении общей
аэродинамики стали способствовать повсе-
местному распространению этой схемы.
Влиятельные представители военных кру-
гов на протяжении нескольких лет пыта-
лись противодействовать такой тенденции,
но постепенно и они осознали более широ-
кие возможности монопланов. В настоящее
время бипланы встречаются только среди
сельскохозяйственных или спортивных са-
молетов. Бипланы очень популярны в мод-
ном сейчас регроавиационпом движении,
но это объясняется лишь тем, что бипланы
в наш технотронный век-лишь забавный
анахронизм.
Полиплан д'Эквилли
Если одно крыло хорошо, а два еще
лучше, почему же нс сделать 7? Вероят-
но, семикрылый самолет д'Эквилли-са-
мый редкий из полипланов.
Этот самолет, разработанный в 1909 г.,
не являлся самолетом с кольцевым кры-
лом; просто в эллиптический контур были
включены 7 плоских крыльев (рис. 6.1).
Относительно большой воздушный винт
довольно традиционно приводился в дви-
жение от высокооборотного двигателя с
помощью цепной передачи, что позволяет
отнести на значительное расстояние ось
воздушного винта от двигателя и умень-
шить скорость вращения пропеллера от-
носительно скорости вращения вала двига-
теля. В то время некоторые авиаторы счи-
тали, что винт работает аналогично тому,
как это происходит при гребле веслом.
Действительно, некоторые самолеты успеш-
но летали с воздушными винтами типа
«весло», как и показанный на фотоснимке
самолета д’Эквилли.
Рис. 6.1. Французский полиплан д'Эквили (1909 г.).
Рис. 6.2. Управляемый по трем осям аппарат с круглым крылом (начало 1900-х гг).
«Летающие блины»
Прозвище «летающий блин» появилось
применительно к различным самолетам за-
долго до того, как «летающими тарелка-
ми» стали называть после второй мировой
войны реальные или вымышленные аппара-
ты пришельцев из космоса. Прозвище «ле-
тающий блин» явилось вполне естествен-
ным для самолетов с круглой или близкой
к ней формой. С времен братьев Райт
различные авиационные конструкторы не-
однократно предлагали схемы самолетов с
крылом в форме круга. Некоторые из этих
самолетов летали, тогда как другие так
никогда и не оторвались от земли. Одним
из ранних примеров самолетов такого ро-
да, название которого, к сожалению, по-
теряно для истории, является показанный
на рис. 6.2 самолет начала 1900-х гг. Этот
аппарат служил в свое время доказательст-
вом изобретения Гленом Кертиссом само-
лета в ходе проводившегося им процесса
против братьев Райт. Пытаясь доказать,
что в некоторых построенных до «Флайера»
самолетах использовалась (хотя бы частич-
но) система управления, подобная разрабо-
танной братьями Райт, Кертисс надеялся
добиться признания недействительным по-
лученного ими патента. Показанный на
рис. 6.2 биплан с круглым крылом был
снабжен поверхностями аэродинамическо-
го управления по крену, напоминающими
элероны, однако эта и несколько других
машин, оснащенных органами управления
относительно трех осей, не помогли Кер-
тиссу выиграть судебный процесс у бра i ьсв
Райт.
Для того чтобы обеспечить условия
наибольшего благоприятствования для соз-
дания самолетов, во время первой мировой
войны группой авиационных предпринима-
телей был образован патентный пул, вклю-
чающий патент братьев Райт, а также боль-
шое количество патентов Кертисса и дру-
гих авиационных конструкторов. Судебный
иск об 'авторских правах так и нс был
разрешен, а в 1923 г. срок действия патента
закончился.
Полукруглый «Фарман 1020»
Некоторые «летающие блины» нс об-
ладали идеально круглым крылом, а скорее
Рис. 6.3. Французский самолет «Фарман 1020» (1934 г.) с традиционными поверхностями
хвостового оперения за полукруглым крылом, оснащенным закрылками и выступающими
элеронами.
напоминали блин, разрезанный пополам.
К числу таких самолетов относится фран-
цузский самолет «Фарман 1020», созданный
в 1934 г. (рис. 6.3). При разработке маши-
ны возникли интересные проблемы с разме-
щением поверхностей аэродинамического
управления. Традиционные элероны были
установлены на выступающих законцовках
крыла, а на задней кромке крыла были
размещены закрылки с большой хордой.
Традиционное хвостовое оперение распо-
лагалось на конце фюзеляжа.
«Нимут Парасол»
Первым самолетом с идеально круглым
крылом, который на протяжении достаточ-
но долгого времени летал, был американс-
кий «Нимут Парасол», построенный в
1934 г. (рис. 6.4). Этот самолет представлял
собой традиционный подкосный моноплан
(крыло располагалось над фюзелйжем на
подкосах, аналогично тому, как это делает-
ся в традиционных бипланах), если не счи-
тать формы крыла. Круглое крыло само-
лета имело на законцовках элероны.
По мнению разработчиков, главным до-
стоинством этого двухместного самолета,
оснащенного радиальным двигателем «Уор-
нер Чсраб» мощностью ПО л.с. (80,8 кВт),
являлось то, что малое удлинение крыла
позволяло выполнять полет при больших,
чем обычные, углах атаки, что, в свою
очередь, гарантировало медленное и без-
опасное снижение, аналогичное снижению
на парашюте. Нет нужды говорить, что
«Нимут Парасол», построенный студента-
ми университета г. Майами, так никогда и
не вышел из статуса опытного самолета.
Летающие крылья «Эрап»
Одним из успешно летающих «блинов»,
зарекомендовавшим себя столь хорошо,
что были построены 4 опытные машины,
стал разработанный врачом из Саут-Бенда
(шт. Индиана) Клодом Снайдером лета-
тельный аппарат «Эрап». На него произ-
вела впечатление очевидная устойчивость
полета изготовленной им в 1929 г. модели,
имеющей форму каблука. Это навело Снай-
дера на мысль, что данная форма является
подходящей для крыла самолета, вследст-
вие чего он построил несколько летающих
моделей такого типа.
Эти модели оказались удачными. Снай-
дер подал заявку на изобретение и получил
патент, а впоследствии и спроектировал
Рис. 6.4. Американский моноплан «Нимут Парасол» с идеально круглым крылом, оснащенным
закрылками и элеронами.
пилотируемый планер, в постройке кото-
рого ему помогали студенты местного кол-
леджа. Планер имел характерную форму
каблука; крыло планера оснашалось рулем
высоты по всему размаху закругленной
задней кромки. На двух длинных гребнях,
расположенных вдоль верхней поверхности
законповок крыла, устанавливались рули
направления и элероны (рис. 6.5). С начала
1932 г. Снайдер выполнил несколько успеш-
ных полетов, а затем установил на планер
вблизи передней кромки крыла четырех-
цилиндровый двигатель от мотоцикла
мощностью 26 л.с. (19,1 кВт). Летно-тех-
нические характеристики самолета оказа-
лись неудовлетворительными.
С помощью профессионального инже-
нера Рауля Хофмана Снайдер после этого
спроектировал вторую модель, которая от-
личалась более традиционными «самолет-
ными» формами. Этот самолет получил
Рис. 6.5. «Летающий каблук» «Эрап» (планер 1932 г.).
Рис. 6.6. Оснащенный двигателем «Эрап-2» с выступающими элеронами.
название «Эрап-2» (название самолета воз-
никло от английских слов air up). Самолет
оснащался двигателем «Континенталь А-40»
мощностью 37 л. с. (27,2 кВт). Этот само-
лет успешно летал на протяжении несколь-
ких лет. Размах его крыла составлял лишь
4,88 м, что следует отнести к преимущест-
вам использования крыла малого удлине-
ния, но шарнирно установленные на за-
конповках элероны привели к увеличению
размаха крыла до 5,8 м (рис. 6.6). На само-
лете использовались традиционные киль и
руль направления, а на задней кромке крыла
размещались два руля высоты и большой
закрылок в центральной части. С учетом
располагаемой мощности силовой установ-
ки «Эрап-2» показал великолепные летно-
технические характеристики - максимальная
скорость полета составляла 156 км/ч, а по-
садочная скорость всего 37 км/ч.
После «Эрап-2» был построен «Эрап-3»
с силовой установкой мощностью 80 л.с.
(58,8 кВт), в котором поверхности горизон-
тального хвостового оперения были 'за-
креплены на верхней части вертикального
оперения, что получило впоследствии на-
звание «Т-образного хвостового оперения».
«Эрап-3» оснащался установленными на
внутренней поверхности крыла элеронами.
Этот самолет летал нс очень хорошо и
потерпел аварию до того, как завершились
доводочные работы.
«Эрап-4» представлял собой усовершен-
ствованный «Эрап-3» и на протяжении не-
скольких лет успешно летал, однако доктор
Снайдер разорился, и оба «летающих каб-
лука» были проданы с молотка.
V-173/XF5U-1 фирмы «Воут»
До сегодняшнего времени наиболее удач-
ным «летающим блином» является аме-
риканский самолет V-173 фирмы «Воут»
(г. Стретфорд, шт. Коннектикут), постро-
енный в 1942 г. (рис. 6.7). Этот самолет
представлял собой легкомоторную летаю-
щую модель предложенного фирмой не-
традиционного истребителя (аналогично то-
му, как это было сделано с C-W24B).
Рис. 6.7. Знаменитый «летающий блин» Y-173 фирмы «Воут», построенный для ВМС США в
1942 г. в качестве экспериментального самолета.
Уникальный самолет V-173 является де-
тищем Чарльза X. Циммермана, который
построил успешно летавшую модель такой
схемы в середине 1930-х гг. Впоследствии
ему удалось заинтересовать фирму «Воут»
в возможности военного использования са-
молета этой схемы. В нарушение принятой
в американской военной промышленности
практики одна опытная машина была ис-
следована в аэродинамической трубе NASA
в Лэнгли-Филд (шт. Виргиния) для про-
верки принципиальной возможности вы-
полнясь полеты на этом самолете (а не для
совершенствования аэродинамики, как это
обычно делается).
Секрет успеха V-I73 состоял в исполь-
зовании двух малоскоростных винтов боль-
шого диаметра, приводимых в движение
двумя двигателями «Континенталь А-80»
мощностью 80 л. с. (58,8 кВт), полностью
размещенными в крыле. Воздушный поток
от пропеллеров, проходящий над крылом,
создавал дополнительную подъемную си-
лу, как бы увеличивая эффективное удлине-
ние крыла и снижая индуктивное сопротив-
ление крыла малого удлинения при полете
на малых скоростях. V-I73 оснащался при-
крепленными к горизонтальному оперению
элевонами. Эти аэродинамические поверх-
ности выходили из кромки крыла непо-
средственно перед килями, снабженными
рулями направления.
V-173 выполнил первый полет 23 ноября
1942 г. В ходе летных испытаний самолет
налетал 131ч. Максимальная скорость по-
лета составляла 241,5 км/ч. Самолет был
способен выполнять посадку со скоростью
56,4 км/ч при очень большом угле ата-
ки-36’.
Успех V-173 привел к тому, что в 1943 г.
ВМС США заключили контракт на раз-
работку двухдвигательного истребителя
XF-5 U-1 (рис. 6.8) (буква X соответствует
экспериментальному самолету, F-истреби-
тель, 5-порядковый номер истреби гелей
ВМС США, разработанных фирмой «Воут»,
U-обозначение фирмы «Воут» в класси-
фикаторе ВМС США). Самолет оснащался
двумя двигателями фирмы «Пратт-Уитни»
R-2OOO-7 мощностью 1350 л. с. (992 кВт).
Возникшие в процессе разработки труд-
ности и невысокий приоритет программы
задержали постройку истребителя до 1948 г.
К тому времени авиация ВМС США пере-
шла на реактивные самолеты, a XF-5U-I
был заброшен. Попытки фирмы «Воут»
Рис 6.8. Истребитель ВМС США XF5U-1
развитие концепции «летающего блина».
выполнить хотя бы один полет на этом
самолете успеха нс имели-по сути дела,
ВМС запретили проведение такого по-
лета.
Основные данные XF5U-1: силовая уста-
новка два двигателя R-2000-7 мощностью
1350 л.с. (992 кВт) фирмы «Пратт-Уитни»,
размах крыла 9,9 м; длина самолета 8,7 м;
взлетная масса 8453 кг; максимальная ско-
рость (на высоте 4570 м) 624,7 км/ч.
«Боне-Лабранш»
Другой подход к решению аэродинами-
ческих проблем крыла малого удлинения
для своего «летающего блина» использо-
вал в 1908 г. французский авиатор Боне-
Лабранш. Созданный им самолет напоми-
нал «Вуазен» или «Фарман» с толкающим
винтом и длинной хвостовой балкой, у
которого площадь между верхним крылом
и традиционным для того времени биплан-
ным горизонтальным хвостовым оперени-
Рис. 6.9. Французский самолет «Боне-Лабранш» (1908 г.). Пространство между верхним кры-
лом и горизонтальным оперением заполнено несущей поверхностью.
ем была «заполнена» крылом для обеспече-
ния дополнительной несущей поверхности.
Этот самолет оснащался также передним
горизонтальным оперением, практически
никак не связанным с конструкцией крыла
(рис. 6.9). Отметим, что нижний горизон-
тальный стабилизатор имел вогнутый про-
филь для обеспечения некоторой подъем-
ной силы, тогда как верхний стабилизатор
был плоским и служил в качестве задней
кромки крыла.
Тандем Гиводана
Так как переднее и заднее крылья этого
созданного в 1909 г. самолета имели одина-
ковые размеры, его можно классифициро-
вать как самолет с тандемным крылом.
В то же время уникальная форма крыла
позволяет рассматривать этот летательный
аппарат как нетрадиционный самолст с
кольцевым круглым крылом (рис. 6.10).
Трудно понять, для чего изобретатель
придал крыльям столь необычную форму
у такого крыла слишком мало горизон-
тальной поверхности, способной обеспе-
чить достаточную несущую способность,
но в .то же время имеются значительные
вертикальные участки, которые не создают
подъемной силы вообще. Так как поверх-
ности крыльев были плоскими, они, оче-
видно, не создавали подъемную силу так.
как это делают обычные профилированные
крылья. Внешне самолет Гиводана свои-
ми одинаковыми по размерам кольцевыми
крыльями напоминал увеличенный короб-
чатый змей с закругленными краями. Пе-
реднее крыло было выполнено подвижным
для обеспечения управляемости самолета.
СТРЕЛОВИДНЫЕ КРЫЛЬЯ
Стреловидные крылья применялись в
практике авиастроения до первой мировой
войны. Эти крылья можно считать тради-
ционными, хотя иногда они имеют незна-
чительные модификации с целью решения
некоторых специальных задач. В целом,
пропорции, конструкция, а также средства
механизации и управления (например, эле-
роны и закрылки) стреловидных крыльев
остаются такими же, как на обычных пря-
мых крыльях, вне зависимости от угла
стреловидности.
В случае прямого крыла (имеющего по-
стоянную по длине хорду от законцовки до
корневой части) угол стреловидности обыч-
но измеряется по передней кромке крыла.
Для сужающихся крыльев угол стреловид-
ности измеряется по линии четвертей
хорд. Стреловидность треугольных крыль-
ев определяется, как правило, по передней
кромке.
Стреловидные крылья (в том числе и
Рис. 6.10. Французский самолет с кольцевыми крыльями «Гиводан» (1909 г.).
крылья обратной стреловидности) исполь-
зуются по трем основным причинам: а) для
решения проблем балансировки, б) для раз-
мещения органов управления самолетом по
тангажу на достаточном плече относитель-
но центра масс; в) для затягивания начала
волнового кризиса при полете с большими
скоростями (более 950 км/ч).
Необходимость выполнения высокоско-
ростных полетов привела к появлению но-
вой конструктивной особенности скорост-
ных самолетов-крыла с изменяемой в по-
лете стреловидностью. Такое крыло уста-
навливается под углом минимальной стре-
ловидности для обеспечения максимальной
подъемной силы в процессе взлета и посад-
ки, а при полете с большими скоростями
крыло переводится в положение макси-
мальной стреловидности для получения
высоких характеристик сверхзвукового по-
лета.
Возникающие при проектировании и по-
стройке самолетов с крылом изменяемой
стреловидности проблемы очень сложны;
использование такой схемы приводит к су-
щественному увеличению массы и стоимос-
Рис. 6.11. Относительная толщина профиля крыла (поточная) уменьшается по мере увеличения
стреловидности. Физически толщина крыла остается неизменной (7\ = Т2), но происходит
увеличение поточной длины хорды крыла (С2 > CJ.
ти самолета. К числу возникающих обычно
при создании таких самолетов проектных
проблем следует отнести аэродинамические
проблемы балансировки, связанные с из-
менением положения крыла, и необходи-
мость применения достаточно мощного и
падежного поворотного узла, способного
нести всю нагрузку, приходящую с консоли
крыла. Кроме того, значительные конструк-
тивные трудности возникают из-за необ-
ходимости придания грузам, размещаемым
под поворотными консолями крыла, на-
правления, параллельного направлению по-
лета независимо от угла стреловидности
крыла.
Следует сказать еще несколько слов о
влиянии крыла изменяемой стреловиднос-
ти на летно-технические характеристики са-
молета. При изменении конфигурации кры-
ла от минимальной стреловидности к мак-
симальной размах крыла и относительная
толщина профиля уменьшаются, вследст-
вие чего изменяются характеристики кры-
ла. Так как консоль крыла представляет
собой жесткую конструкцию, очевидно, что
физически толщина крыла нс меняется, но
измепяется отношение толщины профиля к
величине хорды, построенной по направ-
лению воздушного потока (см. рис. 6.11).
«Юнкере» Ju.287
Первым крупным самолетом, в кото-
ром использовались аэродинамические пре-
имущества стреловидного крыла, стал соз-
данный во времена второй мировой войны
в Германии экспериментальный самолет
Ju.287. Это был по-настоящему новатор-
ский проект. На этом четырехдвигательном
реактивном бомбардировщике, кроме стре-
ловидного крыла (причем обратной стрело-
видности, а не прямой), применена весьма
нетрадиционная схема размещения двига-
телей (в отдельных гондолах, установлен-
ных в носовой части фюзеляжа и под кры-
лом). Кроме того, для сокращения взлет-
ной дистанции на самолете применялись
отделяемые после использования ракетные
ускорители на твердом топливе (рис. 6.12).
Самолет создавался в очень сжа тые сро-
ки, поэтому в конструкции был исполь-
зован ряд агрегатов существующих само-
летов фюзеляж извест ною бомбардиров-
щика «Хейнкель» 177А и хвостовое опере-
ние самолета Ju.388. Для довольно скорост-
ного самолета (800 км/ч) Ju.287 имел не-
адекватное шасси. Конечно же, такое ре-
шение было связано с экспериментальными
задачами разработанного самолета. Пер-
вый полет состоялся в феврале 1945 г. Уже
на начальном этапе испытаний первый
Рис. 6.12. Немецкий реактивный бомбардировщик «Юнкере» Ju287 с крылом обратной стрело-
видности (1945 г.),
Ju.287U-l, оснащенный четырьмя двигате-
лями «Юмо 004В» фирмы «Юнкере» (тяга
950 даН), достиг максимальной скорости
815 км/ч, что превышало скорость любого
поршневого истребителя тех времен. Взлет-
ная масса бомбардировщика 22550 кг.
Скоро стал совершать испытательные
полеты и второй экземпляр Ju.287. Оба
экземпляра этого бомбардировщика доста-
лись наступающим войскам Советской
Армии.
F-86 «Сейбр» фирмы
«Норт Америкен»
После успешной демонстрации возмож-
ностей турбореактивных двигателей в Анг-
лии и Германии в начале второй мировой
войны все основные авиационные фирмы
включились в разработку реактивных бое-
вых самолетов. Первым реактивным само-
летом, поступившим на вооружение, был
немецкий «Мессершмитт» Ме-262, имев-
ший небольшую стреловидность крыла.
Все прочие реактивные истребители, соз-
данные до конца войны, оснащались пря-
мыми крыльями, причем некоторые из них
строились серийно.
Результаты германских исследований
стреловидных крыльев подтвердили воз-
можность существенного увеличения мак-
симальной скорости полета при их исполь-
зовании. и вскоре после войны появилось
второе поколение реактивных истребителей
с такими крыльями.
В США фирма «Норт Америкен» раз-
работала для ВМС США реактивный истре-
битель с прямым крылом FJ-1 (F- истреби-
тель, a J-«HopT Америкен», фирма, об-
разовавшаяся после реорганизации фирмы
«Берлинер-Джойс», которая имела в воору-
женных силах США идентификационный
символ J). Проект этого самолета лег
в основу разработки нового истребителя
ВВС США ХР-86 со стреловидным крылом
(стреловидность 35°) и оперением. ХР-86
(рис. 6.13), первый полет которого состоял-
ся 1 октября 1947 г., на некоторое время
установил мировой стандарт для реактив-
ных истребителей.
Наиболее скоростная модель этого са-
молета F-86 - оснащалась реактивным дви-
гателем J-47 фирмы «Дженерал электрик»
тягой 34 кН. Взлетная масса самолета со-
ставляла 7660 кг; вооружение самолета
включало 6 пулеметов калибра 12,7 мм.
Высокий расход топлива несколько ком-
пенсировался за счет использования внеш-
них топливных баков (а впоследствии и
дозаправки самолета в воздухе). Не очень
хорошие характеристики сваливания, при-
сущие этому одному из первых самолетов
со стреловидным крылом, были улучшены
путем введения автоматически отклоняе-
мых при полете на малых скоростях вы-
движных предкрылков. При их отклонении
образовывалась щель, которая существен-
но улучшала процесс обтекания крыла и
задерживала сваливание. Хотя F-86 был
довольно скоростным самолетом (макси-
Рис. 6.13. Первый американский серийный истребитель F-86 «Сейбр» фирмы «Норт Америкен» с
крылом большой стреловидности (35°). На снимке показана модификация F-86E-10.
мальиая скорость на уровне моря 1138 км/ч),
способным превышать М = I в пологом
пикировании, эра сверхзвуковых истребите-
лей в то время еще не наступила.
Разработанная для ВМС США моди-
фикация FJ-2-существенно отличалась от
FJ-1. Всего было построено 9623 самолета
Р-86 (после июня 1948 г. F-86). Он стал
основным боевым самолетом ВВС США в
корейской войне; последний самолет этого
типа был поставлен ВВС США в декабре
1956 г. Еще в 1983 г., через 36 лет после
первого вылета ХР-86, несколько самоле-
тов этого типа использовались при прове-
дении различного рода экспериментальных
исследований.
Основные данные F-86H: силовая уста-
новка-двигатель J-73 фирмы «Дженерал
электрик» тягой 40,46 кН; размах крыла
11,9 м; площадь крыла 29,1м2; взлет-
ная масса 9912 кг; максимальная скорость
на уровне моря II14 км/ч, на высоте
13400 м-940 км/ч.
F9F2 «Пантера» и F9F6/8 «Кугуар»
фирмы «Грумман»
Некоторым конструкторам реактивных
самолетов удалось переделать свои базо-
вые модели с прямым крылом в самолеты
со стреловидным крылом уже после начала
серийного производства. Этим путем по-
шла и фирма «Грумман эркрафт»-веду-
щий в США разработчик истребителей для
ВМС США.
Фирма «Грумман» спроектировала од-
нодвигательный истребитель F9F (F-истре-
битель, 9 девятый истребитель ВМС фир-
мы «Грумман», вторая буква F-обозначе-
ние фирмы «Грумман» в вооруженных си-
лах США). Это самолет, получивший не-
официальное название «Пантера», выпускал-
ся в пяти модификациях с прямыми крыль-
ями (рис. 6.14). Опытный самолет это-
го типа XF9F-2 совершил первый полет
24 ноября 1947 г. В процессе серийного
производства самолеты этого типа были
оснащены новым стреловидным крылом
(стреловидность 35°), и эта модификация,
выпускавшаяся под обозначениями F9F-6
и F9F-8, получила название «Кугуар»
(рис. 6.15). Первый полет на XF9F-6 был
выполнен 20 сентября 1951 г.
Использование стреловидного крыла и
замена двигателя «Пратт-Уитни» J-48-6 тя-
гой 28,35 кН на двигатель J-48-8 тягой
32,9 кН позволили увеличить максималь-
ную скорость самолета с 932 км/ч на высо-
те 1500 м для F9F-5 до 1110 км/ч на высоте
уровня моря для F9F-6. Всего было по-
строено 3077 «Пантер» и «Кугуаров».
Рис. 6.14. Истребитель с прямым крылом F9F-5 «Пантера» фирмы «Грумман» авиации ВМС
США.
Рис. 6.15. В результате установки на фюзеляж истребителя «Пантера» крыла со стреловид-
ностью 35 были созданы самолеты F9F-6 и -8 «Кугуар». На снимке показан разведчик F9F-8P.
Отметим размещение фотокамеры в увеличенной носовой части фюзеляжа.
В-47 «Стратоджет» фирмы
«Боинг»
Вторым после Ju.287 реактивным бом-
бардировщиком со стреловидным крылом
стал ХВ-47 фирмы «Боинг», совершивший
первый вылет 17 декабря 1947 г. Разработ-
ка этого самолета начиналась в рамках
программы создания для ВВС США бом-
бардировщика с прямым крылом, но после
того, как американские авиационные инже-
неры получили доступ к немецким исследо-
ваниям стреловидных крыльев, бомбарди-
ровщик был полностью перепроектирован
под установку стреловидного крыла. В ре-
зультате столь оперативной деятельности
ХВ-47 стал первым бомбардировщиком со
стреловидным крылом (угол стреловиднос-
ти 35°), поступившим на вооружение ВВС.
ХВ-47 оснащен шестью двигателями
Рис. 6.16. Знаменитый шестидвигательный самолет В 47 фирмы «Боинг» со стреловидным (35)
крылом. На снимке показан серийный самолет В-47А 1951 г.
J-35-2 фирмы «Дженерал электрик» тягой
17,0 кН, которые размещались в четырех
мотогондолах под крылом. Крыло имело
необычно большое удлинение - 9,42. Вместо
того, чтобы устанавливать все двигатели
около центра крыла, конструкторы по-
местили два двигателя на каждой консоли
крыла в общую мотогондолу, а третий
двигатель каждой консоли располагался
около законцовки крыла (рис. 6.16). Благо-
даря применению стреловидного крыла но-
вый бомбардировщик обладал столь боль-
шой скоростью полета, что пришлось не-
сколько изменить тактику применения бом-
бардировочных групп вообще, а в качестве
вооружения оказалось достаточно дистан-
ционно управляемой турельной пушечной
установки, размещенной в хвостовой части
фюзеляжа.
Поставки В-47А с двигателями J-47 фир-
мы «Дженерал электрик» (тяга 23,6 кН)
начались в декабре 1950 г. Последние из
2060 построенных самолетов этого типа
(фирмами «Боинг», «Локхид» и «Дуглас»)
были поставлены в феврале 1957 г. Само-
леты этого типа находились на вооружении
ВВС США вплоть до 1969 г.
Основные данные (В-47Е-2): взлетная
масса 93 440 кг; максимальная скорость
976 км/ч на высоте 4970 м; дальность поле-
та без дозаправки в воздухе 6440 км.
Экспериментальный самолет Х-29
В то время как реактивные самолеты с
крылом положительной (или прямой) стре-
ловидности в 1950-1960-х гт. успешно
завоевали «пятый» океан и стали привыч-
ными, фирма «Грумман» разработала и
начала летные испытания эксперименталь-
ного самолета с крылом отрицательной
(обратной) стреловидности. Самолет полу-
чил обозначение Х-29, а его первый взлет
состоялся летом 1984 года. Следует от-
метить, что самолеты с крылом обратной
стреловидности периодически появлялись в
Рис. 6.17. Экспериментальный самолет с крылом обратной стреловидности Х-29А фирмы
«Грумман».
Рис. 6.18. Истребитель с крылом изменяемой стреловидности F-111A, сфотографированный во
время выкатки в октябре 1964 г. (крыло в положении минимальной стреловидности).
Рис. 6.19. F-111A с крылом в положении максимальной стреловидности.
Рис. 6.20. F-111A в полете. На фотоснимках показан полный цикл изменения стреловидности
крыла.
TFX (F-111) стал первым современным
американским истребителем, спроектиро-
ванным исходя из требований двух раз-
личных родов вооруженных сил-ВВС и
ВМС США. Расчетные варианты полетных
заданий, определенные представителями
этих родов войск, оказались несовмести-
мыми, что привело, в конечном счете, к
созданию двух различных моделей - F-l 11А
(фирмы «Конвэр») для ВВС США и F-l 11В
(фирмы «Грумман») для ВМС США. Само-
лет F-111B имел увеличенный по сравне-
нию с F-111A размах крыла.
В этом двухместном самолете летчики
располагались в кабине рядом. Первый по-
лет F-111A был выполнен 21 декабря
1964 г. Самолет оснащался двумя двига-
телями TF-30 фирмы «Пратт-Уитни» тягой
90,7 кН. Стреловидность крыла изменялась
от 16° до 72,5°, вследствие чего размах
крыла уменьшался с 19,2 м до 9,7 м. Мак-
симальный размах самолета F-l 11В состав-
лял 21,3 м. У обеих моделей практически
полностью отсутствует зазор между задней
кромкой крыла и передней кромкой гори-
зонтального оперения при положении кры-
ла, соответствующем максимальной стре-
ловидности. Поэтому при максимальной
стреловидности крыла аэродинамическая
схема самолета весьма близка к «бесхвостке»
с треугольным крылом. Взлетная масса
F-l 11А составляет 31750 кг, при этом мак-
симальная скорость полета на высоте
12200 м достигает 2660 км/ч (М = 2,5). Во-
оружение самолета состоит из различных
управляемых ракет класса воздух - воздух и
воздух-поверхность; FB-111 является бом-
бардировщиком.
Экспериментальный самолет AD-1
Самолеты с изменяемой стреловид-
ностью крыла, рассмотренные в этой главе,
имеют ряд недостатков, основными из ко-
торых являются:
-смещение аэродинамического фокуса
при изменении стреловидности, что при-
водит к увеличению балансировочного со-
противления;
-возрастание массы конструкции из-за
наличия силовой балки и закрепляемых на
ней поворотных шарниров консолей, а
также уплотнителей убранного положения
крыла.
Оба недостатка приводят в конечном
итоге к уменьшению дальности полета или
массы перевозимой полезной нагрузки.
По мнению специалистов NASA, ука-
занных недостатков лишены самолеты с
крылом асимметрично изменяемой стрело-
видности (КАИС). В этой схеме крыло
крепится к фюзеляжу с помощью одного
поворотного шарнира, и изменение стрело-
видности консолей при повороте крыла
происходит одновременно, но имеет проти-
воположный характер. Сравнительный ана-
лиз самолетов, выполненных по стандарт-
ной схеме с изменяемой стреловидностью и
КАИС специалистами NASA, показал, что
для второй схемы лобовое сопротивление
уменьшится на II-20%, масса конструк-
ции на 14%, волновое сопротивление при
полете на сверхзвуковых скоростях-на
26%.
Однако применение КАИС влечет за
собой и ряд недостатков. Во-первых, при
большом угле стреловидности консоль с
прямой стреловидностью имеет больший
эффективный угол атаки, чем консоль с
обратной стреловидностью, что приводит к
асимметрии лобового сопротивления и, как
следствие, к возникновению паразитных
разворачивающих моментов по крену, тан-
гажу и рысканию. Во-вторых, для КАИС
характерны вдвое больший рост толщины
пограничного слоя вдоль размаха, и любой
несимметричный срыв потока вызывает ин-
тенсивные возмущения; однако, несмотря
на эти негативные эффекты, авиационные
специалисты считают, что их устранение
может быть осуществлено путем примене-
ния цифровой системы электродист'акцион-
ного управления, автоматически воздейст-
вующей на органы аэродинамического уп-
равления в зависимости от скорости по-
лета, угла атаки и угла стреловидности
крыла, а также применения системы сдува
(отсоса) пограничного слоя с крыла, управ-
ляемой от ЭСДУ.
В феврале 1979 г. по заказу NASA
фирмой «Берт Рутан скейлд композите»
была завершена постройка эксперимен-
тального самолета AD-I с КАИС (рис. 6.21),
а в период с 1979 по 1981 г. были прове-
дены его летные испытания. Первый полет
самолета состоялся 29 декабря 1979 г.
Самолет имеет трапециевидное крыло
большого удлинения, шарнирно закреплен-
ное на верхней части фюзеляжа. Угол стре-
Рис. 6.21. Экспериментальный самолет AD-1 с одношарнирным крылом асимметрично изме-
няемой стреловидности (1981 г.). Крыло в положении 45\
Рис. 6.22. Экспериментальный самолет F-8 с КАИС.
ловидности может изменяться от 0 до 60 .
Размах крыла составляет 9,75 м, а его пло-
щадь 8,6 м2. Два турбореактивных двигате-
ля фирмы «Эймс индастриал» суммарной
тягой 2 кН обеспечивали самолету взлет-
ной массой 900 кг скорость 400 км/ч.
На основании результатов испытаний, в
которых приняли участие 17 летчиков, бы-
ло сделано заключение о целесообразности
использования КАИС в перспективных са-
молетах следующего поколения.
В 1985 г. фирма «Рокуэлл Интернешнл»
получила контракт на разработку и изго-
товление экспериментального сверхзвуко-
вого самолета с КАИС. В качестве про-
тотипа фирмой был выбран самолет «Кру-
сейдер», на котором предполагалось заме-
нить обычное крыло на КАИС и устано-
вить цифровую ЭСДУ. Модернизирован-
ный F-8 (рис. 6.22) должен иметь взлетную
массу ~ 12 000 кг, скорость полета М = 1,6
на высоте 15 000 м и изменяемый угол стре-
ловидности 0-65°. Размах крыла 16,5 м, а
его площадь 28 м2.
Первый этап испытаний включает 40
полетов, в которых должны быть достигну-
ты максимальная скорость и проверено
поведение самолета при разных углах стре-
ловидности крыла и эволюциях.
КРЫЛЬЯ НЕОБЫЧНОЙ ФОРМЫ
Многие конструкторы пытались внед-
рить в практику авиастроения принципи-
ально новые формы крыла, совершенно
отличные от тех, которые описаны в других
разделах этой главы. Часто такие попытки
основывались на использовании стандарт-
ных фюзеляжей, оперения, силовых уста-
новок и шасси. Следует отметить, что
ни одна из «гибридных» конструкций нс
строилась серийно и не заняла сколь-нибудь
заметного места в практике авиастроения.
Некоторые другие авиационные конструк-
торы пытались разработать полностью не-
традиционные летательные аппараты, в ко-
торых крыло являлось силовой частью ап-
парата, а двигатели, органы управления и
шасси также были довольно необычными.
Ряд таких летательных аппаратов описан
на следующих страницах данной главы;
некоторые из них рассмотрены в гл. 16
(депьтапланы планерного типа были рас-
смотрены в гл. 4, а летательные аппараты
типа вертолетов и винтокрылов-в гл. 5).
Роторное крыло Флетнера
В начале 1930-х гг. были предприняты
попытки создать круглое крыло совершен-
но необычной формы-в виде ротора. Ци-
линдрический ротор Флетнера хорошо за-
рекомендовал себя на небольших парусных
яхтах, где он устанавливался вертикально
вместо стандартного парусного вооруже-
ния. На этих парусниках цилиндры Флетне-
ра вращались с помощью приводных дви-
гателей.
Когда на вращающийся цилиндр воз-
действует воздушный поток в виде порыва
ветра, на противоположных сторонах ци-
линдра возникает перепад давлений, извест-
ный как эффект Магнуса. В результате
возникает боковая сила, направленная под
прямым углом к направлению воздушного
потока (аналогичный эффект используют
разыгрывающие в бейсболе, когда посыла-
ют мяч по криволинейной траектории за
счет его подкручивания). Парусник с рото-
ром Флетнера, действительно, был спосо-
бен к самостоятельному передвижению, но
не обладал достаточно существенными пре-
имуществами по сравнению с традицион-
ными парусными судами в эпоху существо-
вания паровых двигателей и двигателей
внутреннего сгорания, не говоря о том, что
роторному парусу не нашлось места в
парусном спорте.
Несмотря на свои странные крылья н
паукообразную схему фюзеляжа и шасси,
самолет с роторным крылом Флетнера
имел довольно традиционную аэродинами-
ческую компоновку. Двигатель J-6 фирмы
«Райт» с воздушным винтом размещался в
передней части фюзеляжа (мощность дви-
гателя 300 л. с., или 220 кВт), место пилота
находилось в районе центра масс самолета;
в хвостовой части фюзеляжа располагалось
традиционное оперение (рис. 6.23). Второй
двигатель «Америкен Циррус» (мощность
85 л. с., или 62,5 кВт) использовался для
раскрутки ротора.
«Вакуплейн» Э. Леньера
На созданном в 1935 г. самолете «Ва-
куплейн» использовано крыло весьма ори-
гинальной конструкции. Вместо обычного
двояковыпуклого профиля для крыла
малого удлинения проф. Э. Лсньср из уни-
верситета г. Майами применил профиль с
«открытой верхушкой»; предполагалось,
Рис. 6.23. Один из первых экспериментов по использованию в США ротора Флетнера в качестве
крыла самолета (1930 г.).
Рис. 6.24. Американский самолет «Леньер Вакуплейн» (1935 г.).
что в области открытой верхней части
будет создаваться разрежение, порождаю-
щее значительную по величине подъемную
силу. Плоская нижняя поверхность крыла
должна была предотвратить поступление
воздуха в зону мощного разрежения на
верхней поверхности крыла (рис. 6.24 6.25).
«Вакуплейн», построенный студента-
ми проф. Леньера, оснащался двигателем
«Аэронка» мощностью Зл.с. (2,2 кВт).
В конструкции аппарата использовались
детали нескольких других существующих
самолетов. Небольшие аэродинамические
поверхности, расположенные за пределами
«вакуумной» секции крыла, служили для
установки элеронов, но, вне всякого сомне-
ния, создавали также значительную часть
подъемной силы. Самолет успешно летал -
медленно, но устойчиво. Кроме того, он
снижался по команде с большой вертикаль-
ной скоростью при полете с малыми ско-
ростями.
Основные данные: размах крыла 4,37 м;
площадь крыла 6,8 м2; взлетная масса
260 кг; максимальная скорость 154,5 км/ч;
крейсерская скорость 128,8 км/ч; посадоч-
ная скорость 48,3 км/ч.
Рис. 6.25. «Леньер Вакуплейн».
Арочное крыло Кастера
Некоторые конструкторы, увлекаясь на-
вязчивыми идеями, не замечали присущих
им принципиальных недостатков. Окры-
ленный частичным успехом, изобретатель
продолжал дальнейшие работы. Часто та-
кая борьба за реализацию некритически
воспринятых идей продолжалась десяти-
летиями.
К числу таких историй необходимо от-
нести и историю уникального арочного
крыла, разработанного американским кон-
структором Уиллардом Кастером. Идея
изобретения пришла к нему, когда он уви-
дел сорванную ветром крышу ангара. Из
увиденного он сделал вывод, что такое
воздействие объясняется скоростью воз-
душного потока, обтекающего объект. Пе-
репутав таким образом причину со следст-
вием, он построил серию летательных ап-
паратов. Принятый Кастером подход за-
ключался в том, чтобы пропускать макси-
мальное количество воздуха через лета-
тельный аппарат, а не продвигать машину
через воздух.
Испытав несколько моделей, Кастер по-
строил в 1942 г. натурный образец своего
летательного аппарата CCW-1 (арочное
крыло Кастера № I). Ключевым элементом
этого летательного аппарата являлись по-
лукольцевые секции каждой консоли крыла,
расположенные около борта фюзеляжа.
Стенка каждого полукольца имела форму
аэродинамического профиля. Толкающий
воздушный винт, приводимый в движение
двигателем «Лайкоминг» мощностью 75 л. с.
(55 кВт), засасывал воздух в полукольцо,
придавая ему значительную по величине
скорость и создавая таким образом ста-
тическую подъемную силу. CCW-1 выпол-
нил несколько полетов, правда, не очень
хорошо по стандартным для самолетов
критериям, но вполне удовлетворительно с
точки зрения Кастера. Концевые секции
крыла имели традиционную форму; на них
устанавливались элероны. Следует отмс-
тить. что эти концевые секции крыла были
достаточно велики для того, чтобы самолет
мог летать, используя создаваемую только
ими подъемную силу. В то же время до-
полнительная подъемная сила, возникаю-
щая на арочных участках крыла (сущест-
вующая даже при пулевой воздушной ско-
рости), позволяла получить для всего кры-
ла очень малые скорости сваливания. Низ-
кие скорости полета привели к возникнове-
нию других проблем-в основном связан-
ных с недостаточной эффективностью орга-
нов управления боковым движением, так
как поверхности оперения находились вне
движущегося с большой скоростью потока
из арочных участков. Этот недостаток был
устранен на CCW-1 путем установки не-
больших элеронов в верхней части арочных
участков крыла. Во время второй мировой
Рис. 6.26. Послевоенный, второй вариант самолета с арочным крылом CCW-2.
Рис. 6.27. «Кастер» 1953 г. (CCW-5 с фюзеляжем, крылом и оперением серийного легкого
двухдвигательного самолета «Бауман Бригадир».)
войны военные провели небольшое иссле-
дование возможностей применения такого
крыла, но до воплощения на практике дело
так и не дошло. Впоследствии Кастер по-
строил на базе фюзеляжа и оперения до-
военного легкого самолета «Тейлор» J-2
«Каб» еще один вариант своего самолета -
CCW-2 (рис. 6.26). Если самолет взлетал на
ветер, то он действительно отрывался от
земли и удерживался в воздухе. Этот само-
лет, вне всяких сомнений, летал за счет
использования подъемной силы, создавае-
мой на арочных участках (хотя небольшие
концевые крылышки и были установлены
по настоянию Федерального авиационного
управления США).
Последней моделью самолетов этого
типа стал CCW-5, совершивший первый
полет 13 июля 1953 г. Самолет был по-
строен на базе фюзеляжа и оперения само-
лета «Бауман Бригадир» (легкий двухдви-
гательный пассажирский самолет с двига-
телями «Континенталь» мощностью 275 л. с.
(202 кВт)). Эффективность создания подъ-
емной силы в полукруглых крыльевых ка-
налах на этом самолете значительно снизи-
лась вследствие использования внушитель-
ных по размерам традиционных консолей
крыла, которые вполне бы могли обеспечи-
вать полет этого самолета и без полуколь-
цевых участков (рис. 6.27, 6.28). CCW-5 со
своей комбинацией традиционного и ароч-
ного крыльев продемонстрировал весьма
впечатляющие полеты на малых скоростях
Рис. 6.28. «Кастер» CCW-5.
и очень высокую маневренность. Единст-
венная «серийная» модель была выпущена
в 1964 г., но дальнейшие заказы отсутство-
вали. и работы по ней были прекращены.
«Спид берд» Ларсена
Один из способов существенного сокра-
щения времени создания нового самолета
состоит в использовании тех или иных су-
ществующих агрегатов и систем традици-
онных самолетов. И хотя нсоптимизиро-
ванный планер может и не позволить рас-
крыть полностью возможности нового кон-
структивного решения, все же появляется
испытательный летательный аппарат, на
котором можно проверить и оценить то
или иное новшество.
Стандартный двухместный учебно-тре-
нировочный самолет ВС-12 «Тейлоркрафт»
использовался для испытаний сравнитель-
но небольшого крыла, разработанною
Мерлом Ларсеном из г. Конкорд (шт. Ка-
лифорния). Эта цельнометаллическая кон-
струкция напоминала т радиционное прямо-
угольное крыло, оснащенное механизацией
задней кромки по всему размаху. Элементы
механизации были секционированы, что по-
зволяло осуществлять их дифференциаль-
ное отклонение. В этом случае механизация
могла выполнять функцию элеронов. Зна-
чительная часть площади крыла находи-
лась в высокоскоростном потоке, сходящем
с воздушного винта: поэтому крыло было
способно создавать более высокую, чем
при обычных условиях, подъемную силу.
На самолете использовался двигатель «Кон-
тиненталь» мощностью 85 л. с. (62,5 кВт),
который был снят с гоночного самолета
класса «Гудьнр», построенного ранее Лар-
сеном.
В первом полете летом 1963 года само-
лет достаточно хорошо летал, но возникли
проблемы с двигателем он перегрелся и в
конце концов остановился (капот двигателя
был выполнен закрытым, и подвод воздуха
оказался недостаточным для обеспечения
необходимого охлаждения) (рис. 6.29). В
отсутствие сходящего с воздушного винта
высокоскоростного потока «Спид берд» на-
чал стремительно терять высоту, и летчику
пришлось воспользоваться парашютом...
«Райан Флексуинг»
Одной из первых, но малоуспешных по-
пыток создания мотодельтаплана стала
конструкция, разработанная фирмой
«Райан аэронотикл» (г. Сан-Диего, шт. Ка-
лифорния) по заказу Армии США. Коэф-
фициент подъемной силы крыла Рогалло
(дельтаплана) довольно мал по сравнению
с обычными аэродинамическими профи-
лями. Дельтаплан, как и воздушный змей,
выполняет полет при большом угле атаки,
а вся подъемная сила создается за счет
Рис. 6.29. «Спид Берд» Ларсена (стандартный фюзеляж легкого самолета «Тейлоркрафт» с
экспериментальным крылом).
Рис. 6.30. Экспериментальный аппарат «Флексуинг» фирмы «Райан» с конструктивно и аэроди-
намически простым крылом Рогалло. Отметим большой угол атаки крыла е горизонтальном
полете.
отклонения воздушного потока под нижней
поверхностью крыла, а нс благодаря раз-
делению воздушного потока на аэродина-
мическом профиле.
Крыло Рогалло характеризуется двумя
основными особенностями. Во-первых, это
крыло состоит из одной поверхности (тол-
щина его определяется лишь толщиной
ткани). Во-вторых, конструкция такого ле-
тательного аппарата чрезвычайно проста
(см. гл. 4).
Как было продемонстрировано полета-
ми экспериментального мотодельтаплана
«Райан Флексуинг» в 1962 г. (рис. 6.30), ис-
пользуемый в дельтаплане принцип созда-
ния подъемной силы не очень практичен
для самолетов с силовой установкой, но
довольно привлекателен для балансирных
планеров, летающих в мощных восходящих
воздушных потоках. Сочетание простой од-
нослойной ткани, формирующей несущую
поверхность, и простого каркаса из алюми-
ниевых трубок привело к вспышке интереса
к дельтапланеризму в конце 1960-х гт.
Управляемость дельтаплана обеспечивает-
ся издавна известным способом переме-
щением массы тела летчика.
В поисках путей совершенствования ха-
рактеристик исходная треугольная форма
дельтаплана постепенно видоизменилась в
форму, характерную для бесхвостых плане-
ров, а в конструкцию были добавлены про-
дольные элементы, аналогичные нервюрам
традиционных крыльев-таким путем обес-
печивалась профилировка поверхности тка-
ни. После введения этих модификаций кры-
ло действует скорее как аэродинамический
профиль, чем как воздушный змей.
Совершенствование дельтапланов естест-
венным образом привело к оснащению их
силовыми установками. Первые ультралег-
кие летательные аппараты такого типа
строились непосредственно на базе дельта-
планов, но впоследствии появились мото-
дельтапланы, проектирование которых с
самого начала велось с учетом силовой
установки. Характерным примером такого
летательного аппарата является «Флайт
Стар» фирмы «Флайт дизайн». В конструк-
ции этих ультралегких летательных аппара-
тов предусмотрены традиционные шасси и
оборудованное сидением место пилота; мо-
тодельтаплан оснащен органами управле-
ния по трем осям (рис. 6.31).
Вне зависимости от формы крыла в
плане и схемы фюзеляжа (гондолы) боль-
шинство мотодельтапланов сохранило прин-
ципиальные особенности схемы крыла Ро-
галло, в том числе принятый на «Райан
Флексуинг» принцип построения фюзеляжа
Рис. 6.31. Созданный в 1982 г. фирмой «Флайт дизайн» ультралегкий летательный аппарат
«Флайт Стар», на который установлено модифицированное крыло Рогалло с увеличенным
размахом
и размещения экипажа на значительном
расстоянии под крылом (что обеспечивает
значительную маятниковую устойчивость).
Основные данные «Райан Флексуинг»: си-
ловая установка двигатель «Континенталь»
0-200 мощностью 100 л. с. (73,5 кВт); раз-
мах крыла 7,14 м; площадь крыла 42 м2;
взлетная масса 499 кг; максимальная ско-
рость 96,5 км/ч.
Основные данные «Флайт стар»: сило-
вая установка двигатель «Кавасаки» мощ-
ностью 30 л. с. (22 кВт); размах крыла
10,2 м; площадь крыла 16.3 м2; взлет-
ная масса 208 кг; максимальная скорость
88,6 км/ч.
Аппарат с Х-образным
крылом-ротором
Стремление авиаконструкторов совмес-
тить преимущества самолета при его по-
лете на крейсерском режиме и вертолета в
режиме зависания или взлета посадки при-
вело к созданию американскими инженера-
ми принципиально нового летательного ап-
парата. В 1975 г. Управление аппаратов на
воздушной подушке и авиационной техники
(ASED) предложило винтокрылый аппарат,
снабженный останавливаемым несущим вин-
том с управляемой циркуляцией. Аппарат
получил обозначение «Х-Уинг». Авторы
проекта на основании расчетов утвержда-
ли. что расход топлива на режиме висения у
предлагаемого летательного аппарата в
3,5-4.5 раза меньше, чем у самолетов с
вертикальным взлетом и посадкой (при
условии их одинаковой взлетной массы),
удельная же мощность силовой установки в
горизонтальном полете и скорость гори-
зонтального полета близки к соответствую-
щим показателям обычных самолетов.
Принцип полета аппарата с Х-образ-
ным крылом заключается в следующем.
Взлет, посадка и зависание происходят в
вертолетном режиме, когда подъемная
сила создастся вращающимся Х-образным
крылом-ротором. По мере разгона, кото-
рый осуществляется с помощью двигатс-
Рис. 6.32. Перспективный боевой аппарат с Х-образным крылом фирмы «Локхид».
лей. имеющих горизонтальный вектор тя-
ги. на скорости 300-400 км/ч вращающий-
ся ротор тормозится и останавливается в
положении, симметричном относительно
продольной оси аппарата (две передние
лопасти имеют отрицательный угол стре-
ловидности — 45°, а две задние - положи-
тельный угол стреловидности +45°). По-
следующий полет осуществляется за счел
подъемной силы, создаваемой Х-образным
крылом.
Учитывая, что обычные профили, ис-
пользуемые при создании крыла самолета
или ротора вертолета, для данной концеп-
ции не подходят, специалисты ASED пред-
ложили симметричный относительно цент-
ральной вертикальной оси профиль с созда-
нием подъемной силы за счет выдувания
воздуха с малой энергией через щель над
задней кромкой.
Предложения ASED в течение ряда лет
прорабатывались NASA, фирмами «Локхид»
и «Сикорски». В результате были предло-
жены проекты двух аппаратов, выполняе-
мых по схеме «Х-Уинг» и предназначаемых
для ВМС США.
В 1983 г. фирма «Сикорски» получила
заказ на разработку и проведение натурных
испытаний экспериментального аппарата с
Х-образным крылом.
При разработке за основу был взят
вертолет S-72RSRA. На вертолете имеются
две консоли крыла и два дополнительных
турбовентиляторных двигателя для обеспе-
чения полета при отключенном роторе. До-
работка вертолета заключалась в заме-
не ротора на Х-образное крыло (диаметр
крыла-ротора 17,9 м, хорда лопасти 0,9 м,
площадь каждой из четырех лопастей
6,6 м2), модернизации конструкции по обес-
печению подачи в лопасти воздуха (для
обеспечения управления циркуляцией) и
установке цифровой системы управления
циркуляцией. Экспериментальный аппарат
должен иметь максимальную скорость
580 км/ч и максимальную взлетную массу
15 100 кг. Серийный боевой вариант аппа-
рата с Х-образным крылом, предназначен-
ный для решения задач противолодочной
обороны по проекту фирмы «Локхид», дол-
жен иметь взлетную массу 12000-14000 кг
и максимальную скорость полета 1000 км/ч
(рис. 6.32).
Глава 7
Где установить двигатель?
Уже в процессе переделки созданного в
1902 г. планера в самолет с силовой уста-
новкой (190^г.) братья Райт столкнулись с
рядом технических трудностей. Они соби-
рались использовать воздушные винты (два
воздушных винта приводились от одного
двигателя с помощью цепной передачи) и
должны были обеспечить необходимый за-
зор между поверхностью земли и плос-
костью, ометаемой воздушными винтами.
Это означало, что валы воздушных винтов
необходимо было установить достаточно
далеко от земли (в верхней части простран-
ства между крыльями), тогда как двигатель
был размещен на конструкции нижнего
крыла справа от центра масс (рис. 7.1).
Несколько лет спустя на других создан-
ных к тому времени самолетах с колесным
шасси эта проблема решалась уже проще -
двигатели размещались в передней части
фюзеляжа на значительном расстоянии от
земли. Такое конструктивно-компоновоч-
ное решение обеспечивало более эффектив-
ное с точки зрения баланса мощностей
взаимодействие двигателя и воздушного
винта - двигатель, установленный в носо-
вой части, непосредственно приводил в
движение воздушный винт. Такая схема
установки двигателя в настоящее время
является стандартной во всем мире. Она
получила название «схема установки двига-
теля с тянущим винтом», потому что в этой
схеме воздушный винт находится в перед-
ней части самолета и действительно тянет
за собой весь аппарат (рис. 7.2).
По различным причинам при создании
некоторых самолетов оказывалось выгод-
ным устанавливать воздушный винт за
крылом. Такая схема установки винтовых
двигателей получила название «схема с
толкающим винтом». Для большинства од-
нодвигательных самолетов схема с толкаю-
щим винтом практически полностью ис-
ключает возможность использования фю-
зеляжа традиционной конструкции-поэто-
му поверхности хвостового оперения при-
ходится устанавливать на балках, которые
придают самолету довольно необычный
вид, хотя эти самолеты по схеме часто
бывают достаточно традиционными (рис.
7.3). В самолетах, построенных по схеме с
толкающим винтом, экипаж и двигатели
размещают в укороченной конструкции,
напоминающей гондолу, поэтому некото-
рые из самолетов с толкающим винтом
получили условное название «гондольно-
балочных».
Принципиально имеется некоторое аэро-
динамическое преимущество в установке
воздушного винта непосредственно в хвос-
товой части самолета. Однако размещение
двигателя в этой зоне не является практич-
ным, так как в этом случае значительная
масса двигателя находится далеко от цент-
ра масс. (В идеальном случае двигатель
должен располагаться как можно ближе к
центру масс.) В большинстве созданных
самолетов с толкающими винтами двига-
тель располагается достаточно далеко впе-
реди, а привод воздушных винтов осущест-
Рис. 7.1. Самолет братьев Райт (1910 г.), «модель В». Сохранена схема с цепными приводом
винта и смещенным относительно оси винта двигателем.
Рис. 7.2. Французский самолет «Блерио XI» (1909 г.) родоначальник схемы с тянущим воз-
душным винтом.
Рис. 7.3. Английский самолет балочной схемы с толкающим винтом «Ган Бас» фирмы «Виккерс»
(1915 г.). Отметим большой сектор обстрела из носовой стрелковой установки.
влястся посредством длинных валов. Такая
схема порождает немало чисто механичес-
ких проблем; некоторые из них не удава-
лось решить вплоть до последнего времени.
В тех случаях, когда более тяжелые са-
молеты требовали большей мощности си-
ловой установки, часто устанавливались
дополнительные двигатели. Установка до-
полнительных двигателей всегда влечет за
собой трудности в выборе места их рас-
положения. В случае использования двух
двигателей они обычно устанавливаются
по бортам фюзеляжа (независимо от схемы
установки воздушного винта) для обеспече-
ния равенства моментов от тяги двигателей
относительно центра масс. В случае четы-
рех двигателей дополнительную пару целе-
сообразно установить на консольной части
крыла, что обеспечивает максимальный
КПД воздушных винтов. Однако такая схе-
ма имеет существенный недостаток - уста-
новленные на консольных частях крыла
двигатели создают значительный по вели-
чине разворачивающий момент. Этот мо-
мент уравновешен в том случае, если внеш-
ние двигатели дают примерно одинаковую
тягу, однако в случае отказа одного из них
(что не исключено) двигатель, установлен-
ный на противоположной стороне, создает
разворачивающий момент, который нс мо-
жет быть сбалансирован отклонением руля
направления. С 1915 г., когда стали появ-
ляться крупные самолеты, конструкторы
четырехдвигательных машин старались мак-
симально приблизить двигатель к фюзеля-
жу для минимизации асимметрии тяги дви-
гателей правого и левого бортов. Иногда
двигатели устанавливались попарно в гон-
долах по противоположным бортам фю-
зеляжа и оснащались тянущим и толкаю-
щим воздушными винтами. В других слу-
чаях одна пара двигателей устанавливалась
достаточно низко между крыльями (или же
непосредственно на нижнем крыле) само-
летов бипланной схемы, а другая пара - над
верхним крылом. Принципиальным недо-
статком такой схемы является то, что само-
лет значительно легче разворачивается от-
носительно оси тангажа, чем относительно
оси рыскания или крена. Различие в тяге
двигателей, установленных в верхней и
нижней частях самолета, оказывает серьез-
ное влияние на балансировку самолета.
Один из таких шестидвигатсльных бом-
бардировщиков разбился при выполнении
первого взлета после того, как на разбеге
были включены верхние два двигателя. Эти
двигатели располагались на высоте при-
мерно 8,5 м от земли, и их включение
создало значительный по величине момент,
вследствие чего самолет перевернулся через
нос.
Попытки группировать 4 или большее
число двигателей близко к фюзеляжу были
частыми вплоть до конца 1920-х гг., ког-
да совершенствование системы управления
позволило располагать все двигатели в од-
ну линию-вдоль размаха крыла. Еще один
крупный шаг вперед в этом отношении был
совершен в конце 1920-х -начале 1930-х гг.,
когда широкое применение монопланных
крыльев с профилем большой относитель-
ной толщины дало возможность встраи-
вать мотогондолы в конструкцию крыла.
Это позволило существенно улучшить
аэродинамические обводы создаваемых
самолетов.
Разработка летающих лодок, имеющих
фюзеляж в виде корпуса, способного пла-
вать на воде, снова поставила конструкто-
ров авиационной техники перед необходи-
мостью расположения воздушных винтов
достаточно высоко над водой. Для само-
летов этого класса традиционной стала
установка двигателей в гондолах между
крыльями или над ними. Такое решение
приводило к увеличению массы конструк-
ции и порождало ряд технических слож-
ностей. Отметим, что и сегодня выбор мес-
та для установки воздушного винта яв-
ляется основной проблемой при создании
летающих лодок.
В ходе развития авиации были исследо-
ваны и экспериментально опробованы раз-
личные схемы установки двигателей и воз-
душных винтов как для однодвигательных,
так и для .многодвигательных самолетов.
Некоторые из этих схемных решений оказа-
лись удачными и стали стандартными в
практике авиастроения. Другие же показа-
ли свою нежизнеспособность и остались
лишь в анналах истории авиации.
Одной из особенно популярных схем
установки двигателей являлось размещение
их внутри фюзеляжа непосредственно в
центре масс самолета. Воздушные винты
приводятся в этом случае с помощью длин-
ных валов, а сам винт располагается либо в
носовой части фюзеляжа, либо в хвостовой.
В случае многодвигатсльных самолетов с
установкой двигателей по бортам фюзеля-
жа привод винтов осуществляется с по-
мощью механической системы передачи
крутящего момента. В большинстве слу-
чаев такая схема установки двигателей и
воздушных винтов порождала больше труд-
ностей, чем преимуществ.
Путь для разработки новых схем раз-
Рис. 7.4. Послевоенный британский реактивный самолет «Вампир» двухбалочной схемы (фирма
«Де Хевиленд»),
мешения двигателей на самолетах открыли
реактивные двигатели, не имеющие воз-
душных винтов и поэтому устраняющие
требование обеспечения необходимых за-
зоров между винтом и землей. Реактивные
двигатели часто устанавливаются в гондо-
лах, где они работают в условиях, практи-
чески эквивалентных тем, в которых на-
ходились винтовые двигатели. В других
случаях реактивные двигатели устанавли-
ваются внутри конструкции самолета, что
позволяет целенаправленно реализовывать
компоновочные преимущества реактивных
двигателей, обеспечивая «чистые» аэроди-
намические формы самолета (рис. 7.4).
ВОЗДУШНАЯ ТОРПЕДА
«ПОЛАН-ТАТЕН»
Как только в практике авиастроения
прочно утвердилась классическая аэродина-
мическая схема самолета с крылом в перед-
ней части фюзеляжа и хвостовым опере-
нием в задней, наиболее логичной схемой
установки двигателя стала схема с тяну-
щим винтом. Однако установка толкающе-
го винта в хвостовой части фюзеляжа так-
же обладает некоторыми достоинствами.
Одним из этих достоинств является умень-
шение интенсивности воздушного потока,
воздействующего па летчика в открытой
кабине. Другим достоинством этой схемы
(которое до конца не осознавалось на заре
авиации, когда самолеты обладали сравни-
тельно невысокими скоростями полета) бы-
ло уменьшение сопротивления фюзеляжа,
проходящего сквозь невозмущенный поток,
а не через мощный вихрь, сходящий с
воздушных винтов. Правда, следует ска-
зать. что оборотной стороной этого явля-
лось снижение эффективности поверхнос-
тей хвостового оперения в отсутствие воз-
действия на них сходящего с воздушных
винтов потока.
Схеме установки двигателей с толкаю-
щими винтами присуши два главных не-
достатка. Первый из них-необходимость
обеспечения зазора между воздушным вин-
том и землей. В случае невысокого основ-
ного шасси взлетно-посадочный угол само-
лета мал, что существенно увеличивает ско-
рость отрыва самолета при взлете и по-
садочную скорость при посадке.
Другой и, вероятно, основной недоста-
ток этой схемы связан с необходимостью
устанавливать двигатель близко к центру
масс самолета и обеспечивать привод воз-
душного винта с помощью длинных пере-
даточных валов. Ряд сопутствующих этому
механических проблем был разрешен толь-
ко лишь в 1950-е гг. Молтоном Тейлором
при создании семейства летательных аппа-
ратов «Аэрокар». Тейлор применил в своих
конструкциях сухую муфту сцепления дви-
гателя и приводного вала.
Показанный на рис. 7.5 французский са-
молет «Полан-Татен» был назван «воздуш-
ной торпедой» из-за очень обтекаемой (по
тем временам) формы фюзеляжа. Отметим
высокий хвостовой костыль и горизонталь-
ное положение самолета на стоянке по
сравнению с обычными самолетами с тяну-
щим винтом.
Рис. 7.5. Французский самолет «Воздушная торпеда» фирмы «Полан-Татен» (1911 г.). Толкаю
щий винт самолета расположен за хвостовым оперением.
ЛЕТАЮЩАЯ ЛОДКА КЕРТИССА
1912 г.
Когда началась разработка самолетов,
способных выполнять полеты с водной по-
верхности, произошло быстрое разделение
этих аппаратов на два основных класса -
морские самолеты, представляющие собой
стандартные наземные машины, оснащен-
ные поплавковым шасси, и летающие лод-
ки (гидросамолеты)-аппараты, у которых
фюзеляж напоминает лодку.
Большинство самолетов, оснащенных
поплавками, не сталкивается с проблемами
обеспечения зазора между воздушным вин-
том и поверхностью воды, и установка
двигателя в носовой части самолета для
таких машин вполне приемлема. В классе
летающих лодок такая установка двига ге-
лей встречается довольно редко по вполне
очевидной причине воздушные винты долж-
ны находиться достаточно далеко от воды.
Глен Кертисс столкнулся с такой про-
блемой, когда в 1912 г. он создавал ле-
тающую лодку. Однако для такого само-
лета проблема не представляла серьезных
трудностей. Конструктору удалось эффек-
тивно, с компоновочной точки зрения, за-
менить на одном из своих самолетов-би-
планов с толкающим винтом шасси на
лодочный корпус. При этом из конструк-
ции были исключены хвостовые балки, а
оперение установлено на корпус лодки в
хвостовой части. Двигатель самолета раз-
мещался между крыльями биплана на до-
статочной высоте (рис. 7.6).
Такая схема стала стандартной для боль-
шинства летающих лодок, которые созда-
ются вплоть до настоящего времени. Пер-
вые серийные варианты лодки, которая по-
лучила название «модель F», были по-
строены в 1913 г. Эти двухместные само-
леты оснащались двигателем «Кертисс О»
мощностью 75 л.с. (55 кВт) и обладали
максимальной скоростью 88 км/ч. Было
построено значительное количество таких
самолетов. Несколько сотен этих машин
использовались в ВМС США в качестве
учебно-тренировочных вплоть до оконча-
ния первой мировой войны.
VJ-22 «ВОЛМЕР»
Разработанная в 1912 г. Кертиссом схе-
ма летающей лодки активно использова-
лась создателями летательных аппаратов
этого типа вплоть до последнего времени
применительно к однодвигательным маши-
нам (которые обычно являются амфибиями
монопланной схемы). На этих самолетах
двигатель в гондоле устанавливается над
корпусом в районе центра масс самолета.
Большинство машин указанного типа осна-
щается толкающими винтами, хотя есть
несколько примеров использования тяну-
щего винта. На рис. 7.7 показан самолет
VJ-22 «Чубаско» (который часто называют
«спортсменом»), построенный Болмером
Дженсеном в 1958 г. Характерными кон-
структивными особенностями самолета яв-
ляются использование деревянного корпу-
Рис. 7.6. Летающая лодка Кертисса (1912 г.), по схеме которой впоследствии строились почти
□се однодвигательные летающие лодки.
Рис. 7.7. Любительский аппарат-амфибия монопланной схемы VJ-22 «Волмер» (напоминает
летающую лодку Кертисса 1912 г.).
са, крыльев и оперения от выпускаемого
для рынка любительских самолетов лег-
кого летательного аппарата с двигателем
мощностью 65-100 л.с. (48 73,5 кВт). При
постройке такого самолета необходимо про-
вести значительный объем работ по кор-
пусу и установке двигателя (этот обьем
работ превышает 51% всех работ по по-
стройке самолета, поэтому выпускаемые
серийно крылья и оперение могут быть
использованы без нарушения правила, гла-
сящего, что любительский или самодель-
ный самолет должен строиться более чем
на 51% руками авиатора-любителя).
После создания VJ-22 было выпущено
несколько модификаций этого самолета,
также предназначенных для любительского
рынка.
Основные данные: силовая установка-
двигатель «Континенталь» мощностью
100 л.с. (73,5 кВт); размах крыла 11,1м;
взлетная масса 680 кг; крейсерская скорость
136,8 км/ч.
D-4 «ГАЛЛОДЕ»
К числу первых попыток размещения
двигателя одновинтового самолета внутри
фюзеляжа в районе центра тяжести отно-
сится американский самолет D-2 «Галло-
де», построенный в 1916 г. Этот самолет
оснащался двумя установленными рядом в
фюзеляже двигателями «Дасенберг», кото-
рые приводили в движение одиночный воз-
душный винт, установленный на кольце,
охватывающем фюзеляж (рис. 7.8). D-2 вы-
полнил ряд успешных полетов, но на сле-
дующей модели D-4 (1918 г.) уже исполь-
зовался один двигатель «Либерти» мощ-
ностью 400 л. с. (294 кВт). Серийное произ-
водство этих самолетов не было налажено,
однако D-4 оказался достаточно скорост-
ным самолетом, и ВМС США использова-
ли их в нескольких гонках, проведенных
после первой мировой войны. Другие авиа-
торы также пытались реализовать концеп-
цию винта по типу D-2, но также быстро ее
оставили. Для наземных самолетов эта схе-
ма создавала значительные проблемы за-
зора между винтом и землей, а для морских
аппаратов типа «Галлоде» возникала про-
блема попадания водяных брызг :.а воз-
душный винт.
Основные данные: размах крыла 14,1 м;
взлетная масса 2467 кг; максимальная ско-
рость 191,6 км/ч.
Р-39 «АЭРОКОБРА» ФИРМЫ
«БЕЛЛ»
Единственным однодвигательным порш-
невым самолетом серийного производства
с двигателем, размешенным внутри фюзе-
ляжа в районе центра масс и приводящим
воздушный винт через длинный приводной
вал, был истребитель Р-39 «Аэрокобра»
фирмы «Белл» (рис. 7.9). В период с 1938 по
1944 г. для ВВС США и союзников по
антигитлеровской коалиции было построе-
но более 9000 таких самолетов (включая
дальнейшую модификацию этого самолета
Р-63 «Кинг Кобра»),
Рис. 7.8. Американский самолет D-4 «Галлоде». Двигатель установлен в центральной части
фюзеляжа, а воздушный винт охватывает хвостовую часть.
Рис. 7.9. Истребитель Р-39 «Аэрокобра» фирмы «Белл» (1938 1944 гг.), двигатель которого
устанавливался непосредственно над крылом и соединялся с воздушным винтом посредством
вала длиной около 3 м.
Основным соображением, по которому
двигатель самолета «Аэрокобра» распола-
гался в районе центра масс, было стремле-
ние проектировщиков установить пушку
калибра 37 мм в передней части фюзеляжа,
где она могла стрелять через кок воздушно-
го винта. На многих истребителях первой
мировой войны пушки стреляли через по-
лый кок винта, но они обычно устанав-
ливались между блоками цилиндров двига-
телей с V-образным расположением ци-
линдров, у которых линия действия тяги
воздушного винта проходила над колен-
валом, а привод винта осуществлялся с
помощью редуктора. Фирма «Белл» также
могла пойти по этому пути, но в конечном
итоге решила разместить двигатель в райо-
не центра тяжести для уменьшения момен-
тов инерции с целью повышения маневрен-
ных характеристик самолета. Длинный (3 м)
вал проходил под летчиком и приводил в
движение поднятый относительно оси вала
воздушный винт с помощью шестеренча-
той передачи.
Р-39 оказался не очень удачным истре-
бителем. так как его высотный диапазон
был значительно ограничен из-за отсутст-
вия двухступенчатого турбонагнетателя дви-
гателя. Однако мощное вооружение само-
лета, состоявшее из одной пушки калибра
37 мм и пулеметов калибра 12,7 мм, позво-
лило эффективно применять самолеты это-
го типа для уничтожения фашистских тан-
ков. Особенно успешно использовали этот
самолет военно-воздушные силы СССР во
время второй мировой войны.
Основные данные Р-39: силовая установ-
ка-двигатель V-1710-85 фирмы «Эллисон»
мощностью 1200 л.с. (880 кВт); размах кры-
ла 10,37 м; площадь крыла 19,8 м2; взлет-
ная масса 3765 кг; максимальная скорость
(на высоте 3350 м) 619,8 км/ч.
R-VI ЦЕППЕЛИНА И СТАКЕНА
Первыми четырехдвигательными бом-
бардировщиками в мире (а также и первы-
ми реально используемыми самолетами
этого класса) слали несколько созданных
в России бомбардировщиков конструкции
Сикорского. На всех этих самолетах двига-
тели располагались в одну линию над ниж-
ним крылом. Следует отметить, что эти
бомбардировщики оказались не особенно
удачными. Первым по настоящему удач-
ным самолетом этого класса стал создан-
ный в 1916 1918 гг. самолет Стакена R-VI,
построенный в Германии с помощью зна-
менитой дирижаблестроительной фирмы
Ф. Цеппелина. Буква R в обозначении са-
молета это первая буква немецкого слова
Riesenflugzeug самолет-гигант. Впоследст-
вии в Германии обозначение R было приня-
то для всех сверхтяжелых самолетов.
В конструкции R-VI четыре двигателя
были установлены попарно и оснащены
тянущими и толкающими винтами. Спа-
ренные двигатели устанавливались в еди-
ной мотогондоле по противоположным
бортам фюзеляжа для уменьшения разво-
рачивающего момента при уменьшении тя-
ги двигателей одного борта (рис. 7.10). Та-
кая схема стала стандартной для многих
чегырехдвш ательных самолетов, построен-
ных в начале 1930-х гг.
R-V1 был действительно гигантским са-
молетом - размах крыла составлял 42,2 м,
а площадь крыла 334 м2. Мотогондолы, в
Рис. 7.10. Немецкий четырехдвигатепьный бомбардировщик R-VI (фирмы «Цеппелин-Стакен»),
построенный в 1916 1918 гг., двигатели которого устанавливались тандемными парами в
гондолах около фюзеляжа для минимизации асимметрии тяги при отказе.
которых устанавливались двигатели «Мей-
бах» мощностью 245 л.с. (180 кВт), были
достаточно велики для того, чтобы раз-
местить между ними кабину бортмеханика,
обслуживающего двигатели в полете. На
некоторых моделях этих самолетов в каби-
не бортмеханика размещался стрелок, ко-
торый мог подняться из мотогондолы по
лестнице к пулеметной установке на верх-
ней части верхнего крыла. Взлетная масса
R-VI составляла 11 800 кг. а максимальная
скорость-135,2 км/ч. Несколько таких ма-
шин было переоборудовано в пассажирские.
НР-42 ФИРМЫ
«ХЕНДЛИ ПЕЙДЖ»
Опробованы и другие компоновочные
схемы, целью которых было сгруппировать
четыре двигателя вокруг фюзеляжа. Линия
центров тяг четырех двигателей «Бристоль-
Юпитер» мощностью 550 л.с. (404 кВт) са-
молета «Хендли Пейдж» НР-42, построен-
ного в 1930 г., проходила еще ближе к оси
самолета, чем на «Стакене» R-V1. Установ-
ленные на верхнем крыле два двигателя
размещались так близко друг к другу, на-
сколько это позволяли воздушные винты
(рис. 7.11).
НР-42 стал стандартным авиалайнером
авиакомпании «Империал эруэйз». Было
построено 8 таких самолетов, способных
перевозить от 24 до 38 пассажиров с крей-
серской скоростью 160 км/ч.
Основные данные: размах крыла 39,6 м;
площадь крыла 278 м2; взлетная масса
13 150 кг.
«ТЭРРЕНТ ТЕЙБОР»
Одним из ранних примеров шсстидвига-
телыюго бомбардировщика, объединяю-
щего в себе схемы установки двигателей,
характерные для самолетов «Стакен» R-VI
и НР-42, стал построенный в конце первой
мировой войны самолет «Тэррент Тейбор»
(доводка самолета была завершена уже
после первой мировой войны). Это был
гигантский самолет размах центрального
крыла составлял 40 м, а площадь крыльев
460 м2. Взлетная масса равнялась 20260 кг.
Силовая установка самолета состоя-
ла из 6 двигателей «Нэпьер-Лайон» мощ-
ностью 450 л. с. (294 кВт); 4 из них раз-
мещались в двух гондолах между нижним и
центральным крыльями, а 2-в гондолах
между центральным и верхним крыльями
(рис. 7.12). Для выполнения первого взлета
самолета 26 мая 1919 г. легчик выполнял
разбег, используя главным образом мощ-
ность нижних двигателей. Когда он перевел
верхние двигатели на режим максимальной
мощности, создаваемый этими двигателя-
ми момент оказался столь большим, что
его нс удалось сбалансировать путем от-
клонения рулей высоты, и самолет пере-
вернулся через нос. На этом работы были
прекращены.
Рис. 7.11. Британский самолет «Хендли Пейдж» НР-42» (1930 г.) с оригинальной компоновкой
четырех двигателей около фюзеляжа.
Рис. 7.12. Британский «Тэррент Тейбор» (1919 г.). При первом взлете перевод верхних двигате-
лей на максимальные обороты вызывал опрокидывание самолета.
R-II ЛИНКЕ И ХОФМАНА
Некоторые создатели самолетов пыта-
лись реализовать преимущества внутренне-
го размещения четырех двигателей в кон-
струкции тяжелых самолетов для исключе-
ния аэродинамического сопротивления т ра-
диционных мотогондол и дополнительных
элементов конструкции типа подкосов и
расчалок. Обычно поставленная задача ре-
шалась путем размещения воздушных вин-
тов по бокам фюзеляжа с приводом их
посредством валов и коробок передач. Ина-
че была решена эта проблема на построен-
ном в 1918 г. в Германии самолете Линке и
Хофмана R-I1. Четыре двигателя фирмы
«Мерседес» мощностью 260 л.с. (190 кВт)
были размещены двумя тандемными пара-
ми внутри фюзеляжа и связаны с одиноч-
ным воздушным винтом, имеющим диа-
метр 6,9 м (рис. 7.13). В то время это был
самый большой воздушный винт за всю
историю авиации; более крупные воздуш-
ные винты применялись только на несколь-
ких дирижаблях. Каждый из четырех двига-
телей мог быть отключен от вала с по-
мощью специальной муфты, и R-II был
способен выполнять нормальные полеты и
на двух двигателях.
Был построен только один экземпляр
этого самолета. После нескольких испыта-
тельных полетов самолет был уничтожен
Рис. 7.13. Немецкий самолет «Линке-Хофман» R-II (1918 г.) с четырьмя двигателями мощ-
ностью 260 л.с., которые приводят во вращение один воздушный винт.
Рис. 7.14. Французский самолет «Сальмсон-Муано» (1916 г.) с одним радиальным двигателем,
установленным поперек фюзеляжа, который вращает два воздушных винта.
согласно требованиям Версальского мир-
ного договора.
Основные данные: размах крыла 42,1 м;
взлетная масса 12000 кг; площадь крыла
320 м; продолжительность полета - несколь-
ко часов при крейсерской скорости 120 км/ч;
максимальная скорость 130 км/ч.
«САЛЬМСОН-МУАНО»
Одним из ставших серийными самоле-
тов, у которого один двигатель, размещен-
ный в фюзеляже, приводил в движение два
разнесенных воздушных винта посредством
валов и передач, был разработанный в
1916 г. французский самолет «Сальмсон-
Муано». Этот самолет воздушного наблю-
дения оснащался радиальным двигателем
водяного охлаждения «Сальмсон» мощ-
ностью 230 л. с. (169 кВт), который уста-
навливался поперек фюзеляжа (рис. 7.14).
Из передней и задней частей двигателя
выходили валы, связанные с шестеренчатой
передачей, через которую крутящий мо-
Рис. 7.15. Один из вариантов самолета «Сальмсон-Муано» (с тремя двигателями, один из
которых вращает воздушный винт непосредственно, а два других через коробку приводов).
мент передавался на воздушные винты. Эти
самолеты выпускались небольшой серией.
Оригинальным самолетом был экспери-
ментальный трехмоторный «Сальмсон». на
котором два радиальных двигателя, уста-
новленные поперек фюзеляжа, приводили
через систему валов и передач два воздуш-
ных винта. Третий двигатель, размешенный
в носовой части, непосредственно вращал
третий воздушный винт (рис. 7.15).
Do-X ФИРМЫ «ДОРНЬЕ»
На немецкой фирме «Дорнье», когда
опа в 1915 г. начала строить большие ле-
тающие лодки, было признано целесооб-
разным стремиться к обеспечению макси*
мальион близости линии тяги двигателей и
осевой линии самолета. На чстырехдвига-
тсльных летающих лодках двигатели обыч-
но располагались парами в единых мото-
гондолах и оснащались толкающим и тяну-
щим воздушными винтами. Послевоен-
ные двухдвигательные летающие лодки
«Дорнье» сохранили тандемную схему уста-
новки двух двигателей, но зона размещения
двигателей была перенесена на верхнюю
поверхность монопланного крыла. Четы-
рехдвигательные летающие лодки оснаща-
лись аналогичными мотогондолами, мак-
симально приближенными к оси симмс i рии
самолета (насколько это позволяют воз-
душные винты).
Логическим завершением такого подхо-
да в создании летающих лодок был ги-
гантский самолет Do-X, спроектированный
в 1926 г. и построенный в 1929 г. Силовая
установка этого самолета состояла из 12
двигателей «Бристоль-Юпитер» английско-
го производства (мощность 450 л. с., или
330 кВт), установленных в шести надкрыль-
евых мотогондолах. Так как воздушные
винты находились непосредственно над по-
верхностью крыла в районе задней и перед-
ней кромок, гондолы были подняты на
подкосах для обеспечения требуемого за-
зора между винтами и конструкцией крыла
(рис. 7.16).
Do-X с исходными двигателями обла-
дал недостаточной мощностью силовой
установки. Положение не удалось испра-
вить даже заменой этих двигателей на
более мощные «Кертисс Конксрор» мощ-
ностью 600 л. с. (441 кВт). В течение не-
скольких лет Do-X был крупнейшим в мире
самолетом по взлетной массе и величине
размаха крыла. Этот самолет до сих пор
остается единственным в мире 12-двига-
тельным самолетом. В одном из своих
полетов Do-X установил мировой рекорд
выполнял на протяжении одного часа полет
со 169 человеками на борту-159 пассажи-
ров и 10 членов экипажа. Первый из трех
построенных Do-X находился в Берлинс-
ком авиационном музее и был уничтожен
во время одной из бомбежек в ходе второй
мировой войны.
Основные данные: размах крыла 47,9 м;
площадь крыла 45 м2; взлетная масса
55880 кг; максимальная скорость 215,7 км/ч.
Do-14 ФИРМЫ «ДОРНЬЕ»
В отличие от «Сальмсона», в котором
один двигатель использовался для привода
Рис. 7.16. Немецкий самолет Do-X (1929 г.) фирмы «Дорнье» с 12 двигателями в виде шести
тандемных пар в гондолах над крылом.
Рис. 7.17. Летающая лодка Do-14 фирмы «Дорнье», в корпусе которой размещаются два
двигателя, приводящие в движение один толкающий винт, установленный над крылом.
двух воздушных винтов, немецкий самолет
Do-14 «Дорнье», построенный в 1936 г.,
имел один толкающий винт, расположен-
ный в традиционном месте над крылом.
Винт приводился в движение с помощью
вала и двух коробок передач от двух двига-
телей BMW VI водяного охлаждения мощ-
ностью 690 л. с. (570 кВт), установленных в
корпусе этой, во всех прочих отношениях
традиционной, летающей лодки (рис. 7.17).
Двигатели располагались тандемом вдоль
продольной оси самолета навстречу друг
другу. Каждый из двигателей был соединен
с коробкой передач, расположенной между
ними. Вертикальный вал, выходящий из
этой коробки передач, приводил в дейст-
вие редуктор, установленный сверху и не-
посредственно вращающий вал воздушного
винта. Описанная механическая система
успешно работала, но был построен всего
лишь один такой самолет.
Основные данные: размах крыла 25 м;
взлетная масса 11376 кг; максимальная ско-
рость 272 км/ч.
Do-26 ФИРМЫ «ДОРНЬЕ»
В процессе проектирования приходится
принимать множество компромиссных тех-
нических решений в целях удовлетворения
требований, предъявляемых к летательно-
му аппарату. Дорнье создал очень непло-
хой чстырехдвигательный пассажирский са-
молет «Супер Уэл», который, к сожалению,
не обладал трансатлантической дальностью
полета, что позволило бы ему принять
участие в международном коммерческом
соревновании за право обслуживать транс-
атлантические воздушные линии, которые
стали прокладываться в конце 1930-х гг.
Увеличение дальности полета и ско-
рости требовало значительных по объему
доводочных работ, в частности, улучшения
общей аэродинамики самолета. Это было
сделано при сохранении схемы установки
двигателей в виде тандемных пар. Однако
возникла проблема слишком близкого рас-
положения воздушных винтов к поверх-
ности воды. Так как воздушные винты бы-
ли установлены на удлинительных валах
(для того, чтобы иметь возможность сдви-
нуть задние двигатели несколько вперед
для обеспечения требуемой центровки са-
молета), было найдено конструктивное ре-
шение в виде поворота валов в зоне их
соединения с двигателем. Таким образом,
воздушные винты значительно приподни-
мались при выполнении взлета и посадки
Рис. 7.18. Летающая лодка Do-26 фирмы «Дорнье» (1939 г.). Задние воздушные винты вместе с
приводными валами поднимаются при взлете и посадке для предотвращения попадания брызг
воды на винты.
(рис. 7.18). Незначительная потеря тяги
из-за отклонения винтов вверх более чем
компенсировалась увеличением крейсерс-
кой скорости полета.
Исходный самолет Do-26, построенный
для германской авиакомпании «Люфтганза»,
использовался в полетах через Южную
Атлантику вплоть до начала второй миро-
вой войны. Для обеспечения полетов этих
самолетов с большим запасом топлива,
чем допускается по максимальной взлетной
массе, запуск осуществлялся с помощью
катапульты, установленной на специально
оборудованных кораблях. Когда разрази-
лась война, принадлежащие авиакомпании
три Do-26 и все остальные находившиеся в
производстве самолеты этого типа были
переданы ВВС Германии.
Основные данные: размах крыла 30 м;
площадь крыла 120 м2; силовая уста-
новка-4 дизельных двигателя «Юнкере»
«Юмо-205» мощностью 880 л. с. (647 кВт);
взлетная масса 22500 кг; крейсерская ско-
рость 304 км/ч.
МС-72 «МАККИ-КАСТОЛЬДИ»
Самым распространенным способом уве-
личить скорость однодвигательного само-
лета является установка более мощного
двигателя. Если такого двигателя нет, при-
ходится искать другие способы решения
проблемы.
Для гоночного самолета дополнитель-
ное сопротивление при традиционной схеме
установки двух двигателей будет погло-
щать практически любое приращение ско-
рости. которое может быть получено за
счет увеличения мощности силовой уста-
новки. Марио Кастольди решил эту про-
блему на самолете МС-72 (построенном
итальянской формой «Макки»), который он
готовил в 1931 г. для участия в гонках на
приз Шнайдера.
Это был обычный одноместный гоноч-
ный морской самолет с тянущим винтом и
двумя поплавками. Силовая установка са-
молета состояла из двух двигателей «Фиат
AS-б» мощностью 1300 л. с. (955 кВт), уста-
новленных друг за другом и связанных в
единый энергоузел. Эти двигатели приво-
дили в движение соосные воздушные винты
противоположного вращения (рис. 7.19).
Различные технические проблемы не по-
зволили МС-72 принять участие в гонках
1931 г., для которых он и был построен,
но после усгановки новой пары двигате-
лей, развивающих мощность 3100 л.с.
(2278 кВт), 23 октября 1934 г. на этом само-
лете был установлен мировой рекорд ско-
рости полета - 709,7 км/ч. Этот рекорд был
зарегистрирован в качестве абсолютного
рекорда скорости, и хотя в 1939 г. он был
побит несколькими экспериментальными
сухопутными самолетами немецкого про-
изводства, для винтовых гидросамолетов
он и сегодня остается рекордом. Самолет
МС-72 в настоящее время находится на
хранении в Авиационном музее в Турине.
Основные данные: размах крыла 9,47 м;
площадь крыла 15 м2; взлетная масса
2900 кг.
Рис. 7.19. Итальянский гоночный самолет «Макки-Кастольди» с двумя расположенными танде-
мом двигателями и первыми в мире работоспособными соосными винтами противоположного
вращения.
«ОЛИМПИК» ФИРМЫ «ЛОКХИД»
Другой способ реализации преимуществ,
даваемых двухдвигательной силовой уста-
новкой (в том числе и по отказобезопас-
ности ) при одновременном сохранении об-
текаемых форм, характерных для однодви-
гательных самолетов, был испробован
американцем Аланом Лоухедом в 1931 г.
Он использовал для создания своего са-
молета планер высокоплана «Вега» фирмы
«Локхид».
Силовая установка состояла из двух
двигателей «Менаско» мощностью 125 л.с.
(91,9 кВт). Эти шестицилиндровые рядные
двигатели воздушного охлаждения уста-
навливались рядом в расширенной носовой
части фюзеляжа (рис. 7.20). Эксперимен-
тальный самолет, получивший название
«Олимпик». выполнил несколько успешных
полетов. Однако в годы экономического
кризиса в начале 1930-х гг. этот самолет не
нашел заказчиков.
Рис. 7.20. Самолет американца А. Лоухеда «Олимпик Дуо Сикс». Два двигателя «Менаско»,
установленные рядом головками цилиндров вниз, обеспечивают минимальный зазор между
воздушными винтами.
«ЮНИТВИН СТАРЛАЙНЕР»
ФИРМЫ «ЛОКХИД»
Идея Лоухеда и Локхида о целесооб-
разности установки двух двигателей в носо-
вой части фюзеляжа, аналогично тому, как
это делается на однодвигательных само-
летах, не была забыта после неудачи с
«Олимпиком», В 1938 г. фирма «Локхид
эркрафт» организовала дочернее предприя-
тие «Вега эркрафт» неподалеку от своего
основного завода в г. Бербанк (шт. Кали-
форния). Именно здесь была предпринята
попытка реализовать описанный выше под-
ход другим способом.
На самолете, как и раньше, использова-
лись два двигателя «Менаско» мощностью
250 л. с. (183,7 кВт) и планер одного из
построенных ранее фирмой «Локхид» само-
летов «Олтер». Таким образом была созда-
на летающая лаборатория для отработки
идеи, которая своими корнями уходит к
самолету R-I1 Липке и Хофмана - устано-
вить рядом два двигателя, приводящие в
движение один воздушный винт. В этом
самолете двигатели были размещены вер-
тикально, что позволило получить доста-
точно традиционную форму носовой части
(рис. 7.21). Такая схема установки получила
название «Юнитвин». Если один из двига-
телей отказывает, он может быть отсоеди-
нен от воздушного винта, а самолет будет
продолжать полет на одном двигателе.
Модифицированный таким образом
«Олтер» летал довольно успешно, что
вдохновило его создателей на разработку
коммерческой модели самолета, который
впоследствии получил название «Старлай-
нер». Этот самолет, как и его предшествен-
ник, оказался удачным; однако наращива-
ние военных приготовлений ко второй ми-
ровой войне привело к тому, что от проекта
пришлось отказаться.
Основные данные: размах крыла 12,5 м;
взлетная масса 2720 кг; крейсерская ско-
рость 286 км/ч при относительной мощнос-
ти силовой установки 66% и 249,6 км/ч при
относительной мощности 55%.
Do-335 «ПФАЙЛЬ» ФИРМЫ
«ДОРНЬЕ»
Дорнье разработал самолет Do-335
«Пфайль» (в переводе с немецкого «стре-
Рис. 7.21. Самолет «Старлайнер» фирмы «Локхид» с силовой установкой «Юнитвин», состоящей
из двух размещенных рядом двигателей «Менаско» и одного воздушного винта.
Рис. 7.22. Двухдвигательный самолет Do-335 фирмы «Дорнье» (1944 г.) с воздушными винтами
как в носовой, так и в хвостовой части фюзеляжа. На снимке показан двухместный учебный
вариант самолета.
ла») в конце второй мировой войны. Это
самолет-истребитель, оснащенный двумя
двигателями «Даймлер-Бенц» 603А мощ-
ностью 1700 л.с. (1286 кВт), которые раз-
мещались в узком фюзеляже. При установ-
ке двигателей была реализована идея Кас-
тольди о тандемном расположении двига-
телей по оси самолета наряду с более ста-
рой идеей использования расположенного
за хвостовым оперением толкающего вин-
та. В результате был создан очень удачный
самолет с тандемным размещением двига-
телей и тянущим и толкающим воздуш-
ными винтами. Один двигатель находился
в носовой части фюзеляжа, а другой-сразу
за крылом. Задний двигатель приводил в
движение толкающий воздушный винт с
помощью удлинительного вала (рис. 7.22).
Передний двигатель оснащался традицион-
ным носовым радиатором, а радиатор зад-
него двигателя находился в нижней части
хвостового отсека фюзеляжа, как это было
сделано на самолете Р-51 «Мустанг».
Хвостовое оперение самолета было вы-
полнено по схеме «крест» - поверхности
вертикального и горизонтального оперения
имели одинаковую форму и равную пло-
щадь и располагались как над фюзеляжем,
так и под ним, причем подфюзеляжный
киль обеспечивал защиту воздушного вин-
та от касания земли при нештатном вы-
полнении взлета или посадки. Для того
чтобы исключить возможность попадания
летчика в зону заднего винта и киля при
покидании самолета с парашютом, лопасти
воздушного винта и верхняя плоскость вер-
тикального оперения в аварийной ситуации
отстреливались.
В 1937 г. Дорнье запатентовал анало-
гичную схему самолета с тянущим и тол-
кающим винтами. Однако ему не удалось
убедить правительство в необходимости
строить такой истребитель. Являясь одним
из основных в Германии производителей
бомбардировщиков, он получил указание
продолжать работы исключительно в этом
направлении и не распылять свои силы,
пытаясь создать самолет-истребитель. Од-
нако к 1942 г. идея создания двухдвигатель-
ного перехватчика-бомбардировщика вне-
запно стала очень популярна среди руко-
водства фашистской Германии, и. таким
образом, было дано разрешение на про-
ведение работ над Do-335.
Опытные образцы Do-335 стали выпол-
нять полеты в сентябре 1943 г., однако
технические трудности привели к тому, что
первые серийные Do-335A-1 вышли из це-
хов завода Дорнье только в начале 1945 г.
В результате они не принимали участия в
боевых действиях. До начала серийного
производства было разработано несколько
моделей этого самолета, в том числе ноч-
ной истребитель и фоторазведчик, а также
двухместный учебно-тренировочный само-
лет с тандемным размещением летчика-
инструктора и курсанта.
«Пфайль» оказался одним из наиболее
скоростных поршневых истребителей всех
времен. Самолет был способен взлетать и
садиться и осуществлять набор высоты при
отказе одного из двигателей. Это был до-
вольно большой самолет: размах крыла
составлял 13,75 м; площадь крыла 38,5 м2;
взлетная масса (для модели А-1) 9610 кг.
Максимальная скорость на высоте 6400 м
составляла 763 км/ч, что несколько больше
установленного 26 апреля 1939 г. абсолют-
ного рекорда скорости 755 км/ч. Этот ре-
корд для самолетов с поршневыми двш ию-
лями оставался непревзойденным вплоть
до 16 августа 1969 г., когда он был пре-
вышен (777 км/ч) Деррилом Гринаймайе-
ром на усовершенствованном самолете F-8E
«Бсркзт» фирмы «Грумман» (исходный са-
молет был разработан фирмой в 1946 г.).
В годы мировой войны авиационные ре-
корды не регистрировались, поэтому по-
истине рекордный самолет «Пфайль» офи-
циально этого звания не имел.
На сегодняшний день сохранился толь-
ко один экземпляр Do-335, который являет-
ся собственностью Национального музея
авиации и космонавтики США при Смит-
сонском институте.
РА-22 «ТРИПЕЙСЕР»
Интересным возвращением идеи, по-
ложенной в основу созданного Лоухедом
самолета «Олимпик», по размещению двух
двш ателей рядом в носовой части фюзеля-
жа является разработанный в 1952 г.
Гарольдом Вагнером из г. Портленда
(Ш1. Орегон) самолет РА-22. Однако Г. Ваг-
нер пошел еще дальше вместо того, чтобы
разнести два двшателя «Лайкоминг» мощ-
ностью 125 л.с. (92 кВт) на расстояние, до-
статочное для обеспечения зазора между
воздушными винтами, он расположил дви-
гатели существенно ближе друг к другу.
Необходимый зазор между воздушными
винтами был обеспечен иначе на левый
двигатель был установлен удлиненный кок,
вследствие чего воздушный винт сдвинулся
несколько вперед (рис. 7.23). Таким обра-
зом, два воздушных винта в процессе вра-
щения перекрывали друг друга практически
на длину лопасти. За исключением нетради-
ционной установки двигателей, это был
стандартный самолет Р-22 фирмы «Пайпер».
«КАПРОНИ-КАМПИНИ» №1
Появление в начале второй мировой
войны турбореактивных двш а гелей откры-
ло новые возможности конст руктивно-ком-
поновочного решения проблемы установки
двигателей Двухдвигательные реактивные
самолеты обычно строились по схеме, в
которой двигатели располагались под кры-
лом (если это были относительно неболь-
Рис. 7.23. Самолет «Твин Трипейсер» Г. Вагнера. Использована схема А. Лоухеда, но двигатели
установлены еще ближе друг к другу, с перекрытием вращающихся лопастей.
Рис. 7.24. Итальянский самолет «Капрони-Кампини» № 1 (1940 г.) с поршневым двигателем.
шис самолеты-истребители); впоследствии
эти двигатели на более тяжелых самолетах
(типа бомбардировщиков) стали встраи-
ваться в конструкцию крыла. Наиболее по-
пулярной схемой однодвигательных само-
летов была установка двигателя в середине
фюзеляжа. При этом воздух для двигателя
поступал через лобовой воздухозаборник, а
реактивная струя истекала из сопла, раз-
мещенного в хвостовой части фюзеляжа.
Интересно, что одним из первых летав-
ших реактивных самолетов в мире был
созданный в 1940 г. итальянский самолет
«Капрони-Кампини» № 1 (часто ошибочно
называемый СС-2), который в действитель-
ности не имел турбореактивного двигателя
(рис. 7.24). В силовой установке этого само-
лета использовался поршневой двигатель
«Изотта-Фраскини» мощностью 900 л. с.
(661,5 кВт), который приводил в движение
компрессор, подающий воздух высокого
давления в камеру сгорания (где происхо-
дили смешение сжатого воздуха с топли-
вом, его последующее воспламенение, сго-
рание и истечение через реактивное сопло).
В этом смысле «Капрони-Кампини» № 1
являлся двухдвигательным самолетом, хо-
тя для создания тяги использовался только
один двигатель.
Первый полет самолета был осуществ-
лен 28 августа 1940 г., но он был воспринят
всего лишь как любопытный эксперимент.
В условиях отсутствия интереса со стороны
официальных кругов дальнейшие работы
над самолетом были прекращены. Этот
двухместный самолет имел размах 15,86 м,
площадь крыла 36 м2 и взлетную массу
3196 кг. Максимальная скорость полета со-
ставляла лишь 375 км/ч, что совершенно не
характерно для настоящих реактивных са-
молетов, созданных вскоре после него.
И все же «Капрони-Кампини» № 1 внес
свою лепту в развитие авиации, которая,
возможно, и нс всеми осознается. В этом
самолете впервые была использована фор-
сажная камера, в которой дополнительное
топливо сгорает в потоке, создавая допол-
нительную тягу. До использования форсаж-
ных камер максимальная скорость «Капро-
ни-Кампини» составляла всего 330 км/ч.
Форсажные камеры реактивных двигателей
нашли широкое применение на боевых са-
молетах, начиная с 1950-х гт. Поэтому,
хотя судьба самолета «Капрони-Кампини»
и оказалась неудачной, следует отметить
тот вклад, который он внес в прогресс
авиации.
Один из экземпляров «Капрони-Кампи-
ни» сохранился и в настоящее время на-
ходится в Музее науки и техники Милана.
Глава 8
Шасси
Нетрадиционная схема шасси способна при-
дать летательному аппарату довольно не-
обычный облик. Нетрадиционное шасси
часто является результатом принципиаль-
ного отхода от традиционных схем собст-
венно летательного аппарата, который тре-
бует столь же существенного отхода от
классических схем создания взлетно-поса-
дочных устройств. В некоторых случаях
вполне традиционные летательные аппара-
ты оснащались необычным шасси для обес-
печения способности выполнять некоторые
специальные задачи.
В середине 1930-х гг. многие новые лета-
тельные аппараты считались необычными
уже из-за того, что они оснащались трех-
опорным шасси с расположением основных
опор за центром масс, а носового колеса
перед ним (рис. 8.1). Многие не знали (или
же забыли), что трехопорное шасси с носо-
вым колесом широко использовалось до
начала первой мировой войны, после чего
эта схема практически исчезла из практики
самолетостроения вследствие специфичес-
ких военных требований к летно-техничес-
ким характеристикам самолетов. Дополни-
тельное колесо вызывало увеличение массы
конструкции и аэродинамического сопро-
тивления самолета, а также затрудняло ру-
лежку и эксплуатацию летательного аппа-
рата на земле. Выгоды от повышения без-
опасности взлета и посадки боевых само-
летов считались не столь существенными,
так как военные летчики были привычны к
обращению со «строптивыми» самолетами.
Требования военного времени привели к
появлению схем самолетов, которые после
войны стали стандартными. Понадобилось
более 20 лет для того, чтобы авиационные
специалисты окончательно убедились в це-
лесообразности весовых затрат на создание
трехопорного шасси ради повышения без-
опасности взлета и посадки, а также по-
вышения эксплуатационных характеристик
на земле. Термин «традиционное шасси»
до сих пор относится к схеме с размеще-
нием двух опор основного шасси впереди
и хвостового колеса сзади. Однако сей-
час этот термин уже не отражает сущест-
вующих реальностей - практически все се-
рийные гражданские и военные самолеты
оснащены трехопорным шасси с носовым
колесом.
Важным достоинством трехопорного
шасси является существенное снижение
склонности аппарата к капотированию при
посадочном пробеге, так как колеса основ-
ного шасси располагаются за центром
масс. Кроме того, горизонтальное по-
ложение фюзеляжа существенно улучшает
обзор из кабины экипажа при рулежке. На
таком самолете можно более резко тор-
мозить без риска перевернуться через нос.
Существенным недостатком трехопор-
ной схемы шасси в прошлом являлось то,
что носовое колесо не было управляемым.
Однако в период до первой мировой войны
это не имело большого значения, посколь-
ку самолеты практически не выполняли
рулежку на аэродроме; они обыкновенно
Рис. 8.1. Самолет Кертисса (1910 г.) с толкающим винтом и общепринятым в те годы трех-
колесным шасси с носовой опорой
буксировались к месту начала разбега
или в ангар после посадочного пробега.
С 1930-х гг. в практике авиастроения на-
чинают появляться носовые опоры с раз-
воротом (управлением) носового колеса.
Одним из преимуществ, которое использо-
валось с начала первой мировой войны
вплоть до широкого внедрения хвостовых
колес, была относительная простота управ-
ления самолетом при рулежке на земле за
счет резкого повышения оборотов дви-
гателя. Кроме того, хвостовая опора (ко-
стыль) служила эффективным средством
торможения при пробеге самолетов на тра-
вяных аэродромах.
Интересно отмстить, что с помощью
набора дополнительных деталей шасси в
некоторых случаях обеспечивалась возмож-
ность преобразования самолета с хвосто-
вой опорой в самолет с трсхопорным шасси
с носовым колесом. В частности, в 1950
195) гг. самолет РА-20 «Пейсср» фирмы
«Пайпер» выпускался с хвостовым коле-
сом, но была предусмотрена возможность
оснащения этого самолета и трсхопорным
шасси. Последняя схема стала столь по-
пулярной, что самолеты с традиционным
шасси полностью исчезли из серийного
производства. С другой стороны, некото-
рые летчики, предпочитающие более «по-
слушные» самолеты, часто переоборудуют
модели с трехопорным шасси с носовым
колесом, устанавливая хвостовую опору
(для такого переоборудования имеются
специальные комплекты деталей).
Изменение схемы шасси для самолетов
одной модели является достаточно рас-
пространенным конструкторским приемом,
поэтому ниже описано лишь несколько та-
ких примеров.
«ВУАЗЕН»
Перед первой мировой войной одной из
наиболее популярных схем шасси являлась
четырехколесная схема, аналогичная авто-
мобильной. В те годы представлялось, что
отсутствие тормозов и механизмов управ-
ления поворотом нс является существен-
ным недостатком.
Наиболее характерным примером такой
схемы является шасси, которое использо-
валось на французских бипланах с толкаю-
щим випгом «Вуазен», которые в период
1914-1917 гг. применялись в качестве бом-
бардировщиков, а затем как учебно-тре-
нировочные самолеты. Были построены
сотни таких машин; в частности, вооружен-
ные силы США в 1918 I. закупили партию
самолетов «Вуазен» модели VIII с двигате-
лем мощностью 220 л. с. (161,7 кВт). На
рис. 8.2 показан «Вуазен» V.
Основные данные самолета «Вуазен» И
силовая установка-двигатель «Кантон-Унн»
Рис. 8 2 Французский самолет «Вуазен» V (1914 г.) с неуправляемым четырехколесным шасси
мощностью 150 л.с. (110 кВт); размах кры-
ла 14.74 м; взлетная масса 1157,6 кг; макси-
мальная скорост ь 112,7 км/ч.
«ВУАЗЕН» 1914 г.
Перед первой мировой войной несколь-
ко авиационных конструкторов, включая
Вуазена, пытались применить велосипед-
ную схему шасси, в которой два основных
колеса располагаются тандемом (одно за
другим). Для удерживания машины в гори-
зонтальном положении на стоянке или при
движении с малой скоростью под крылья-
ми предусмотрены вспомогательные опо-
ры костыли или дополнительные колеса.
Эта схема, хотя и оказалась работоспо-
собной. широкого распространения не по
лучила вплоть до 1947 г. (см. следующий
раздел).
Показанный на рис. 8.3 опытный ва-
риант самолета «Вуазен» оснащен радиаль-
ным двиг а гелем водяного охлаждения мощ-
ностью 230 л.с. (169 кВт) фирмы «Кантон-
Унн». Этот самолет снабжен толкающим
винтом. Одиночная нижняя хвостовая бал-
ка располаг ается достаточно низко для
обеспечения возможности размещения воз-
душного винта, а верхняя балка разделена
на две части в районе между крылом и
оперением. В действительности на само-
лете устанавливались два задних колеса
для восприятия большей части массы само-
лета, но они располагались столь близко,
что не обеспечивали устойчивости, харак-
терной для трехопорной схемы. Поэтому
были необходимы вспомогательные опоры
под крыльями. Пара задних колес находи-
лась позади центра масс, но на очень не-
большом расстоянии, чго облегчало экс-
плуатацию самолета при взлете и посадке.
Рис 8.3. Экспериментальный «Вуазен» (1915 г.) с велосипедным шасси и поддерживающими
костылями на крыльях.
Рис. 8.4. Американский бомбардировщик В-47 фирмы «Боинг» (1947 г.) с велосипедной схемой
шасси и поддерживающими опорами.
В-47 ФИРМЫ «БОИНГ»
Созданный в 1947 г. самолет В-47 фир-
мы «Боинг» оснащен шасси, схема которо-
го на первый взгляд кажется аналогичной
велосипедному шасси Вуазена 1914 г. (если
нс считать таких технических усовершенст-
вований, как управляемые носовые колеса,
наличие тормозной системы и системы
уборки-выпуска шасси, а также исполь-
зования колесных вспомогательных опор).
Однако шасси В-47 обладало и принци-
пиальным отличием от «Вуазена» 1914 г.
Значительные размеры бомбового отсе-
ка у В-47 сделали невозможным размеще-
ние задних колес (двух колес на одной
стойке, которые все же не исключали не-
обходимости вспомогательных опор для
обеспечения боковой устойчивости) доста-
точно близко к центру масс самолета, что
позволило бы легко изменять положение
машины в пространстве в процессе взлета и
посадки. Вследствие этого конструкторы
самолета были вынуждены сделать так,
чтобы стояночный угол являлся в то же
время оптимальным углом атаки для вы-
полнения взлета и посадки (рис. 8.4).
Поскольку остановка такого тяжелого
самолета (взлетная масса 89800 кг, поса-
Рис. 8.5. Для уменьшения пробега бомбардировщика В-47 и других тяжелых военных самолетов
использовались тормозные парашюты.
дочная масса 45360 кг) на существующих
бетонных ВПП представляла собой доволь-
но сложную проблему, было предусмот-
рено дополнительное средство торможе-
ния-парашют. Тормозной парашют был
разработан в Германии во время войны.
Как только самолет касался ВПП, тормоз-
ной парашют выбрасывался из располо-
женного в хвостовой части контейнера и
раскрывался (рис. 8.5). Вскоре тормозные
парашюты нашли широкое применение, но
В-47 является первым серийным самоле-
том, в котором тормозной парашют пре-
дусматривался с самого начала проектиро-
вания. После того, как был накоплен доста-
точный опыт эксплуатации В-47 с тормоз-
ным парашютом, стала применяться усо-
вершенствованная схема посадки, по кото-
рой тормозной парашют выпускался за не-
сколько секунд до того, как самолет
касался колесами поверхности ВПП.
«ВАЙЕ» ЯКОБСА И ШВЕЙЕРА
На протяжении ряда лет один класс
летательных аппаратов прекрасно обходил-
ся вообще без шасси. Это-планеры. В
1920-е гт. даже самые крупные планеры
были достаточно легкими. Взлет таких пла-
неров осуществлялся при помощи резино-
вой стартовой ленты со склонов возвышен-
ностей, а затем такие планеры буксиро-
вались либо за самолетами, либо посредст-
вом лебедки. Для взлета и посадки на
грунтовых аэродромах планеры оснаща-
лись одиночной лыжей, которая обычно
устанавливалась под носовой частью. Для
перемещения по земле планеры буксирова-
лись автомобилями, а иногда их просто
переносили на руках.
По мере того, как планеры становились
крупнее и тяжелее, проблема перемещения
этих аппаратов по земле все более осложня-
лась. Кроме того, для лыжного шасси ха-
рактерна высокая степень износа, и раз-
ворот на земле аппарата с таким шасси
затруднен. Эту проблему позволяет решить
колесное шасси. Постоянные колеса на пла-
нере нежелательны с точки зрения увеличе-
ния массы аппарата и его аэродинамичес-
кого сопротивления. Поэтому на планерах
часто использовали сбрасываемые после
взлета двухколесные тележки (рис. 8.6).
Посадка такого планера осуществля-
лась с помощью посадочной лыжи. Эта
система успешно применялась на ракетном
Рис. 8.6. Для взлета некоторых тяжелых планеров использовалось шасси, которое после отрыва
от земли сбрасывалось для снижения аэродинамического сопротивления Посадка таких плане-
ров осуществлялась на посадочную лыжу. На снимке показан немецкий планер «Вайе» (1939 г),
принадлежащий автору этой книги.
немецком перехватчике Me. 163 времен вто-
рой мировой войны. Эта же схема шасси
сохранилась на некоторых немецких плане-
рах 1950-х гг. В последние годы проблема
минимизации массы планеров не стоит
столь остро, как ранее, поэтому на совре-
менных летательных аппаратах этого типа
устанавливают убирающееся шасси и даже
отказываются от применения посадочной
лыжи, которая ведет к ухудшению аэро-
динамики.
Основные данные: размах крыла 18 м;
площадь крыла 17,8 м2; удлинение крыла
18.2; взлетная масса 353 кг; аэродинами-
ческое качество 29 при скорости 68.8 км/ч.
Аг.234 «АРАДО»
Несколько другая взлетная тележка при-
менялась на созданном в 1943 г. немецком
двухдвигательном реактивном бомбарди-
ровщике Аг.234 «Арадо». Для посадки это-
го самолета применялось лыжное шасси.
На первый взгляд, гележка напоминала
планерные и сбрасывалась после взлета
(рис. 8.7). Однако ввиду большой массы
самолета эта тележка представляла собой
довольно внушительную конструкцию. В
тех случаях, когда тележка сбрасывалась со
слишком большой высоты, она разруша-
лась при ударе о землю. Поэтому самолет
стал оснащаться более тяжелой тележкой,
которая при взлете не отрывалась от
земли после достижения взлетной ско-
рости самолет просто отделялся от тележ-
ки, как от стартовой платформы.
Шасси являлось уникальной конструк-
тивной особенностью этого самолета. «Ара-
до» был первым в мире специально спроек-
тированным реактивным бомбардировщи-
ком. Самолет имел минимальные размеры,
а его экипаж состоял из одного летчика, так
что для размещения традиционного колес-
ного шасси в убранном положении просто
не осталось свободных объемов. В нижней
части фюзеляжа устанавливалась мощная
убирающаяся лыжа, а под гондолами дви-
гателей размещались меньшие по размерам
лыжи Эта схема шасси продемонстрирова-
ла свою работоспособность, но, по-види-
мому. никто всерьез не учитывал возмож-
ных сложностей с транспортировкой само-
лета после посадки. Предполагалось, что
эти самолеты (а их было построено не-
сколько десятков) будут устанавливаться
на тележку с помощью специального подъ-
емного устройства и буксироваться на ней
в ангары. Самолет не был способен вы-
полнять рулежку, используя тягу собствен-
ных двигателей.
Тем не меггее, когда в процессе реальной
эксплуатации встали проблемы с рулежкой,
конструкцию самолета пришлось усовер-
шенствовать. У новой модели 234В фюзе-
ляж был расширен для размещения колес-
ного трехопорного шасси. Приведенные ни-
Рис. 8.7. Опытные варианты немецкого самолета периода второй мировой войны Аг234 «Арадо»
взлетали с трехколесной тележки, а приземлялись на посадочную лыжу. На снимке показан
экспериментальный Ar234-V6.
же цифры относятся к серийному самолету
2МВ, а на рис. 8.7 показан один из ранних
вариантов серии «Л»-четырехдвигатель-
ный экспериментальный самолет 234V-6
(буква V в немецкой классификации обозна-
чала «экспериментальный»).
Основные данные: силовая установка
два двигателя «Юмо» 004 фирмы «Юнкере»
(тяга 898 даН); размах крыла 14,12 м; пло-
щадь крыла 26.4 м2; взлетная масса
9850 кг; максимальная скорость на высоте
8000 м 742 км/ч.
ПЛАНЕРЫ ШВЕЙЦЕРА
И ФРАНКФОРТА
Когда потребовались более тяжелые
тренировочные планеры, дополнительная
масса колесного шасси перестала быть зна-
чительным недостатком. В планерной тех-
нике стала распространяться схема шасси
с одиночным колесом под фюзеляжем в
районе центра масс (рис. 8.8, американский
планер общего назначения «Швейцер» 1-19).
I (ентр масс пустого планера находится по-
зади колеса, и планер при этом покоится на
основном колесе и хвостовой опоре. Когда
летчик находится в планере и центр масс
оказывается перед колесом, планер опира-
ется на колесо и носовую опору. Поэтому
летчику приходилось осторожно выбирать-
ся из такого планера, который может с
удивительной легкостью опрокинуться на
хвост.
Для предотвращения аварии планеров,
оснащенных столь неустойчивым шасси,
необходимо уделять большое внимание
аэродинамике крыльев планера. При дви-
жении планера против даже лег кого ветра
крылья большого удлинения создают до-
статочную для взаимной балансировки пра-
вой и левой консолей подъемную силу. При
взлете таких планеров техник наземной
службы придерживает законцовку крыла и
подаст сигнал экипажу буксировщика. В
процессе набора планером угла атаки кры-
ло планера находится в горизонтальном
положении, после чего этот техник про-
бегает еще несколько шагов и отпускает
законцовку.
При выполнении посадки против ветра
большинство планеров сохраняет горизон-
тальное положение крыла практически до
полной остановки, после чего одна из за-
концовок (обычно оснащенных небольшим
костылем-опорой) медленно опускается на
землю. При учебной подготовке курсантов
иногда используются упражнения на земле,
в ходе которых требуется «пилотировать»
стоящий на земле планер (в направлении
против ветра), поддерживая крыло в линии
горизонта или покачивая им с помощью
Рис 8 8 Американский планер «Швейцер» 1-19 (1946 г.) с одиночной колесной опорой,
расположенной под фюзеляжем, и дополнительными опорами под законцовками крыла.
Рис. 8.9. Длинные крылья большинства планеров позволяют им балансировать на одиночном
посадочном колесе или лыже, сохраняя крыло в горизонтальном положении при движении
против ветра. На снимке автор книги инструктирует курсанта, сидящего в неподвижном планере
TG-1A «Синема» фирмы «Франфорт».
органов управления. Такие занятия пока-
заны на рис. 8.9 (планер-двухместный
TG-1A «Франкфорт»). Следует сказать, что
бывшие военные учебно-тренировочные
планеры TG-I, TG-2, TG-3 «Швейцер» и
TG-4 «Лейстер-Кауфман» оставались
основным техническим средством амери-
канского планерного движения вплоть до
1960-х гг.
Основные данные (планер общего назна-
чения типа 1-19): размах крыла II м; отно-
сительное удлинение крыла 7,9; аэродина-
мическое качество 17. TG-1 имеет размах
крыла 14,1 м и аэродинамическое качество
-20.
ТА-5 «ДЕЙТОН-РАЙТ»
Один из вариантов одноколесного шас-
си был разработан в 1924 г. авиационно-
инженерным отделением Вооруженных Сил
США. В целях снижения массы и аэро-
динамического сопротивления был разра-
ботан наземный эквивалент традиционного
для морской авиации однопоплавкового
шасси. Одиночное колесо основной опоры
располагалось в нормальном переднем по-
ложении, а под законцовками крыла были
установлены небольшие поддерживающие
колесные опоры (рис. 8.10). В отличие от
Рис. 8.10. Самолет ТА-5 фирмы «Дейтон-Райт» с одноколесной основной опорой по оси
симметрии самолета и вспомогательными колесными опорами под крылом.
морских самолетов с шасси аналогичной
схемы, которые на стоянке находятся в
горизонтальном положении, ТА-5 стоял на
земле, высоко задрав нос.
Хотя размах крыла у ТА-5 соответст-
вует обычным планерам, удельная нагрузка
на крыло этого самолета существенно вы-
ше. Поэтому при малых скоростях (при
рулежке на земле) крыло самолета само по
себе нс устанавливалось в горизонт.
Эта идея вскоре была оставлена; впо-
следствии к ней несколько раз возвраща-
лись, впрочем, столь же безуспешно.
Фирма «Дейтон-Райт эрплейн компани»
получила от ВВС США заказ на постройку
самолетов ТА-5 (Т-тренировочный, А-с
двигателем воздушного охлаждения, мо-
дель 5), но примерно в это же время была
поглощена недавно созданной «Консоли-
дейтсд эркрафт компани». Новое руко-
водство переделало ТА-5 в РТ-3 (очень
популярный тренировочный самолет с тан-
демным размещением летчика-инструктора
и курсанта, для сухопутной авиации) и
NY-3 (для морской авиации).
Основные данные ТА-5: силовая установ-
ка-двигатель J-1 фирмы «Лоуренс» (впо-
следствии-«Райт») мощностью 200 л. с.
(147 кВт); размах крыла 10,6 м; площадь
крыла 26,5 м2; взлетная масса 1014 кг; мак-
симальная скорость 167 км/ч.
«СУПЕР КАБ» С ГУСЕНИЧНЫМ
ШАССИ
Еще во времена первой мировой войны
появилась настоятельная потребность при-
менения авиационной техники с малопод-
готовленных аэродромов. Один из спосо-
бов решения этой проблемы пользуется
особой популярностью среди разработчи-
ков. Это - использование гусениц, установ-
ленных на нескольких колесах шасси само-
лета. Показанный на рис. 8.11 самолет
РА-18 «Супер Каб» фирмы «Пайпер», в
экспериментальных целях оснащенный в
1950-е гг. гусеничным шасси, является од-
ним из ряда примеров этого рода. Самолет
был снабжен четырьмя колесами большого
диаметра со спицами. Посредством травер-
сы колеса соединялись с осями стандарт-
ного для самолетов этого типа шасси. На
передних колесах устанавливались тормоз-
ные колодки; на задних они отсутствовали.
Результаты испытаний показали, что «Каб»
с гусеничным шасси способен выполнясь
посадку на малоподготовлештые площадки
и тормозиться при пробеге более быстро,
чем самолеты с колесным шасси. В то же
время рулежка самолета на земле была
затруднена.
РА-18 «Супер Каб», разработанный в
1950 г., является результатом усовершенст-
вования знаменитого самолета J-3, создан-
ного в 1937 г. Самолет оснащался двигате-
лем 0-235 мощностью 108 л. с. (79,4 кВт),
созданным фирмой «Лайкоминг», вместо
ранее использовавшегося двигателя мощ-
ностью 65 л. с. (47,7 кВт). Фирма «Пайпер»
выпускала эти самолеты вплоть до 1982 г.
В последнее время на самолеты устанавли-
вались двигатели «Лайкоминг» 0-320 мощ-
ностью 150 л.с. (ПО кВт).
Основные данные РА-18-150 «Супер
Каб»: силовая установка - двигатель 0-320
мощностью НО кВт; размах крыла 10,7 м;
площадь крыла 16,6 м2; взлетная масса
794 кг; максимальная скорость 217 км/ч.
Рис. 8.11. Американский самолет РА-18 «Супер Каб» фирмы «Пайпер», оснащенный гусеничным
шасси.
Рис. 8.12. Самолет В-5ОВ фирмы «Боинг» (1949 г.), оснащенный гусеничным шасси.
«В-50» С ГУСЕНИЧНЫМ ШАССИ
ФИРМЫ «БОИНГ»
Различные средства обеспечения нор-
мальной эксплуатации с малоподготовтен-
ных ВПП так и нс оказались удовлетвори-
тельными для использования на военных
самолетах, особенно оснащенных убираю-
щимся шасси. Во время второй мировой
войны и после нее более или менее успешно
проблему взлета и посадки решали с по-
мощью укладывания на малоподготовлен-
ные полосы связанных между собой метал-
лических решеток.
Этот подход неудобен для самолетов
бомбардировочной авиации, поэтому экс-
перименты с гусеничным шасси продолжа-
лись и после войны. На рис. 8.12 показан
бомбардировщик В-50В фирмы «Боинг»*
послевоенный вариант знаменитою В-29.
Основным конструкционным материалом
этого самолета стал алюминиевый сплав
75ST (вместо 24ST на В-29); кроме того,
были установлены более мощные двига-
тели и более высокое вертикальное опере-
ние. Один из самолетов В-50В па непро-
должительное время был оснащен гусенич-
ным шасси (такие эксперименты, впрочем,
проводились на многих боевых самолетах
ВВС США). В отличие от ранее исполь-
зовавшихся вариантов конструктивных
схем, гусеницы В-50 устанавливались не на
спаренные большие колеса, а на маленькие,
аналогичные применяемым на танках и
тракторах.
Основные данные В-50В: размах крыла
43,1 м; площадь крыла 159,9 м2; макси-
мальная скорость (на высоте 7 600 м)
620 км/ч.
РА-11 «КАБ» С ТАНДЕМНЫМИ
КОЛЕСАМИ
После проведения многочисленных экс-
периментов с шасси повышенной проходи-
мости для многоколесных лс1 ких самоле-
тов стало ясно, что наилучшим является
шасси с тандемными колесами без всяких
гусениц вообще. Показанное на рис. 8.13
шасси этого типа для самолета РА-11
«Каб» фирмы «Пайпер» было создано
Аргом Уитейкером из г. Портленд (шт.
Орегон) в 1949 i.
В этом шасси были применены стан-
дартные для РА-II пневматики, установ-
ленные тандемными парами по бортам
фюзеляжа. Снижение удельного давления
на грунт позволило самолету не провали-
ваться при рулежке по грунту с низкой
удельной прочностью. Шарнирная под-
веска колес каждой пары позволяла «от-
слеживать» неровности ВПП при движе-
нии. Некоторое увеличение массы конст-
рукции и аэродинамического сопротивле-
ния для самолетов данного класса не
Рис. 813. РА-11 «Каб» фирмы «Пайпер», оснащенный четырьмя стандартными авиационными
колесами, попарно объединенными в тележки, способные вращаться на осях серийного шасси.
является критичным, однако то, что само-
лет при рулежке нс мог выполнять резкие
развороты, было признано серьезным не-
достатком. Например, невозможно было
затормозить и развернуться практически на
месте вокруг заторможенного колеса.
Аг.232 «АРАДО»
Несколько иной подход к оснащению
самолета гусеничным шасси был реализо-
ван на немецком транспортно-десантном
самолете Аг.232В «Арадо» (I94I г.). На этом
самолете устанавливалось традиционное
трехопорное колесное шасси, которое ис-
пользовалось для взлета и посадки с под-
готовленных ВПП. В случае необходимос-
ти посадки на грубые ВПП вступали в
действие расположенные двумя рядами под
фюзеляжем в районе центра масс 22 ма-
леньких колеса, которые не убирались в
полете. При выполнении такой посадки ос-
новное шасси частично убиралось, так. что-
Рис. 8.14. «Арадо» Аг 234 В со стандартным убирающимся трехопорным шасси и двадцатью
двумя дополнительными малоразмерными колесами, установленными в районе центра масс
самолета на нижней части короткого фюзеляжа.
бы все колеса находились на одном уровне
(рис. 8.14). При этом практически все коле-
са вступали в контакт с поверхностью, а
довольно большая база шасси позволяла
самолету успешно перекатываться через не-
ровности грунта.
Исходный вариант самолета Аг.232А -
оснащался двумя двигателями «Брамо
Фатнир» мощностью 1200 л. с. (880 кВт).
Серийные машины были тяжелее и на них
устанавливались четыре двигателя. На ри-
сунке показан серийный Аг.232В.
Основные данные: размах крыла 33,5 м;
площадь крыла 142,7 м2; взлетная масса
19990 кг; максимальная скорость (на вы-
соте 4000 м) 307 км/ч.
«СУПЕР КРУЗЕР»
С ПНЕВМАТИКАМИ ДЛЯ ТУНДРЫ
Еще один способ обеспечения взлета и
посадки самолетов при использовании ма-
лоподготовленных ВПП был разработан
промысловиками Аляски и Канады. На
стандартное шасси устанавливались увели-
ченные широкопрофильные пневматики низ-
кого давления, получившие название «пнев-
матиков для тундры». Такую замену осу-
ществить очень легко, причем это не при-
водит к ухудшению рулежных характерис-
тик самолета па земле.
На рис. 8.15 показан РА-12 «Супер
Крузер» фирмы «Пайпер». Самолет являет-
ся увеличенным вариантом самолета «Каб»,
который обычно имеет пневматики разме-
ром 200 х 100 мм. Показанный на рисунке
самолет снабжен пневматиками 736 х 330 х
х 127 мм. Этот самолет интересен наличием
законцовок типа «Бустер», изготовленных
из стеклопластика и служащих для снижения
посадочной скорости и длины разбега (за-
концовки несколько увеличивают размах
крыла и его площадь, снижают нагрузку на
крыло и уменьшают влияние концевых
вихрей).
Основные данные РА-12: силовая установ-
ка-двигатель «Лайкоминг» О-235С мощ-
ностью 107-115 л. с. (78,6-84,5 кВт); размах
крыла 10,8 м; площадь крыла 16,6 м2; взлет-
ная масса 794 кг; максимальная скорость
185 км/ч.
ШАССИ ВЕРТОЛЕТОВ
Способность вертолетов взлетать и са-
диться вертикально обусловила возможность
Рис. 8.15. РА-18 «Супер Крузер» фирмы «Пайпер» с переразмеренными пневматиками, предназ-
наченными для эксплуатации в условиях Аляски
Рис. 8.16. Вертолет авиации ВМС США HUL-1 (фирмы «Белл») с полозковым шасси. Небольшие
колеса можно опускать для транспортировки вертолета на земле.
Рис. 8.17. Полицейский вертолет «модель 47» фирмы «Белл» с надувными баллонами из
прорезиненной ткани.
применения на этих летательных аппаратах
схем шасси, отличных по конструкции от
самолетных. На некоторых вертолетах, тем
не менее, устанавливаются шасси самолет-
ного типа для обеспечения взлета с разбе-
гом (что требует меньшей мощности си-
ловой установки, чем при вертикальном
взлете) и рулежки. Так как небольшие вер-
толеты общего назначения могут садиться
непосредственно на стояночные площадки,
необходимость использования шасси на
них отсутствует. Xi нотис вертолеты этого
типа снабжаются полозковым шасси и не-
большими колесами, которые выпускаются
вручную при необходимое!и закатить вер-
толет в ангар (рис. 8.16).
На некоторых вертолетах в качсегве
шасси применяются наполненные воздухом
баллоны из прорезиненного материала, ко-
торые служат мягкими амортизаторами
при наземной эксплуатации или поплавка-
ми для водной поверхности (рис. 8.17). Так
как вер юле! способен взлетать вертикаль-
но, без разбега по водной поверхности до
достижения взлетной скорости, нет надоб-
ности в поплавках сложной профилирован-
ной конструкции.
ПОПЛАВКИ ГИДРОСАМОЛЕТОВ
Самолеты, способные использовать для
взлета и посадки водную поверхность, на-
чали создаваться практически параллельно
с самолетами наземного базирования. Пер-
выми морскими самолетами были назем-
ные самолеты, у которых вместо шасси
устанавливались поплавки. Отдельным на-
правлением развития морских самолетов
являются летающие лодки, которые харак-
геризуются наличием плавучего фюзеляжа.
На протяжении истории авиации было
реализовано miioi о разнообразных схем по-
плавков и их комбинаций, но наибольшую
популярность получили две. Первая состо-
И1 в использовании большою централь-
ного поплавка и двух меньших стабилизи-
рующих поплавков под законцовками кры-
ла (рис. 8.18). Вторая из наиболее распро-
страненных схем основана на применении
двух поплавков равного размера, которые
устанавливаются параллельно, обеспечивая
устойчивость машины на воде, анало! ично
тому, как это обеспечивается колесами
шасси на земле (рис. 8.19). Однопоплавко-
вая схема шире использовалась на неболь-
ших военных гидросамолетах; двухпоплав-
ковая схема, обеспечивающая лучшие устой-
чивость и рулежные характеристики на во-
де, является стандартной для гражданских
Рис. 8.18. Схема поплавкового шасси с одним основным и двумя поддерживающими поплав-
ками Была наиболее распространенной в ВМС США с 1911 г и до того времени, когда в 1962 г.
поплавковые гидросамолеты окончательно исчезли из эксплуатации. На снимке самолет SOC-3
«Сигнал» фирмы «Кертисс», базировавшийся на крейсерах.
Рис. 8.19. Самолет «Ласком 8Е». Схема со сдвоенными поплавками широко используется на
гражданских самолетах, а также на тяжелых морских гидросамолетах (в последнем случае под
фюзеляжем обычно размещается тяжелая торпеда).
машин. Следует отметить, что ни один
гражданский самолет с однопоплавковым
шасси не получил полного сертификата
летной годности в США.
Главным недостатком установки по-
плавков на обычный наземный самолет
является увеличение массы и аэродинами-
ческого сопротивления, что ведет к сниже-
нию массы полезной нагрузки и летно-
технических характеристик. Это та цена,
которую приходится заплатить за удоволь-
ствие эксплуатировать самолет с водной
поверхности. На некоторых i идросамоле-
тах и особенно на летающих лодках со-
проз явление стабилизирующих поплавков
несколько снижается путем их частичной
уборки в крыло.
Гражданские и военные морские само-
леты строятся до настоящего времени, но в
весьма ограниченном количестве. Морские
самолеты стали вытесняться во время вто-
рой мировой войны, когда появились воз-
можности организации ВПП в таких райо-
нах. которые ранее были досягаемы только
для гидросамолетов. С другой стороны,
разработка высоконадежных наземных са-
молетов дальнего действия, обладающих
высокими летно-техническими характерис-
тиками, привела к практически полному
исчезновению тяжелых патрульных летаю-
щих лодок бомбардировщиков. Подоб-
ным же образом появление трансатланти-
ческих лайнеров наземного базирования
привело к концу эры тяжелых пассажирских
летающих лодок практически сразу после
окончания второй мировой войны.
САМОЛЕТЫ-АМФИБИИ
Дополнительная установка колес на ле-
тающую лодку или 1 идросамолсг, оснащен-
ный поплавками, является лини, средством
повышения универсальности аппарата це
ной увеличения массы конструкции и сни-
жения летно-технических характеристик.
Само по себе присутствие колес на морс-
ком самолете не делает его необычным.
Амфибия Леминга
Вплоть до 1924 г. большинство амфи-
бий представляло собой либо летающие
лодки, либо поплавковые гидросамолеты,
на которые устанавливались дополниiеди-
ные колеса. Первый в США дипломирован-
ный авиационный конст руктор, I ровер
Ленинг, выступил с несколько иной идеей.
Он улучшил аэродинамику традиционною
однопоплавкового гидросамолета, придви-
нув поплавок ближе к фюзеляжу, после чего
«зашил» полости. Таким путем был полу-
чен глубокий и вместительный юлиус
(рис. 8.20). Ленин! у удалось осуди лить
Рис. 8.20. Самолет СОА-1 (1924 г.) Г. Ленинга с поплавком стандартного однопоплавкового
биплана, объединенным с фюзеляжем, и убирающимся в полете шасси.
это благодаря разработке ВВС США «пере-
вернутой» модели знаменитого двигателя
«Либерти» мощностью 400 л.с. (644 кВт).
Наличие такого двигателя позволило под-
нять ось воздушного винта существенно
выше обычного положения, что в сочета-
нии с четырехлопастным винтом малого
диаметра сделало систему достаточно эф-
фективной. Подъем поплавка приблизил
нижнее крыло самолета к воде, что позво-
лило конструктору установить стабилизи-
рующие поплавки непосредственно на кры-
ле, исключив обычные в таких случаях рас-
чалки и подкосы.
Зная, что профессионально консерватив-
ные летчики не будут расположены до-
верять необычной па вид машине. Ленинг
использовал средства из арсенала приклад-
ной психологии. На своем самолете он
применил крылья самой что ни на есть
традиционной формы, поэтому вид из ка-
бины экипажа был привычным. Это срабо-
тало, и амфибии Ленинга стали широко
закупаться ВВС. ВМС и гражданскими ор-
ганизациями. Базовый вариант самолета
был построен фирмой «Грумман» и в се-
рийном производстве имел обозначение
JF/J2F (J - общего назначения, F- Грумман).
Этот самолет выпускался почти до конца
второй мировой войны.
Основные данные СОА-1 (амфибия воз-
душного наблюдения 1924 г.): размах кры-
ла 13,7 м; площадь крыла 46,5 м2; взлет-
ная масса 2520 кг; максимальная скорость
196 км/ч.
Лыжи
При эксплуатации самолета с обледене-
лых или заснеженных ВПП естественно
использовать вместо колес лыжи. Для по-
вышения универсальности аппарата и обес-
печения возможности смешанной эксплуа-
тации со снежных и грунтовых полос широ-
кое применение нашли комбинированные
колесно-лыжные схемы шасси. В конструк-
циях этого типа колесо пропускается через
отверстие в центральной части лыжи для
эксплуатации с грунта, а лыжа может опус-
каться вниз в случае использования снеж-
ных полос.
К числу недостатков лыжного шасси
следует отнести отсутствие тормозов, по-
этому при рулежке невозможно выполне-
ние крутых разворотов. Кроме того, крайне
затруднена остановка самолета при по-
садке на полосу, имеющую попутный на-
клон вниз.
Вскоре после окончания второй миро-
вой войны были проведены эксперименты
по применению гидролыж в качестве средст-
ва снижения сопротивления корпуса летаю-
щих лодок при взлете. Гидролыжи исполь-
зовались также в модификациях некоторых
Рис. 8.21. Сухопутный транспортный самолет YC-125E фирмы «Чейз». Убирающиеся водные
лыжи использовались для модификации самолета в летающую лодку. Обычное шасси было
сохранено, что делало этот самолет амфибией.
транспортных самолетов ВВС США из ам-
фибий (рис. 8.21). Для решения этой задачи
фюзеляжи самолетов были сделаны водо-
непроницаемыми, но так как исходные кон-
струкции не обладали эффективными с точ-
ки зрения гидродинамики формами «дни-
ща», для создания требуемых глиссирую-
щих поверхностей применялись убираю-
щиеся гидролыжи. Эти самолеты так ни-
когда и не строились серийно.
Подводные крылья, ориентированные
вдоль поперечной (а не продольной, как
гидролыжи) оси, служили средством улуч-
шения взлетных характеристик гидросамо-
летов. начиная с 1920-х гг., однако без
заметного успеха. Во время и сразу после
окончания первой мировой войны некото-
рые традиционные военные наземные само-
леты были оснащены гидрокрыльями, уста-
новленными непосредственно перед тради-
ционным шасси для предотвращения пере-
ворачивания через нос в процессе вынуж-
денной посадки на водную поверхность
(рис. 8.22).
Рис. 8.22. Самолет авиации ВМС США VE-7 фирмы «Воут». Вплоть до начала 1920-х гг.
сухопутные самолеты, которые по тем или иным причинам могли часто эксплуатироваться над
водной поверхностью, оснащались водными лыжами, установленными перед колесами шасси,
для предотвращения капотирования при вынужденном приводнении; над колесами обычно
устанавливались надувные поплавки.
Глава 9
Самолеты двухфюзеляжной схемы
В ходе развития авиации был создан ряд
удачных двухфюзеляжных самолетов. Не-
которые из этих самолетов действительно
имели два фюзеляжа; в них размещались
двигатели, экипаж и полезная нагрузка, при-
чем на каждом из фюзеляжей устанавлива-
лась половина оперения и шасси. У других
самолетов фюзеляжи имели вырожденный
характер; в них размещались лишь некото-
рые конструктивные элементы. Обычно эти
конструкции представляли собой дальней-
шее развитие балок, поддерживающих по-
верхности оперения на самолетах класси-
ческой схемы с толкающим винтом, у ко-
торых воздушный винт двигателя, уста-
новленного по оси симметрии самоле-
та, находился за крылом, а не перед
ним.
Следует отметить, что двухфюзеляжная
схема не имеет каких-либо принципиаль-
ных недостатков по сравнению с однофю-
зеляжной, за исключением очевидного уве-
личения стоимости, массы и сопротивления
двух фюзеляжей. При создании самолетов
такой схемы иногда высказывались опасе-
ния, что находящиеся на борту люди будут
подвержены действию вертикального уско-
рения при вращении летательного аппарата
относительно оси крена. В то же время
расстояние от находящихся на борту людей
до оси вращения для таких самолетов су-
щественно меньше, чем расстояние между
кабиной современного реактивного авиа-
лайнера и колесами основного шасси, т. е.
того расстояния, на котором экипаж вра-
щается в вертикальной плоскости при на-
боре самолетом угла атаки при взлете.
Однако никаких болезненных ощущений
при этом не возникает.
Разделение фюзеляжа на две части обыч-
но осуществляется с целью обеспечения
достаточного зазора между двумя воздуш-
ными винтами (или между винтами и
центральной гондолой). Для реактивных
самолетов двухфюзеляжная схема, по-ви-
димому, не дает заметных преимуществ.
В появляющихся время от времени научно-
технических публикациях, посвященных ги-
гантским транспортным самолетам или са-
молетам-заправщикам, иногда сообщается
о проектах самолетов многофюзеляжной
схемы, но до реализации проектов дело
пока не доходит.
M.9/K-I ФИРМЫ «ФОККЕР»
Говорят, что необходимость - мать изо-
бретения, и в 1915 г. необходимость в само-
лете, способном уничтожать летательные
аппараты противника, привела к созда-
нию самолета K.-I фирмы «Фоккер» (бук-
ва К соответствует немецкому слову
Kampfflugzeug - боевой самолет). В это вре-
мя синхронизатор для стрельбы из пушки
через ометаемый воздушным винтом диск
еще не был отработан в достаточной степе-
ни для того, чтобы надежно обеспечивать
для одноместных самолетов-истребителей
стрельбу вперед вдоль линии полета сквозь
диск винта. В связи с этим необходимо
было разработать другую схему, способ-
ную решить такую задачу.
Рис. 9.1. Двухфюзеляжный немецкий самолет «Фоккер» К-1 (1915 г.) с тандемным расположе
нием двигателей и раздельным хвостовым оперением.
К-1 является замечательным примером
способности голландца Антони Фоккера
совершенствовать существующие конструк-
ции. К-1 (во внутренней классификации
фирмы «Фоккер»-М.9) создавался из су-
щее । вуюших ат регатов: консолей крыла би-
плана «Фоккер», установленных па вновь
изготовленную центральную секцию с рас-
положенной в ней гондолой. В гондоле
размещались кабина лез дика и два двигате-
ля «Оберурзель-Гном» мощностью 80 л. с.
(58,8 кВт), один из которых оснащался тол-
кающим, а другой тянущим воздушными
винтами. После этого к конструкции при-
стыковывались два фюзеляжа от самолета
«Фоккер», каждый из которых был оснащен
собственными поверхностями оперения. В
тех местах, где на исходных самолетах
размещались двигатели, были установлены
кабины стрелков (рис. 9.1). Задуманный и
построенный в условиях спешки К-1 летал
плохо. Дальнейшая разработка этой маши-
ны была прекращена, так как Фоккер уже
успел довести пушечный синхронизатор и
установил его на самолет М.5, создав, та-
ким образом, первый в мире эффективный
истребитель.
ТРЕХМОТОРНЫЕ
БОМБАРДИРОВЩИКИ
ФИРМЫ «КАПРОНИ»
Во время первой мировой войны италь-
янская фирма «Капрони» стала известной
как создатель удачной серии двухфюзеляж-
ных (двухбалочных) трехмоторных бом-
бардировщиков. В отличие от самолета
«Фоккер» К-1, эти бомбардировщики были
тщательно спроектированы с самого на-
чала. что дало хорошие результаты. Эти
бомбардировщики использовали англичане.
Некоторое количество таких машин было
построено по лицензии в Соединенных
Штатах. Хотя в это же время многие другие
авиационные конструкторы пытались соз
дать самолеты двухфюзеляжной схемы,
лишь бомбардировщики Капрони 1915
1918 гг. выпускались значительной серией
Так же, как и «Фоккер», самолеты «Кап
рони» (в частности, «модель № 32» 1915 г.,
показанная на рис. 9.2) оснащались гондо-
лой, расположенной в цен г ре между двумя
фюзеляжами (балками). Гондола служила
для размещения двигателя «Фиат» мош
костью 100 л. с. (73,5 кВт) с толкающим
винтом. В носовых частях фюзеляжей усга
навливались два двигателя «Фиат» с тяну
щими винтами. Горизонтальное оперение
соединяло в единое целое хвостовые час и
двух фюзеляжей. Экипаж постоянно раз
мещался в гондоле самолета.
Размах крыла бомбардировщика СА-32
составлял 22,8 м, максимальная скорость
114 км/ч. Модель 1918 г. СА-46 имела си-
ловую установку суммарной мощностью
1200 л.с. (882 кВт); размах крыла достигал
23,4 м, максимальная скорость была рав
ной 166 км/ч.
Наиболее известным самолетом злого
семейства стал гигантский СА 40 (хотя зга
машина и нс строилась массовой серией)
На СА-40 была сохранена характерная для
Рис. 9.2. Двухфюзеляжный итальянский самолет «Капрони» времен первой мировой войны с
единым горизонтальным оперением.
описываемого семейства компоновка, но
было установлено три крыла. Самолет
оснащался гремя двигателями «Либерти»
американского производства мощностью
400 л.с. (294 кВт); размах крыла составлял
29,4 м; взлетная масса 8030 кг. Максималь-
ная скорость самолета была относительно
невысока - всего 158 км/ч.
«СИМЕНС-ШУКЕРТ» R-III
Хотя у большинства двухфюзеляжных
самолетов фюзеляжи располагались рядом,
было построено несколько машин этого
класса с вертикальным расположением фю-
зеляжей. Семейство немецких бомбарди-
ровщиков «Сименс-Шуксрт» R-I-R-III, соз-
данных в 1916 г., следует рассматривать
скорее как конструкции с расщепленным
фюзеляжем, чем самолеты двухфюзеляж-
Рис. 9.3. Немецкий самолет «Сименс-Шукерт» R-III с двумя фюзеляжами за крылом.
Рис. 9.4. Самолет «Дубль Вуазен» (1915 г.), сконструированный путем соединения двух самоле-
тов с велосипедным шасси, описанных в гл. 8.
ной схемы, так как двухбалочная конструк-
ция появляется только за крылом. Это
довольно необычное конструктивное реше-
ние возникло как следствие стремления
обеспечить максимальный обстрел из пу-
леметной установки, размещенной в
зоне стыка двух треугольных конструк-
ций.
Еще одной новаторской особенностью
самолета R-III, показанного на рис. 9.3,
была схема установки двигателей. Три дви-
гателя фирмы «Бенц» мощностью 220 л.с.
(161,3 кВт), размещенные внутри носовой
части фюзеляжа, приводили в движение
через систему валов и передач, связанных с
единой коробкой раздачи мощности, два
воздушных винта, которые устанавлива-
лись на консолях крыла.
Одной из новаторских особенностей
бомбардировщика R-III являлось исполь-
зование небольших вспомогательных по-
верхностей между крыльями, выполнявших
функции силовых приводов (бустеров) эле-
ронов, отклонение которых на тяжелых
самолетах того времени было довольно
тяжелой работой. (Внедрение гидравличес-
ких приводов поверхностей управления в
практику авиастроения произошло лишь
через 15 лет).
Хотя самолеты семейства R успешно
летали и были приняты на вооружение
военно-воздушными силами Германии, 7
построенных бомбардировщиков «Симснс-
Шукерт» оказались не очень эффективными
наступательными самолетами, так что был
построен только один экземпляр каждой
модели.
Основные данные R-I1I: размах крыла
34,36 м; взлетная масса 6806 кг; максималь-
ная скорость 133 км/ч.
«ДУБЛЬ ВУАЗЕН»
Некоторые двухфюзеляжные самолеты
проектировались и строились сразу же как
оригинальные конструкции, тогда как ряд
машин этого класса был создан путем
объединения ранее существовавших обыч-
ных однофюзеляжных самолетов.
Характерным примером второго подхо-
да является уникальный французский само-
лет «Дубль Вуазен», созданный в 1914 г.
При постройке самолета были использова-
ны два фюзеляжа от самолетов «Вуазен» с
велосипедным шасси, которые соединялись
между собой новой центральной секцией
крыла и горизонтальным оперением. Штат-
ный комплект консолей крыла выпускав-
шегося в то время самолета «Вуазен» был
использован в качестве крыльевых консо-
лей двухфюзеляжного самолета (рис. 9.4).
Был построен только один опытный обра-
зец этого самолета, и никакой технической
информации, за исключением приводимого
фотоснимка, нс сохранилось.
МВ-4 ФИРМЫ «ТОМАС-МОРЗ»
В 1919 г. американская фирма «Томас-
Морз эркрафт» (Итака, шт. Нью-Йорк) от-
Рис. 9.5 Американский самолет «Томас-Морз» МВ-4. В отличие от «Фоккер» К I (1915 г.)
летчик размещается не в гондоле, а н фюзеляже.
ветила на опубликованный Почтовым управ-
лением США запрос проектом чегырехдви-
iа тельного почтового самолета. Разрабо-
танный фирмой самолет МВ-4 явился, по
сути дела, более современным вариантом
самолета «Фоккер» К-1, хотя, вероятно,
инженеры фирмы «Томас-Морз» об этом и
не знали.
В схеме самолета прослеживаются, с
незначительными изменениями, тс же кон-
цепции. что и у Фоккера. Почтовое от-
деление располагалось в гондоле между
дви1ателями. а два летчика размещались в
своих кабинах с дублированным связанным
управлением, которые находились в разных
фюзеляжах (рис. 9.5). Удивительно, как
летчикам удавалось поддерживать между
собой связь (в то время электронные систе-
мы связи еще не существовали). Вероятнее
всего, для данного самолета была мало-
пригодной и рупорная переговорная труба,
распространенная в те годы на учебных
самолетах с тандемным расположением
кабин.
Как и в конструкции самолета «Фоккер»
К-1, в отличие от некоторых других двух-
фюзеляжных самолетов, хвостовые части
фюзеляжей МВ-4 имели вид консольных
балок, не скрепленных между собой. Каж-
дый из этих фюзеляжей оснащался отдель-
ным комплектом оперения с истребителя
МВ-3 этой же фирмы. Силовая установка
состояла из двигателей фирмы «Райт», мо-
дель «Н», американского варианта фран-
цузского двигателя «Испано-Сюиза» мощ-
ностью 300 л. с. (220,5 кВт).
Почтовое управление США приобрело
опытный образец МВ-4, но воздержалось
от заказа на серийное производство.
Основные данные: размах крыла 14,8 м;
взлетная масса 2524 кг; максимальная ско-
рость 196 км/ч.
S-55 «САВОЙЯ-МАРКЕТТИ»
В 1925 г. итальянцы снова захватили
лидерство в области создания двухфюзе-
ляжных самолетов, на этот раз создав двух-
фюзеляжную летающую лодку S-55 «Са-
войя-Маркетти». оснащенную двумя двига-
телями французского производст ва «Лорэн»
мощностью 400 л.с. (294 кВт). Этот само-
лет интересен нс столько использованием
двух довольно вместительных корпусов,
сколько тем фактом, что они были вы-
полнены очень короткими. Это позволило
конструкторам существенно снизть массу
конструкции самолета и уменьшить его
аэродинамическое сопротивление (рис. 9.6).
Горизонтальное оперение конструктивно
связывало хвостовые части двух трубчатых
балок, выходящих из хвостовых частей фю-
зеляжей. Самолет S-55 широко использо-
вался итальянскими военно-воздушными
силами и гражданскими авиакомпаниями
вплоть до 19.38 г.
Хотя фюзеляжи летающей лодки были
довольно вместительными, летчики распо-
лагались в открытой кабине, расположен-
ной в толстой центральной части крыла.
Такое размещение экипажей не обеспечива-
ло достаточно хорошего обзора из кабины.
Рис 9 6. Двухкорпусная итальянская летающая лодка S-55 (1925 г.).
особенно в направлении «вперед вниз»;
значительный по величине угол положи-
тельного V крыла также затруднял обзор
из кабины экипажа влево и вправо от на-
правления полета. На самолете S-55 было
выполнено несколько знаменитых переле-
тов. Франческо де Пинедо достиг на этом
самолете Аризоны в I927 г., выполняя кру-
госветный перелет в западном направле-
нии. К сожалению, на стоянке по небреж-
ное! и возник пожар, и деревянный корпус
лодки был практически уничтожен огнем.
Де Пинедо получил специально переправ-
ленный в США другой экземпляр S-55 и
завершил перелет через Соединенные 111 га-
зы. после чего вернулся в Италию через
Азорские острова.
Наиболее известным применением ле-
тающих лодок S-55 стали групповые пере-
леты этих самолетов на большие дальнос-
ти. Следует отметить, что в таких пере-
летах участвовали усовершенствованные са-
молет ы S-55 с закрытыми кабинами и ря-
дом других модификаций. Маршал ВВС
Италии И тало Бальбо руководил переле-
том 12 летающих лодок S-55 через Южную
Атлантику в Рио-де-Жанейро и обратно в
1930 г. Под его руководством был выпол-
нен и другой знаменитый перелет 24 таких
самолетов из Италии на Всемирную вы-
ставку в Чикаго в 1933 г.
Основные данные (S-55A, 1930 г.): сило-
вая установка -два двигателя «Фиат» мощ-
ностью 700 л.с. (514 кВт); размах крыла
24,4 м; площадь крыла 92 м2; взлетная мас-
са 7684 кг; максимальная скорость 237 км/ч.
Р-38 «ЛАЙТНИНГ» ФИРМЫ
«ЛОКХИД»
До настоящего времени одним из наи-
более известных двухфюзеляжных (точнее,
двухбалочных) самолетов, который строился
массовой серией (10036 экз.) для ВВС США
с 1938 г. по 1945 г., является американский
ист реби гель Р-38 «Лай гнинг» фирмы «Лок-
хид». Так как самолет был спроектирован
по нетрадиционной для истребителей схе-
ме, доводка этой машины заняла довольно
продолжительное время, но все же в 1943 г.
самолет стал эффективным боевым истре-
бителем. Он быстро завоевал уважение не-
мецких летчиков, которые прозвали его
«рогатым дьяволом».
Оснащенный двумя двигателями V-I7I0
фирмы «Эллисон» мощностью от 1150 до
Рис. 9.7. Двухбалочный истребитель Р-38 фирмы «Локхид», обладающий высокими летно-
техническими характеристиками.
1600 л.с. (845-1176 кВт), самолет Р-38 ока-
зался весьма подходящим и для выполне-
ния других задач. В частности, на базе
этого самолета были созданы фоторазвед-
чики Е-4 и F-5, в носовой части которых
вместо мощной батареи из четырех пулеме-
тов калибра 12,7 мм и одной пущки калиб-
ра 20 или 30 мм устанавливались фото-
камеры. Впоследствии носовые отсеки этих
самолетов выполнялись в виде модульных
конструкций, что обеспечило взаимозаме-
няемость и возможность применения од-
ного и того же самолета для выполнения
разных задач. Несколько машин этого типа
было модифицировано в самолеты наведе-
ния ударных групп бомбардировщиков. Они
оснащались прозрачной носовой частью,
которая позволяла штурману обеспечивать
точное целеуказание. По его сигналу экипа-
жи других одноместных Р-38, несущих бом-
бы вместо дополнительных топливных ба-
ков, атаковали наземные цели.
Фюзеляжи Р-38 представляли собой до-
вольно изящные конструкции. Тем не ме-
нее. в них были очень плотно закомпонова-
ны двигатель, турбонагнетатель, радиато-
ры и основное шасси. Кабина летчика раз-
мещалась в центральной гондоле (рис. 9.7),
как это было сделано на старых самолетах
«Капрони». В конце войны был создан
двухместный ночной истребитель Р-38М,
оснащенный дополнительной кабиной опе-
ратора РЛС за кабиной летчика. (До этого
была предпринята попытка создания двух-
местного самолета с размещением второго
летчика в левом фюзеляже.)
Основные данные Р-38: силовая установ-
ка два двигателя фирмы «Эллисон» мощ-
ностью 1475 л.с. (1084 кВт) с винтами про-
тивоположного вращения; размах крыла
15,9 м; площадь крыла 30,46 м2; взлет-
ная масса 9798 кг; максимальная скорость
666,5 км/ч на высоте 7600 м.
He.111Z ФИРМЫ «ХЕЙНКЕЛЬ»
Когда в 1941 г. Мессершмитт построил
крупнейший в мире грузовой планер, кото-
рый имел размах крыла 54,9 м и взлетную
массу 39 390 кг, он обнаружил, что самолет,
пригодный для буксировки такого планера,
отсутствует. Были успешно выполнены по-
Рис. 9.8. Немецкий самолет «Хейкель» Не. 111Z, сконструированный путем соединения двух
стандартных бомбардировщиков Не. 111 дополнительной центральной секцией крыла с установ-
кой пятого двигателя.
леты планера за тройкой трехдвигательных
бомбардировщиков «Юнкере» Ju.52, каж-
дый из которых тащил планер за отдель-
ный трос. Однако было очевидно, что не-
обходим один буксировщик, способный вы-
полнять эту задачу. Такой самолет был
создан путем объединения в один летатель-
ный аппарат двух серийных самолетов
«Хейнкель» Не.ШН. Таким образом из
двух двухдвигательных бомбардировщиков
был создан пятидвигательный самолет
He.lllZ (Z-первая буква немецкого слова
zwi Hi ng - сдвоенный).
Так же, как у «Фоккера» К-1 или МВ-4,
каждый из фюзеляжей Не. 111 оснащался
собственным комплектом поверхностей опе-
рения. Фюзеляжи самолетов были соеди-
нены между собой плоской центральной
секцией крыла, на которой устанавливался
пятый двигатель самолета-«Юмо» фирмы
«Юнкере» мощностью 1350 л.с. (992 кВт).
Расстояние между осями фюзеляжей состав-
ляло 12,8 м, вследствие чего He.lllZ стал
самым крупным по размаху двухфюзеляж-
ным самолетом (рис. 9.8).
Было построено 12 таких машин; не-
которые из них ограниченно применялись в
ходе второй мировой войны, преимущест-
венно на восточном фронте. Проблема бук-
сировки планера Ме-321 была разрешена
путем установки на него шести француз-
ских двигателей «Гном-Ром» мощностью
750 л.с. (551 кВт). В результате был создан
транспортный самолет Ме-323, но в то же
время сохранилось некоторое количество
планеров Ме-321, для которых и требовал-
ся самолет-буксировщик He.lllZ.
Основные данные: размах крыла 35,4 м;
площадь крыла 147,6 м2; взлетная масса
28 600 кг; скорость полета (при буксировке
одного планера Ме-321) 220 км/ч; скорость
полета (при буксировке двух меньших пла-
неров Go-242 «Гота») 249,5 км/ч.
Р-82 «ТВИН МУСТАНГ» ФИРМЫ
«НОРТ АМЕРИКЕН»
На протяжении длительного времени
созданный в 1946 г. фирмой «Норт Амери-
кен» истребитель Р-82 «Твин Мустанг» счи-
тался самолетом, который просто был
собран из двух стандартных фюзеляжей
истребителя Р-51, однако это не так. Хотя
фюзеляжи и имели много общего с фюзеля-
жами Р-51Н, они сразу были спроектиро-
ваны для самолета двухфюзеляжной схемы,
а не просто приспособлены к ней.
Р-82 (F-82 после июля 1948 г.) проекти-
ровался как дальний истребитель сопро-
вождения. Ранние модели этого самолета
оснащались двигателями «Мерлин» фирмы
«Роллс-Ройс» (американского производства
по английской лицензии), но начиная с
модели Р-82Е и далее использовались дви-
Рис. 9.9. Американский истребитель Р-82 «Твин Мустанг» фирмы «Норт Америкен» (1945 г.).
i а гели V 1710-143/145 фирмы «Эллисон»
лощностьк 1600 л. с. (1176 кВт). Приводи-
мые через дробь цифры марки двигате-
ля означают противоположное вращение
винтов.
Р-82 напоминал МВ-4 и He.lllZ тем,
чю в каждом фюзеляже размещался член
экипажа. Хвостовые части фюзеляжей бы-
ли соединены горизонтальным оперением
(рис 9.9). Обе кабины оснащались органа-
ми управления, но штатный летчик рас-
i юла i алея в левой кабине. При выполнении
большинства заданий в качестве самолет а-
нстрсбигеля в правой кабине размещался
оператор РЛС. Вооружение самолета со-
стояло из шести пулеметов калибра 12,7 мм,
размещенных в центральной части крыла;
кроме того, дополнительное вооружение
моню устанавливаться на центральные пи-
лоны фюзеляжа Модели этого самолета,
имевшие в качестве основного назначения
выполнение функций ночного истребителя,
оснащались контейнером с радиолокацион-
ной станцией, устанавливаемым под цент-
ральной секцией кртма. Этот самолет стал
последним истребител ем ВВС США с порш-
невыми двигателями. Всего было построе-
но 272 таких самолета. Последняя мо-
дель P-82G являлась ночным истребите-
лем.
Основные данные: размах крыла 15,6 м;
площадь крыла 37,9 мi 2; взлетная масса
11 600 Ki; максимальная скорость 772 км/ч
на высоте 6400 м.
«ТВИН ЭРКУП»
Примером создания нового самолета из
двух серийных для решения специальной
задачи является построенный в 1948 г. са-
молет «Твин Эркуп», предназначенный для
участия в демонстрационных и показатель-
ных полетах (рис. 9.10).
Базовый самолет «Эркуп» был пост роен
фирмой «Энджиниринг энд рисерч корпо-
рейшн», или кратко ERCO. Удлинение это-
го сокращения в «Эркуп» применительно к
двухместному самолету привилось. Эго
Рис 9.10. Двухфюзеляжный «Твин Эркуп» (1948 г.), предназначенный для выступлений в
воздушных представлениях. Сконструирован путем соединения двух легких самолетов «Эркуп».
был цельнометаллический самолет, кото-
рый сначала оснащался двигателями «Кон-
тиненталь» мощностью 65 л.с. (47,7 кВт),
а впоследствии двигателем мощностью
90 л.с. (66,8 кВ1). В 1940 г. самолет по-
ступил на рынок и завоевал популярность
благодаря своей высокой безопасности и
нсчувствительносги к штопору. Самолет
очень подходил для неопытных летчиков
из-за уникальной двойной системы управ-
ления и ограниченного хода руля высоты.
Кроме того, «Эркуп» стал первым мас-
совым персональным самолетом в Соеди-
ненных Штатах с трехколесным шасси.
Производство этих машин было прекра-
щено в ходе второй мировой войны, однако
после се окончания было возобновлено и
продолжалось вплоть до начала войны в
Корсе. Затем фирма продала авторские
права на самолет. С этого времени много-
численные обладатели авторских прав на
«Эркуп» создали значительное количество
новых модификаций, которые строились
вплоть до 1969 г.
Два фюзеляжа самолета «Твин Эркуп»
соединялись в зоне окончания центроплана
крыла и внутренних частей стандартных
поверхностей горизонтального оперения.
Так как для этого самолета были сняты
ограничения по диапазону отклонения руля
высоты, он превратился в великолепный
акробатический самолет. К сожалению, тех-
нические данные этого построенного в од-
ном экземпляре самолета отсутствуют.
«ТВИН КАБ» ФИРМ «ВАГНЕР»
И «ПАЙПЕР»
Интересной особенностью созданного в
1949 г. самолета «Твин Каб» фирм «Ваг-
нер» и «Пайпер» является нс то, что он
собран из двух стандартных самолетов
«Пайпер Каб», а то, что два самолета, из
которых он сделан, нс одинаковы. Один из
них-это знаменитый J-3, созданный в
1937 1. и непрерывно совершенствовавший-
ся вплоть до 1947 г.; другой модифициро-
ванный РА-11, выпускавшийся вплоть до
1947 1949 гг. Для компенсации мощности
силовой установки и аэродинамического
сопротивления J-3 был оснащен штатным
для РА-11 двигателем «Континенталь» мощ-
ностью 85 л. с. и закрытым капотом двига-
Рис. 9.11. Двухфюзеляжный «Твин Каб», сконструированный Г. Вагнером путем соединения двух
самолетов фирмы «Пайпер». Столь близкое расположение фюзеляжей стало возможным
благодаря синхронизации вращения воздушных винтов
тельного отсека. Два фюзеляжа этого само-
лета располагались ближе друг к другу, чем
на любом другом двухфюзеляжном само-
лете. Гарольд Вагнер, который также раз-
работал «Твин трипейсер», использовал па
этом самолете схему перекрытия дисков
воздушных винтов для обеспечения мини-
мального расстояния между фюзеляжами.
Хвостовые части фюзеляжей соединялись
между собой посредством короткой цент-
ральной секции стандартного оперения са-
молетов «Каб»; в передней части фюзеляжи
соединялись небольшой проставкой крыла
и стальной фермой, расположенной под
фюзеляжем и предназначенной для распре-
деления нагрузки между двумя стойками
основного шасси, размещенными по внеш-
ним бортам каждого фюзеляжа. Как и на
других конструкциях Вагнера, левый воз-
душный винт был установлен на удлинен-
ном коке и располагался несколько впереди
правого, что позволяло обеспечить пере-
крытие дисков воздушных винтов (рис. 9.11).
Как и «Твин Трипейсер», «Твин Каб» был
построен в одном экземпляре и существо-
вал относительно недолгое время. Создан-
ный в 1948 г. самолет «Пайпер» РА-11,
более известный как «Каб спешл», пред-
ставлял собой несколько модернизирован-
ный вариант J-3 «Каб»; он оснащался та-
ким же двигателем «Континенталь» мощ-
ностью 65 л.с. (47,7 кВт). Впоследствии
мощность силовой установки была доведе-
на до 95 л.с. (69,8 кВт).
ДВУХФЮЗЕЛЯЖНЫЙ
РЕАКТИВНЫЙ САМОЛЕТ
ФИРМЫ «ФУЖА»
Одним из редких примеров двухфюзе-
ляжного реактивного самолета является са-
молет «Жемо I», построенный в 1951 г.
французской фирмой «Фужа». Этот само-
лет создан путем объединения ранее су-
ществовавших самолетов CM 8R-15 «Цик-
лон» фирмы «Фужа» (экспериментальных
реактивных самолетов, которые в свою
очередь являлись модификацией планеров
этой фирмы).
В конце 1940-х гг. фирма выпустила, в
дополнение к традиционным для нес двух-
двигательным транспортным самолетам,
серию одноместных планеров. Модель
СМ8-15 (цифра 15 означает размах крыла в
меграх) интересна тем, что на ней едва ли
не впервые в планерной авиации было при-
менено V-образное хвостовое оперение
(рис. 9.12). Впоследствии, когда появились
легкие реактивные двигатели, фирма уста-
новила небольшой ТРД фирмы «Тюрбо-
Рис. 9.12. Французский двухфюзеляжный самолет «Жемо I» с четырехколесным шасси, скон-
струированный из двух однодвигательных реактивных экспериментальных самолетов.
мска» тягой I кН в верхней части фюзеля-
жа СМ 8-15. Неактивная струя проходила
между килями V-образного оперения. Этот
летательный аппарат представлял собой
чисто экспериментальный самолет. Пред-
полагалось, что на его базе можно по-
строить коммерческий легкий спортивный
самолет, но он оказался слишком дорогим.
Соединение двух таких самолетов в еди-
ный летательный аппарат, по замыслу его
создателей, способствовало повышению
безопасности полета за счет использования
двухдвигатсльной силовой установки и ре-
шало проблему создания двухместного са-
молета. Внутренние части V-образного опе-
рения каждого самолета были несколько
укорочены для уменьшения расстояния
между фюзеляжами, а шасси самолета
модернизировано таким образом, что по-
лучилось четырехколесное шасси.
Основные данные («Жемо I»): размах
крыла 10,7 м; взлетная масса 1096 кг; мак-
симальная скорость 285 км/ч.
«ВОЯДЖЕР» Б. РУТАНА
Проектирование этого уникального са-
молета, предназначенного для беспосадоч-
ного перелета вокруг земного шара (в нача-
ле работ он был известен под обозначением
«модель 76») началось летом 1982 г. Пер-
вый вылет состоялся 22 июня 1984 г. Этот
цельнокомпозитный двухместный двухдви-
гательный самолет, как и подавляющее
большинство конструкций Б. Ругана, по-
строен по схеме, необычной во многих
отношениях. Аэродинамическую схему
конструктор определяет как «тримаран»
(поэтому описание самолета помещено в
данной главе). В более привычных терми-
нах-это «утка» многобалочной схемы с
фюзеляжем-гондолой, крылом большого
удлинения (33,8), двухкилевым вертикаль-
ным оперением и ПГО, конструктивно свя-
занным с балками-фюзеляжами.
14 декабря 1986 г. «Вояджер» вылетел с
расположенного в пустыне Мохаве аэро-
дрома в свой рекордный полет и за
9 сут 3 мин 44 с облетел вокруг земного
шара, преодолев расстояние 42934 км без
посадки и дозаправки топливом в воздухе.
Достижение столь выдающегося результа-
та стало возможным благодаря удачной
реализации в этом летательном аппарате
последних достижений прикладной аэроди-
намики и материаловедения. Примененные
в конструкции композитные материалы
обеспечили, с одной стороны, малую массу
планера (426 кг), а с другой-чрезвычайно
«чистые» с аэродинамической точки зрения
поверхности самолета (рис. 9.13).
В настоящее время «Вояджер» находит-
Нис 913. Рекордный самолет Б. Ругана «Вояджер».
ся в Национальном музее авиации и космо-
навтики США в Вашингтоне.
Основные данные: силовая установка -
два двигателя фирмы «Теледайн» «0-240»
мощностью I Юл. с. (82 кВт); размах крыла
33,77 м; площадь крыла 33,72 м2; взлетная
масса 4 328 кг; крейсерская скорость
I96 км/ч; продолжительность полета без
дозаправки топливом-более 9 суток.
Глава 10
Би-монопланы
На протяжении многих лет некоторые
из хорошо зарекомендовавших себя само-
летов прошли через ряд усовершенствова-
ний, нацеленных на то, чтобы придать
самолету те или иные качества. В ходе
этого процесса нередко создавались по-
настоящему новаторские модели. Однако
чаще всего базовая конструкция фюзеляжа,
оперения и шасси, равно как и двигатель,
оставались неизменными. Наиболее суще-
ственные изменения, как правило, вноси-
лись в конструкцию крыла. Иногда самоле-
ты, построенные по схеме моноплана, с
целью получения дополнительной подъем-
ной силы или маневренности, получали
второе крыло и становились бипланами. В
других случаях хорошо проверенные би-
планные самолеты модифицировались в
монопланы, обычно для увеличения макси-
мальной скорости полета. В любом случае
внесенные изменения обычно приводили к
появлению новых моделей самолетов, не-
смотря на то, что эти машины имели много
общего со своими предшественниками.
В нескольких случаях, которых, правда,
не так уж много, были созданы самолеты,
способные летать как монопланы либо как
бипланы в соответствии с требованиями
данного момента. Большинство из них
проектировалось как монопланы, оснащен-
ные средствами установки второго крыла.
При создании таких машин особое вни-
мание следует уделять тому, чтобы центры
давления на крыльях находились макси-
мально близко к линии центра масс для
обеспечения необходимой балансировки
вне зависимости от того, установлено одно
крыло или два. В рассматриваемых кон-
струкциях дополнительное крыло редко
имело такие же размеры, как и основное,
поэтому общая площадь крыльев увеличи-
валась менее чем в два раза.
Хотя все описанные в данной главе само-
леты летали, степень их универсальности
обычно не соответствовала ожиданиям, и
ни один из них не вышел за пределы стадии
создания опытного образца и его испы-
таний.
Другим подходом к созданию би-моно-
планов является использование двух совер-
шенно различных комплектов крыльев вме-
сто установки дополнительного крыла.
Такой подход позволяет более свободно
выбирать место для установки каждого из
комплектов крыльев и существеннее изме-
няет облик самолета. Единственный из из-
вестных к настоящему времени би-моно-
нланов такого типа это любительский
самолет автора «Флай Бэби».
В настоящей главе описаны наиболее
известные самолеты би-монопланы, а так-
же несколько менее известных конструкций,
созданных для решения специальных задач.
«ТЕКСАС УАЙЛДКЭТ»
КЕРТИССА И КОКСА
Одним из первых самолетов, который
начинал летать в качестве моноплана, а
закончил свою карьеру как биплан, был
7-101
Рис. 10.1. Американский участник гонок 1920 г. на приз Гордона Беннета моноплан «Уайлдкэт»
фирмы «Кертисс».
гоночный самолет «Тексас Уайлдкэт», по-
строенный фирмой «Кертисс» по заказу
богатого техасца С. Кокса. Этот самолет
(как и его «брат» «Кактус Кигтен») пред-
ставлял Соединенные Штаты в гонках на
приз Гордона Беннета 1920 г., которые
проводились во Франции. Оба этих само-
лета отличались рядом передовых для сво-
его времени технических решений, наиболее
примечательным из которых было исполь-
зование закрытой кабины (фонарь кабины
откатывался назад по рельсовым направ-
ляющим). Начиная с 1930-х гг. такое техни-
ческое решение стало стандартным для го-
ночных и боевых самолетов. Подкосы кры-
ла в своей нижней части крепились к осям
шасси, а амортизаторы были встроены в
колеса (рис. 10.1).
Проектирование и постройка этих го-
ночных самолетов с двигателями мощ-
ностью 400 л.с. (294 кВт) проводились в
крайне сжатые сроки, как это часто бывает
при создании гоночных машин, поэтому
недостаточное количество испытаний обус-
ловило ряд конструктивных недостатков.
До гонок в США летал только самолет
«Тексас Уайлдкэт», причем эти полеты вы-
полнялись лишь с экспериментальным кры-
лом большой площади. С этим крылом
максимальная скорость самолета составля-
ла 295 км/ч. и конструкторы ожидали, что
со штатным «быстрым» крылом самолет
достигнет скорости ~ 345 км/ч.
Когда перед гонками, уже во Франции,
самолет был испытан со своим штатным
крылом, оказалось, что в такой конфигура-
ции он практически неуправляем. После
этого проектная группа Кертисса спроекти-
ровала нижнее крыло и в срочном порядке
изготовила это крыло на расположенном
неподалеку авиационном заводе «Морап-
Сольнье» (рис. 10.2). После проверок лет-
чик фирмы «Кертисс» Роланд Рольфе вы-
полнил короткий перелет в район проведе-
ния гонок, но при взлете повредил колеса
шасси. При посадке колесо разрушилось,
самолет перевернулся и получил поврежде-
ния, которые невозможно было устранить
без капитального ремонта. Забавно, что
«Уайлдкэт» мог вполне успешно выступить
и со своим исходным, «медленным» кры-
лом - рекордная скорость для этой гонки
составила всего 270 км/ч.
Другой самолет-«Кактус Киттсн»-нс
принял участия в гонках во Франции, так
как недостаток времени не позволил до-
строить еще одно нижнее крыло для него.
Этот самолет был подготовлен для участия
в проводимых гонках на приз Пулитцера в
США в 1921 г. Самолет был оснащен тремя
крыльями. Максимальная скорость полета
составила 274 км/ч, что позволило самоле-
Рис. 10.2. Модификация моноплана «Тексас Уайлдкэт» с оптимальными крыльями.
ту занять второе место в гонках и стать
самым скоростным в мире трипланом
(рис. 10.3).
Основные данные биплана «Уайлдкэт»:
силовая установка двигатель «Кертисс»
CD-12 мощностью 400 л.с. (294 кВт); раз-
мах крыла 7,6 м; площадь крыла 13,5 м2;
взлетная масса 1092 кг; максимальная ско-
рость (расчетная) 344,5 км/ч.
Основные данные триплана «Кактус Кит-
тен»: размах крыла 6,1 м; площадь крыла
19,5 м2; максимальная скорость (при поле-
те по замкнутому маршруту) 273,7 км/ч.
Рис. 10.3. Триплан «Кактус Киттен», близкий по конструкции к «Тексас Уайлдкэт».
7
Рис. 10.4. Немецкий самолет «Юнкере» Т-26 (монопланная модификация «Е»),
«ЮНКЕРС» Т-26
В 1922 I. на заводе фирмы «Юнкере» в
Дессау был создан уникальный расчалоч-
ный моноплан спортивною типа Т-19. Са-
молет оснащался английским радиальным
двигателем фирмы «Армстронг-Сиддли»
мощностью 80 л.с. (58,8 кВт). Этот самолет
не имел большого коммерческого успеха в
условиях послевоенной депрессии. Анало-
гичная модель Т-23 с двигателем «Ле Рои»
мощностью 80 л.с. была создана в 1923 г.,
но этот самолет уже обладал новой кон-
структивной особенностью он оснащался
нижним крылом, которое делало его би-
планом. В варианте моноплана этот са-
молет имел обозначение Т-23Е, а в вариан-
те биплана T-23ED. Так как крылья этого
самолета выполнялись по свободнонесу-
щей схеме, установка дополнительных си-
ловых элементов, связывающих верхнее и
нижнее крылья нс требовалась; всего лишь
Рис. 10.5. Немецкий самолет «Юнкере» Т-26 в бипланной модификации «D».
два подкоса связывали крылья в районе
законцовок. Эта концепция не была доста-
точно популярной в те годы, и был по-
строен только один такой самолет.
Надо отметить, что Юнкере не оставил
эту идею и в 1925 г. создал еще один
самолет такого же типа Т-26. Конструк-
ция планера была очень близкой к Т-19 и
Т-23, а вот двигатель был заменен дру-
i им L-la рядным шестицилиндровым
двшатслсм фирмы «Юнкере» мощностью
80 л.с. Именно различие в силовой установ-
ке объясняет юг факт, что эти самолеты,
имеющие практически одинаковые плане-
ры, получили разные названия (рис. 10.4,
10.5).
Основные данные Т-26Е: размах крыла
13,2 м при площади 21,5 м2; взлетная масса
780 кг; максимальная скорость 130 км/ч.
Основные данные T-26D: площадь крыла
33,5 м2; взлетная масса 805 кг; максималь-
ная скорость 114 км/ч. Был построен
только один закон самолет.
«ФОККЕР F-V»
В начале 1920-х гг. фирма «Фоккер эрк-
раф!» являлась ведущей в Европе фирмой
по производству однодвигательных транс-
портных самолетов (в это время Фоккер
вернулся в свою родную Голландию, после
того как в ходе первой мировой войны он
строил боевые самолеты в Германии).
Транспортные самолеты Фоккера представ-
ляли собой, как правило, монопланные
конст рукции, причем следует сказать, что в
го время для самолетов такого назначения
оптимальной схемой считалась бипланная.
Транспортные монопланы Фоккера сталки-
вались с рядом эксплуатационных ограни-
чений, поэтому он в 1922 г. разработал
модель F-V восьмиместный расчалочный
моноплан, оборудованный средствами для
установки нижнего крыла (рис. 10.6, 10.7).
Крылья самолета были построены по сво-
боднонссущей схеме (так же, как и у
Юнкерса), и необходимость добавления тра-
диционных для бипланов расчалок отсут-
ствовала. (На деле именно опыт военного
времени в фирме «Юнкере» и вдохновил
Фоккера на создание в основном свободно-
несущих монопланов.) Самолет оснащался
ашлийским двигателем «Игл» мощностью
360 л.с. (264,4 кВт) фирмы «Роллс-Ройс».
Размах монопланного крыла составлял
16 м при площади крыла 44,6 м2. Нижнее
крыло добавляло еще 24,2 м2 площади.
Крейсерская скорость самолета в варианте
моноплана составляла 190 км/ч, а в вариан-
те биплана 180 км/ч. Полезная нагрузка
самолста-биплана равнялась 1200 кг, а мо-
ноплана 910 кг.
Самолет «Фоккер F-V» был весьма эф-
фективным в обоих вариантах, но не на-
столько, чтобы обеспечить получение круп-
ных заказов. Единст венный из построенных
Рис. 10.6. Монопланная модификация самолета «Фоккер F-V» (1922 г).
Рис. 10.7. Самолет «Фоккер F-V» с дополнительным нижним крылом.
образцов самолета был продан в Россию,
где он (в конфигурации биплана) эксплуати-
ровался авиатранспортным предприятием.
XF-13C-1/2 ФИРМЫ «КЕРТИСС»
ВМС США проявляли повышенную
осторожность в использовании моноплан-
пых истребителей со своих авианосцев на
протяжении нескольких лет после того,
как военно-воздушные силы уже полностью
вступили в эру самолетов-монопланов.
Основным соображением, по которому воен-
но-морские силы занимали такую позицию,
являлись большая посадочная скорость са-
молетов-монопланов и большая взлетная
дистанция, что делало их менее подходя-
щими для применения с авианосцев.
В декабре 1933 г. фирма «Кертисс» осу-
ществила облет нового экспериментально-
го истребителя XF-I3C-1, построенного по
контракту ВМС (рис. 10.8). Расчеты показа-
Рис. 10.8. Моноплан XF-13C-1 фирмы «Кертисс»-самолет морской авиации США.
Рис. 10.9. Биплан XF-13C-2.
ли, что посадочная скорость этого истреби-
теля будет слишком высока для того, что-
бы удовлетворить требованиям ВМС, по-
этому было спроектировано нижнее крыло
и разработана схема установки его на само-
лет. Этот биплан (точнее, полутораплан,
так как площадь нижнего крыла была
меньше половины верхнего) получил обо-
значение XF-13C-2. Так как самолет в ва-
рианте моноплана строился по расчалоч-
ной схеме, при его модификации в биплан
было необходимо удалить подкосы моно-
планного крыла и заменить их на расчалки,
характерные для традиционных бипланов.
Вследствие этого переоборудование само-
лета в биплан невозможно было осущест-
вить столь быстро, как на самолетах Юн-
керса и Фоккера (рис. I0.9). Размах верхне-
го крыла составлял 10,7 м при площади
19 м . Размах нижнего крыла равнялся
7,4 м при площади 7,2 м2.
Первый из построенных самолетов это-
го типа был монопланом, но первый полет
был выполнен в конфигурации биплана.
Полученные летные характеристики были
неудовлетворительными, что вполне мож-
но было ожидать от самолета, проектиро-
вавшегося таким образом. Максимальная
скорость биплана, оснащенного двигателем
R-1510 мощностью 700 л.с. (514,5 кВт) фир-
мы «Райт», составляла всего лишь 338 км/ч
на высоте 3 000 м. Данные о посадочной
скорости самолета отсутствуют. В вариан-
те моноплана скорость самолета на высоте
3000 м составляла лишь 390 км/ч (при
взлетной массе 1878 кг).
После проведения дальнейших дорабо-
ток самолет получил обозначение XF-13C-3
и в варианте моноплана проходил дальней-
шие летные испытания; тем не менее ВМС
США отказались принять его на вооруже-
ние. Отметим, что ВМС США так и не
приняли на вооружение ни одного палуб-
ного моноплана вплоть до 1939 г.
БИ-МОНОПЛАН ХИЛЛСОНА
Вторая мировая война вызвала к жизни
различные специализированные самолеты,
которые, возможно, в мирное время не
рассматривались бы даже на уровне проек-
тов. Одним из таких самолетов был англий-
ский би-моноплан Хиллсона, созданный в
1941 г. Уникальной особенностью этого
самолета являлось то, что его предполага-
лось использовать как моноплан и биплан
в процессе одного полета.
Создатели этого самолета стремились
обеспечить одновременно короткий взлез,
высокие характеристики набора высоты,
характерные для биплана, и большую мак-
симальную скорость моноплана. Преиму-
щества, даваемые совмещением всех этих
возможностей в одном истребителе-пере-
хватчике. были очевидными, но техничес-
кая реализация при том уровне техники
Рис. 10.10. Британский самолет «Би-Моно» фирмы «Хиллсон» (1941 г.) в варианте свободно-
несущего моноплана низкопланной схемы.
должна была пот ребовать продолжи тель-
ного по времени этапа исследовательских и
проектно-конструкторских работ.
Самолет Хиллсона нс проектировался
как специализированный перехватчик; глав-
ной целью являлась проверка концепции на
натурном образце, оснащенном маломощ-
ной силовой установкой. Этот низкоплан
мононланной схемы был построен как
малоразмерный, но оснащался всеми не-
обходимыми системами и в общих чертах
был похож на истребители того времени
Рис. 10.11. Экспериментальный самолет фирмы «Хиллсон» в варианте биплана.
(рис. 10.10). С целью реализации достоинств
биплана на верхнюю часть фонаря кабины
экипажа устанавливалось свободнонесущее
верхнее крыло (размах 9,15 м) без элеро-
нов. Для повышения жесткости конструк-
ции крыло дополнительно крепилось при
помощи пары коротких подкосов с каждой
стороны фюзеляжа (рис. 10.11). После взле-
та и набора высоты верхнее крыло отстре-
ливалось, и самолет продолжал полет как
скоростной моноплан.
Результаты испытаний показали, чю
улучшение характеристик достаточно вели-
ко для того, чтобы стоило заниматься
созданием реального истребителя. Однако
верхнее крыло самолета превращалось в
расходуемый материал при выполнении
каждого полета, что, впрочем, в условиях
военного времени moi ло быть вполне оправ-
дано.
«ХАРРИКЕЙН I» С
ОТСТРЕЛИВАЮЩИМСЯ
КРЫЛОМ ФИРМЫ «ХОУКЕР»
Обнадеживающие результаты испыта-
ний би-моноплана Хиллсона привели к
тому, что было принято решение попробо-
вать реализовать эту идею на каком-нибудь
положительно зарекомендовавшем себя ис-
требителе. Для усовершенствования был
выбран самолет «Харриксйн 1» фирмы
«Хоукер», который использовался в Кана-
де, а затем был возвращен в Англию. «Хар-
рикейн», оснащенный силовой установкой
мощностью 1025 л.с. (753,4 кВт) и обладав-
ший максимальной скоростью 523 км/ч, со-
вершил первые полеты в ноябре 1935 г., а в
1940 г. был главным истребителем ПВО
Великобритании, отражавшим нападения
фашистской аниапии. Самолеты этого типа,
несмотря на появление новых моделей ис-
। ребителей. строились в усовершенствован-
ных вариантах с силовой установкой мощ-
ностью 1280 л.с. (948 кВт) вплоть до сен-
тября 1944 г.
Для «Харриксйна» было изготовлено
верхнее крыло, такое же, как нижнее. Это
крыло было установлено на подкосах не-
посредственно над штатным крылом для
исключения возможных проблем с балан-
сировкой самолета (рис. 10.12). Это крыло
находилось довольно высоко над кабиной
по двум причинам: во-первых, для того,
чтобы летчик moi свободно забираться в
кабину и выхолить на нес, а во-вторых, для
Рис. 10.12. Стандартный истребитель «Харрикейн» с дополнжельным верхним отстреливаю-
щимся крылом, предназначенным для повышения скороподъемности самолета.
обеспечения близкого к оптимальному от-
ношения расстояния между крыльями к
хорде крыла. (Если крылья биплана рас-
положены слишком близко друг к другу,
происходит существенное снижение аэро-
динамического качества самолета. Вот по-
чему у большинства бипланов расстояние
между крыльями обычно превосходит вели-
чину хорды крыла.)
«Харриксйн I» с отстреливающимся
крылом был испытан, но, по-видимому,
результаты испытаний не дали достаточ-
ных оснований для организации серийного
производства таких машин. Несмотря на
свою пстрадиционность, этот самолет при-
влек мало внимания со стороны много-
численных историков авиации, описывав-
ших знаменитый «Харрикейн».
Основные данные самолета «Харрикейн
/»: силовая установка - двигатель «Мерлин
II» мощностью 1030 л.с. (757 кВт) фирмы
«Роллс-Ройс»; размах крыла 12,2 м; пло-
щадь крыла 23,9 м2; взлетная масса 3650 кг;
максимальная скорость 512 км/ч.
«ФЛАЙ БЭБИ» П. БАУЭРСА
Когда я проектировал любительский са-
молет «Флай Бэби», я исходил из несколько
необычного подхода к использованию од-
ного и того же самолета в качестве как
биплана, так и моноплана. С самого начала
я предполагал, что этот самолет будет
летать в двух модификациях, но стремился
сделать это не за счет простого дополнения
второго крыла к моноплану.
«Флай Бэби» выполнил первый полет в
I960 году. Этот самолет оснащался двига-
телем мощностью 65-85 л.с. (48-62 кВт) и
представлял собой традиционный одно-
местный низкоплан монопланной схемы
(рис. 10.13). Летательный аппарат создавал-
ся для участия в конкурсе 1959-1960 гг.,
проводимом Ассоциацией конструкторов
экспериментальных самолетов. Однако про-
ведение этого конкурса было отложено до
1962 г. из-за недостатка участников. В
1962 г. «Флай Бэби» стал победителем это-
го конкурса. Установка второго крыла к
низкоплану монопланной схемы с прямыми
крыльями создает несколько проблем. Одна
из них состоит в том, что если верхнее
Рис. 10.13. Сконструированный автором этой книги самолет «Флай Бэби» в стандартной
монопланной конфигурации.
Рис. 10.14. «Флай Бэби» в бипланном варианте. Отметим одинаковый угол стреловидности
верхнего и нижнего крыльев.
крыло меньше нижнего, то это не соответ-
ствует теории биплана; в то же время вовсе
не обязательно удваивать площадь исход-
ного крыла, устанавливая эквивалентное
второе крыло. Во-вторых, верхнее крыло
должно располагаться непосредственно над
нижним для сохранения расчетной балан-
сировки самолета. Так как летчик в само-
лете «Флай Бэби» располагался непосред-
ственно в центре масс самолета и близко к
середине крыла, установка над летчиком
верхнего крыла из-за малых размеров са-
молета сделала бы невозможными посадку
летчика в кабину и выход из нее.
Поэтому необходимо было сдвинуть
вперед цен тральную часть верхнего крыла с
тем, чтобы обеспечить удобство размеще-
ния летчика. Проблема состояла в том,
чтобы, сдвигая вперед крыло, сместить
туда же и центр приложения подъемной
силы. Существующий центр масс самолета
оказывался слишком далеко позади новот о
центра приложения подъемной силы, что
недопустимо из соображений устойчивости.
Для решения этой проблемы было ис-
пользовано одно из давно известных кон-
структорских ухищрений увеличение угла
стреловидности консолей, что позволяет
вернуть точку приложения подъемной силы
ближе к центру масс. Так как к тому време-
ни уже было решено, что верхнее крыло
будет отличаться по размерам от нижнего,
пришла мысль сделать комплект крыльев
полностью взаимозаменяемым. Вследствие
этого «Флай Бэби» в бипланной модифика-
ции выглядит как специально спроектиро-
ванный биплан, а нс как некая адаптация
моноплана.
Поскольку верхнее крыло находилось
несколько впереди, для желаемого возврата
точки приложения подъемной силы путем
изменения лишь конфигурации этой поверх-
ности потребовалась довольно большая
стреловидность верхнего крыла. Поэтому
оба крыла биплана выполнены стреловид-
ными (10°), и бипланный вариант «Флай
Бэби» стал очень похожим па классические
бипланы (рис. 10.14)-английский «Тайгер
Мот» фирмы «Де Хевиленд» и германский
«Букер Юнгман». Так как оба комплекта
крыльев крепятся с помощью расчалок,
требовались два комплекта этих конструк-
тивных элементов.
Поскольку рассматриваемый самолет не
продемонстрировал заметных выгод в от-
ношении летно-технических характеристик.
естественным вопросом к его конструктору
мог бы стать вопрос типа: «Для чего все
эти усилия?». На мой взгляд, ответ доволь-
но прост: «В любительской авиации многие
летчики просто любят бипланы больше,
чем монопланы».
СЕЛЬСКОХОЗЯЙСТВЕННЫЙ
САМОЛЕТ «СТИНСОН» L-5
В целях придания обычным серийным
самолетам тех или иных специальных функ-
ций они часто модифицируются. В боль-
шинстве случаев эти модификации явля-
ются в определенной степени компромис-
сом между условиями стандартной летной
годности, по которым эксплуатируются се-
рийно выпускаемые самолеты, и положе-
ниями, определяющими правила выполне-
ния полетов на экспериментальных само-
летах или машинах опытного применения.
Примерно такая история произошла со
связным самолетом ВВС США времен вю-
рой мировой войны двухместным самоле-
том «Стинсон» L-5 с двигателем мощно-
стью 185 л.с. (136 кВт). Большое количест-
во этих самолетов после войны было купле-
но частными лицами и использовалось в
своей исходной конфигурации либо в каче-
стве специальных (в частности, сельско-
хозяйственных) самолетов. Введенные усо-
вершенствования, изменившие в значи-
тельной степени их облик, а также эксплуа-
тация в nepeiруженном варианте привели к
тому, что применение этих самолетов стало
подпадать под правила выполнения поле-
тов па опытных машинах.
Достаточно просто было уст ановить рас-
пылители и дополнительные баки на само-
леты L-5 сельскохозяйственной модифика-
ции (рис. 10.15), но двитатель «Лайкомиш»
мощное т ыо 185 л.с. под довольно плотным
обтекателем нс очень хорошо подходил для
выполнения функций двигалеля такого са-
молета. Стремление обеспечить большую
полезную натрузку и меньшую скорость
полета привело к тому, что на некоторых
L-5 были установлены радиальные двига-
тели «Континенталь» мощностью 220 л.с.
(162 кВт) из военных запасов На этих сель-
скохозяйственных самолетах была увеличе-
на площадь законцовок крыла, которым
была придана квадратная (в плане) форма.
На некоторых самолетах этого типа уста-
навливалось нижнее крыло (рис. 10 16). Так
как на самолете были сохранены характер-
ные для монопланов подкосы, переделка
самолета была в значительной степени
естественна, и бипланный L-5 мот быть
снова переоборудован в моноплан. Именно
поэтому мы и включили описание самолета
L-5 в настоящую главу.
Основные данные (немодифицированный
L-5): двитатель «Лайкомиш» С-435 мощ-
Рис 10.15 Моноплан «Стинсон» L-5 (из военных запасов времен второй мировой войны) в
стандартной конфигурации с устройствами для распыления химикатов.
Рис. 10.16. «Стинсон» L-5 в варианте биплана с увеличенными законцовками верхнего крыла и
двигателем мощностью 220 л. с (вместо исходного двигателя мощностью 185 л. с.).
ностью I85 л.с. (136 кВт); размах крыльев
10,4 м; площадь крыла 14,4 м2; взлет-
ная масса 916 кг; максимальная скорость
209 км/ч.
РТ-22 «УИНТЕРС-РАЙАН»
Еще одним примером переоборудова-
ния стандартного моноплана в специаль-
ный биплан является предпринятая летчи-
ком Клиффом Уингерсом переделка трени-
ровочною самолета РТ-22 фирмы «Райан»
(также из военных запасов периода второй
мировой войны).
Серийный РТ-22 представлял собой
низкоплан расчалочной схемы. Расчалки,
зафиксированные на узлах верхних и ниж-
них поверхностей крыла, соединялись сило-
выми элементами с конструкцией фюзеля-
жа и шасси (рис. 10.17). В процессе пере-
оборудования этого самолета в биплан
Уинтерс уменьшил размах стандартных для
РТ-22 крыльев, закрепил верхние консоли
на специально установленных на фюзеляже
подкосах и заменил радиальный двигатель
«Киннер» мощностью 160 л.с. (117,6 кВт)
на двигатель «Континенталь» мощностью
220 л.с. (161,7 кВт). Этот самолет показан
на рис. 10.18.
В бипланном варианте этот самолет,
Рис. 10.17. Самолет РТ-22 для начальной подготовки летчиков ВВС США времен второй
мировой войны.
Рис. 10.18. Самолет РТ-22, переоборудованный в биплан летчиком Клиффом Уинтерсом.
который получил название «Уингерс спешл»,
требовал установки между крыльями обыч-
ной для бипланов системы расчалок. Так
как исходная система расчалок самолета с
креплением нижних расчалок на шасси уже
не могла быть использована, необходимо
было принять, специальные меры по усиле-
нию конструкции шасси. Это может слу-
жить классическим примером того, что на
самолете редко удается внести какое-либо
конструктивное изменение, которое не по-
влекло бы за собой целого ряда других
изменений.
Карьера этого самолета продолжалась
недолго. В ходе одного из полетов «Уин-
терс» выполнял стандартный для воздуш-
ных представлений маневр-«бочку» не-
посредственно после взлета. Летчику нс
удалось полностью выполнить маневр, са-
молет перевернулся и упал на ВПП. Летчик
в катастрофе погиб.
Основные данные РТ-22: силовая уста-
новка-двигатель «Киннер» R-540-1 мощ-
ностью 165 л.с. (121 кВт); площадь крыла
12,6 м2; взлетная масса 844 кг; максималь-
ная скорость 201 км/ч.
XF6C-6 ФИРМЫ «КЕРТИСС»
В отличие от более распространенной
практики переоборудования существующе-
го моноплана в биплан созданный в 1930 г.
фирмой «Кертисс» самолет XF6C-6 был
спроектирован на базе стандартного би-
плапного истребителя ВМС США F6C6-3
«Хоук» (рис. 10.19). Этот самолет предназ-
начался для участия в национальных воз-
душных гонках 1930 г. Самолет выступил
неудачно, что ознаменовало конец участия
американских военных самолетов в граж-
данских авиационных гонках.
В процессе разработки самолет претер-
пел два главных изменения: было удалено
нижнее крыло, а верхнее крыло было сме-
щено несколько назад для сохранения ис-
ходной балансировки (рис. 10.20). Кроме
того, стандартный двигатель V-1150 (D-12)
мощностью 435 л.с. (320 кВт) фирмы «Кер-
тисс» был заменен специально изготовлен-
ным этой же фирмой двигателем V-1570
«Конксрор» с номинальной мощностью
600 л.с. (441 кВт) и форсированной мощ-
ностью более 770 л.с. (566 кВт). К другим
изменениям относятся новая конструкция
шасси и замена подфюзеляжного радиато-
ра поверхностными, устанавливавшимися
на верхней и нижней консолях (типа тех,
которые непродолжительное время исполь-
зовались на гоночных самолетах фирмы
«Кертисс» и истребителе этой же фирмы
PW-8 начала 1920-х гг.).
Этот самолет пилотировал капитан
военно-морских сил США Артур Пейдж, за
что XF6C-6 прозван морским гоночным
самолетом Пейджа.
Рис. 10.19. Стандартный палубный истребитель ВВС США F6C-3 «Хоук» фирмы «Кертисс»
(1926 1930 гг.).
XF6C-6 успешно выступал в гонках и
лидировал, показав рекордную скорость
352 км/ч, однако капитан Пейдж потерял
сознание из-за чрезмерной концентрации в
кабине утарного газа и разбился.
Основные данные:
Силовая установка
Размах крыльев, м
Площадь крыла, м2
Взлетная масса, кг
Максимальная ско-
рость, км/ч
Е6С-3 ХЕ6С-6
«Кертисе» «Кертисс»
V-II50 (мош- V-1570 Spl
ноегь 435 л. с.) (мощность
770 л. с.)
9,61 9.61
23.4 14,7
1334 1420
246 402
Рис. 10.20. Гоночный моноплан XF6C-6 (1930 г.), созданный на базе биплана F6C-3.
Глава 11
Конвертопланы
Конвертопланы - это летательные аппа-
раты, способные осуществлять вертикаль-
ные взлет и посадку (как это делают верто-
леты) и длительный высокоскоростной
горизонтальный полет, характерный для
обычных самолетов. Так как летательные
аппараты этого типа не являются в полной
мере ни вертолетами, ни самолетами, это
сказывается и на их облике. В результате
конфигурация таких летательных аппара-
тов может принимать самый неожиданный
вид. Кроме того, так как летательные аппа-
раты этого типа характеризуются двумя
резко различающимися режимами полета,
при их проектировании приходится постоян-
но идти на компромиссные решения.
Мечты о создании аппарата, способного
совершать взлет и посадку вертикально, а
также выполнять скоростной горизонталь-
ный полет, имеют столь же долгую исто-
рию, как и мечты о полетах вообще. Верто-
лет, концепцию которого Леонардо да Вин-
чи предложил около 1500 г., не является в
чистом виде конвертопланом - воздушный
винт его вертолета создает всю подъемную
силу как в горизонтальном, так и в верти-
кальном полете. Достаточно эффективные
конвертопланы появились лишь в послед-
нее время, когда разработка газотурбинных
двигателей достигла такого уровня, что
оказалось возможным создавать летатель-
ные аппараты с тягой силовой установки,
превышающей массу самого аппарата. Эго
позволяет обеспечивать вертикальный
взлет только за счет использования тяги
двигателя.
ПРОБЛЕМЫ ОБЕСПЕЧЕНИЯ
УПРАВЛЯЕМОСТИ ПРИ
НУЛЕВОЙ ВОЗДУШНОЙ
СКОРОСТИ
Все конвертопланы сталкиваются со
специфической проблемой управляемости,
которая не является характерной для само-
летов. На самолетах, движущихся с доста-
точно высокой поступательной скоростью,
традиционные органы управления типа эле-
ронов, рулей направления и рулей высоты
находятся в воздушном потоке; реакция
воздушного потока на отклонение этих
органов управления обеспечивает управля-
ющие силы, которые изменяют положение
самолета в пространстве. На конвертопла-
нах использование таких органов управле-
ния полетом возможно лишь на режиме
горизонтального (поступательного) полета,
но" они оказываются бесполезными на ре-
жимах вертикального взлета и посадки, а
также висения (так как на этих режимах
набегающий поток отсутствует).
Поэтому конвертопланы должны распо-
лагать второй системой управления, эффек-
тивной при малых или нулевых значениях
воздушной скорости. В зависимости от схе-
мы и силовой установки летательного ап-
парата такую роль может выполнять: а)
струйная (реактивная) система управления,
в которую входят установленные на за-
концовках крыла и в других точках лета-
тельного аппарата сопла и быстродейст-
вующие клапаны; б) система управления
вектором тяги, состоящая из нескольких
воздушных винтов для создания и непосред-
ственного управления подъемной силой; в)
поверхности управления, расположенные в
спутном следе основных воздушных винтов
или турбин.
ОСНОВНЫЕ СХЕМЫ
КОНВЕРТОПЛАНОВ
Конвертопланы по своей схеме можно
условно подразделить на два основных
класса, каждый из которых характеризу-
ется специфическими для него проблемами
передачи и преобразования тяги, развивае-
мой силовой установкой. Все описанные в
данной главе летательные аппараты демон-
стрируют техническую реализуемость за-
ложенных в них идей, но большинство из
них ввиду недостаточного совершенства и
высокой стоимости не достигли стадии
серийного производства и широкой эксплуа-
тации.
Конвертопланы с
горизонтальным
положением аппарата на
взлетно-посадочных
режимах
Эти аппараты остаются в горизонталь-
ном положении как на взлетно-посадочных
режимах, так и на режиме горизонтального
полета. В этих конвертопланах для осуще-
ствления переходных режимов типа взлета
используется тяга воздушных винтов, вен-
тиляторов или реактивных двигателей,
после чего производится изменение направ-
ления вектора тяги таким образом, что
аппарат начинает выполнять обычный го-
ризонтальный полет. На режиме горизон-
тального полета необходимая для движе-
ния аппарата подъемная сила обыкновенно
создается за счет обтекания потоком до-
вольно традиционных крыльев. В некото-
рых из летательных аппаратов этого класса
устройства создания тяги отклоняются на
небольшой угол для обеспечения горизон-
тального полета; в этом положении они
также создают значительную часть подъем-
ной силы.
Конвертопланы с
вертикальным
положением аппарата на
взлетно-посадочных
режимах
К этому классу аппаратов относятся
конвертопланы, которые взлетают и садят-
ся в вертикальном положении, а для пере-
хода к горизонтальному поле ту совершают
поворот на 90°. Аппаратам этого класса
присущи принципиальные недостатки, де-
лающие их непригодными для коммерчес-
кого применения. Было построено всего
несколько аппаратов этого типа; как прави-
ло, это одноместные военные аппараты
типа самолетов-истребителей либо чисто
экспериментальные образцы.
Многие конвертопланы успешно лета-
ли, но только английский «Харриер» и
советский Як-38 выпускались серийно. Это
объясняется высокой стоимостью, техни-
ческой сложностью, ограниченным радиу-
сом действия и малой полезной нагрузкой
таких летательных аппаратов.
Исключения
Некоторые из летательных аппаратов,
способных подниматься вертикально, а за-
тем совершать горизонтальный полет, на-
ходятся, тем не менее, в коммерческой
эксплуатации. Но эти аппараты относятся к
классу аппаратов на воздушной подушке
или экранопланам, а не к конвертопланам:
они движутся над поверхностью земли или
воды на воздушной прослойке, создавае-
мой собственным двигателем. Эти машины
едва ли можно отнести к летательным ап-
паратам, поэтому в данной книге они не
рассматриваются.
Ниже описаны наиболее интересные с
технической точки зрения конвертопланы;
описания сгруппированы по схемному при-
знаку, а внутри групп по хронологии.
Описанию каждой из групп летательных
аппаратов предшествует небольшой ввод-
ный текст.
КОМБИНИРОВАННЫЕ
ВЕРТОЛЕТЫ
До того, как для создания подъемной
силы на конвертопланах стали использо-
ваться мощные газотурбинные двигатели,
простейший подход к созданию конверто-
плана состоял в наклоне оси несущего вин-
та при переходе от вертикального взлета к
горизонтальному полету. Значительная
часть подъемной силы для обеспечения ско-
ростного горизонтального полета при этом
создавалась традиционным крылом. Рас-
смотрим два примера аппаратов такого
типа.
XV-1 фирмы
«Макдоннел-Дуглас»
В 1952 г. Армия и ВВС США установили
недолго просуществовавшую категорию
летательных аппаратов-класс V для аппа-
ратов, способных совершать вертикальные
взлет и посадку и в то же время нс являю-
щихся вертолетами (которые до 1948 г.
обозначались буквой R от английского сло-
ва Rotorcraft, а после 1948 г. буквой Н от
английского слова Helicopter). В 1956 г.
класс V был расширен путем включения в
него летательных аппаратов, способных
выполнять укороченные взлет и посадку
(КВП STOL), а также вертикальные взлет
и посадку (ВВП-VTOL). Первым летатель-
ным аппаратом в новом классе стал чсты-
рехместный аппарат XV-1 «Макдоннел-
Дуглас» (рис. 11.1). Были построены две
опытные машины этого типа, предназначав-
шиеся для выполнения особых заданий (а
нс в качестве экспериментальных самоле-
тов). Эти аппараты были способны нести
летчика и трех пассажиров или двух боль-
ных и сопровождающего медицинского
работника.
XV-1 выполнил первый полет 29 апреля
1955 г. Этот аппарат объединял в себе
свойства вертолета и самолета, так как он
имел вертолетный винт, крыло и толкаю-
щий воздушный винт. Последний приводил-
ся в движение обычным поршневым двига-
телем с воздушным охлаждением R-975-19
мощностью 550 л.с. (404 кВт) фирмы «Кон-
тиненталь». Ротор, однако, не имел меха-
нического привода, как это обычно делает-
ся на вертолетах. Воздух высокого давле-
ния, поступающий от компрессора двига-
теля, направлялся к небольшим реактив-
ным соплам, установленным на законцов-
ках ротора относительно малого диаметра.
Рис. 11.1 Конвертоплан XV-1 фирмы «Макдоннел», успешно объединяющий функции вертолета
и самолета с неподвижным крылом.
Для осуществления скоростного горизон-
тального полета подача воздуха в реактив-
ные сопла отключалась, и ротор устанавли-
вался в режим авторотации. После завер-
шения первого этапа летных испытаний на
кили были установлены дополнительно два
маленьких хвостовых ротора вертолетного
типа с целью повышения управляемости
аппарата на режиме висения. Даже в тех
случаях, когда толкающий воздушный винт
нс использовался для создания горизонталь-
ной тяги, скорость полета XV-1 в вертолет-
ном режиме достигала 322 км/ч. Размах
крыла этого аппарата составлял 7,93 м.
«Ротодайн» фирмы «Фэйри»
Этот аппарат представляет собой один
из наиболее тяжелых аппаратов рассматри-
ваемого класса (рис. 11.2). Он действитель-
но является комбинированным вертолетом,
а не конвертопланом. Аппарат оснащается
вертолетным ротором диаметром 27,45 м и
крылом площадью 53,94 м2.
Первый полет аппарата состоялся 6 нояб-
ря 1957 г. Это 40-местный пассажирский
аппарат (пригодный и для выполнения
транспортных операций) с двумя турбовин-
товыми двигателями «Нэпьер Эланд» мощ-
ностью 3000 л.с. (2205 кВт). Двигатели,
приводящие в движение воздушные винты,
используются также для привода компрес-
сора, подающего воздух высокого давления
к реактивным соплам, установленным на
законцовках лопастей ротора. При гори-
зонтальном полете реактивные сопла лопа-
стей отключаются и ротор функционирует
аналогично тому, как это происходит на
автожирах.
Располагая огромной мощностью сило-
вой установки для создания подъемной
силы и тяги в горизонтальном полете
(6000 л.с. 4410 кВт), «Ротодайн» (взлетная
масса 14 970 кг) являлся скоростным ле-
тательным аппаратом-на нем был уста-
новлен рекорд скорости для вертолетов
(307.5 км/ч). Фирма получила несколько за-
казов на постройку таких аппаратов, одна-
ко впоследствии эти заказы были аннули-
рованы, а две опытные машины были от-
правлены на слом в 1960 г.
Рис. 11.2. Британский комбинированный вертолет «Ротодайн» фирмы «Фэйри»-самый тяжелый
из конвертопланов (взлетная масса 14 970 кг).
КОНВЕРТОПЛАНЫ С
ВЕРТИКАЛЬНЫМ
ПОЛОЖЕНИЕМ КОРПУСА ПРИ
ВЗЛЕТЕ И ПОСАДКЕ
Необходимость поворота аппаратов
этого типа при выполнении переходного
процесса создаст значительные трудности,
связанные, в первую очередь, с проблемами
ориентировки летчика в пространстве. Если
кресло летчика неподвижно, то во время
взлета и посадки он как бы лежит на спине,
и выполнение этих маневров, а также конт-
роль эволюции аппарата в такой позе очень
затруднены. Некоторые конструкторы та-
ких аппаратов пытались установить кресло
летчика на шарнирах с тем, чтобы он рас-
полагался вертикально относительно линии
горизонта вне зависимости от простран-
ственного положения летательного аппара-
та. Ниже будут описаны три американских
летательных аппарата этого типа.
XFY-1 «Лого» фирмы
«Конвэр»
Первым пригодным для эксплуатации
американским конвертопланом с вертикаль-
ным положением корпуса при взлете и
посадке стал довольно оригинальный одно-
местный истребитель, спроектированный
фирмой «Конвэр» по заказу ВМС США.
XFY-I разрабатывался как истребитель за-
щиты конвоев и как летательный аппарат,
который мог бы применяться с малых сво-
бодных площадок на палубе корабля, не
требуя длинных взлетно-посадочных палуб,
характерных для авианосцев. После про-
ведения дли тельного этапа доводочных ра-
бот XFY-1 2 августа I954 г. выполнил
первый самостоятельный вылет и стал пер-
вым самолетом вертикального взлета и
посадки (рис. 11.3, II.4).
Важная особенность самолета состояла
в том, что распола! асмая тяга винтового
двигателя была больше взлетной массы.
Из-за малых размеров и массы самолета
при большой мощности (5850 л.с. 4299 кВт)
турбовинтового двигателя YT-40-A-14 ока-
залось необходимым установить соосные
винты для нейтрализации гироскопическо-
го момента. В действительности двигатель
YT-40-A-14 (фирмы «Эллисон») представ-
лял собой два газотурбинных двигателя
Т-38, соединенных редуктором и общим
валом для привода воздушных винтов.
Рис. 11.3. Вертикально взлетающий конвертоплан с треугольным крылом XFY-1 фирмы «Кон-
вэр» в полете.
Рис 11 4 Конвертоплан XFV-1 «Пого» на стоянке в портативном ангаре, состоящем из двух
оболочек.
Самолет, получивший прозвище «Пого»,
имел близкое к треугольному крыло и два
больших киля. Вертикальное оперение и
крыло имели одинаковый размах, а закон-
цовки оснащались длинноходовыми амор-
тизаторами, на концах которых уста навли-
вались небольшие колеса шасси самолета.
Традиционные рули направления и элероны
были достаточно эффективными даже на
режиме висения, так как они располагались
в зоне воздушного поi ока, сходящего с
винта самолета.
Кресло летчика было установлено на
карданном подвесе, благодаря чему он за-
нимал практически одинаковое положение
при любых эволюциях аппарата в прост-
ранстве. Хотя это и упростило решение
некоторых проблем, все же летчик вынуж-
ден был выполнять посадку, глядя назад,
что крайне затрудняло летную эксплуата-
цию самолета. Первый полег, в ходе кото-
рою отрабатывались переходные режимы
полета (от вертикальною к горизонталь-
ному и обратно), был выполнен 2 ноября
I964 г. Несмотря на го, что эти полеты
прошли в целом успешно, дальнейшая
доводка летательною аппарата была прек-
ращена.
Один из двух построенных XI Y-I в
настоящее время хранится в Музее авиации
ВМС СШЛ в г. Норфолк (шт. Виргиния).
XFV-1 «Салмон» фирмы
«Локхид»
Интересным контрастом по сравнению
с XFY-1 «Пого» служит созданный фирмой
«Локхид» аппарат XI V-I «С алмон». Он
Рис. 11.5. Конвертоплан XFV-1 «Салмон» фирмы «Локхид» с крестообразным оперением,
развернутым на 45 относительно крыла.
создавался по тем же требованиям ВМС
США к турбовинтовому истребителю вер-
тикального взлета и посадки и получил
название «Салмон» в честь летчика-испыта-
теля фирмы «Локхид» Германа Салмона.
XFV-! имеет прямое крыло и кресто-
образное оперение, расположенное относи-
тельно крыла по схеме «X». На законцов-
ках оперения установлены амортизаторы и
колеса шасси (рис. 11.5). Для проведения
начального этапа летных испытаний в
марте 1954 г. «Салмон» был оснащен тра-
диционным временным шасси, установлен-
ным в передней части самолета; два нижних
из размещенных па оперении амортизато-
ров с колесами были модифицированы для
обеспечения самолетного взлета аппарата.
XFV-1 не оправдал возлагавшихся на
него надежд: были выполнены полеты
только лишь при взлете с разбегом. Сборка
второго из двух заказанных образцов само-
лета, как и разработка турбовинтовых
самолетов вертикального взлета и посадки,
была прекращена.
Х-13 «Вертиджет» фирмы
«Райан»
Фирма «Райан» по заказу ВВС США в
1955 г. построила два самолета с верти-
кальным положением корпуса на взлетно-
посадочных режимах. Эти самолеты с тре-
угольным крылом оснащались английски-
ми двигателями «Эвон» фирмы «Роллс-
Ройс» тягой 45,4 кН. Самолеты «Вертид-
жет» получили обозначение Х-13 согласно
принятой в вооруженных силах США клас-
сификации.
Так как на этих реактивных самолетах
обычные поверхности управления не об-
Рис. 11.6. Реактивный конвертоплан Х-13 «Вертиджет». Взлет осуществлялся не с земли, а с
установленного на вертикальной стенке крюка.
дувались сходящим с воздушного винта
потоком и не обладали достаточной эф-
фективностью при нулевой воздушной ско-
рости, управление на таких режимах обес-
печивалось посредством поворотного сопла.
В декабре 1955 г. были начаты летные
испыгания. Летательный аппарат был осна-
щен временным трехопорным шасси, кото-
рое позволяло выполнять взлет и посадку
по-самолетному.
Для проведения вертикального взлета и
посадки самолетов «Всртиджет» использо-
вался, несомненно, самый необычный в
мире аэродром. 'Этот самолет нс опускался
на землю, как птица, а устраивался на
стене, как муха. Аэродром представлял со-
бой обычный трайлер, транспортная пло-
щадка которого могла с помощью гидрав-
лических цилиндров подниматься в верти-
кальное положение. На верхней часги трай-
лера между двумя мощными мачтами был
натянут прочный трос. «Вертиджст» кре-
пился к тросу с помощью крюка, установ-
ленного под носовой частью самолета. Так
как крюк находился под самолетом, летчик
нс мог его видеть. Наведение самолета для
зацепки осуществлялось с помощью опера-
тора, находящегося на верхушке трайлера.
Кроме того, из верхней части трайлера
выходила специальная балка длиной 6 м,
по которой летчик мог ориентировать са-
молет в пространстве (эта балка была раз-
мечена белыми и черными полосами, поз-
волявшими летчику определить, насколько
далеко от трайлера он находится (рис. 11.6).
Первый полет самолета был осуществ-
лен 10 декабря 1955 г. При этом использо-
валось временное трехопорное шасси, а
взлет и посадка самолета осуществлялись
традиционным способом (рис. 11.7). Пер-
вый полет с вертикальными взлетом и по-
садкой был выполнен II апреля 1957 г.
Тяговооруженность аппарата составляла
1,3; взлет и посадка прошли успешно. Одна-
ко дальнейшие работы по аппаратам с
вертикальным положением корпуса на ре-
жимах взлета и посадки были прекращены.
Один из самолетов «Всртиджет» на протя-
жении нескольких последующих лет
использовался в качестве путешествующего
статического экспоната ВВС США на не-
скольких крупных международных авиа-
ционных выставках. В настоящее время
этот аппарат находится на хранении в
музее ВВС США в Дейтоне (шт. Огайо), а
второй экземпляр принадлежит Нацио-
нальному музею авиации и космонавтики
США.
Основные данные самолета «Вертид-
жет» (приблизительные): размах крыла
Рис. 11.7. «Вертиджет» с традиционным шасси фирмы «Райан», позволяющим выполнить взлет
по-самолетному.
6,4 м; длина аппарата 7,32 м; взлетная мас-
са 3400 кг. Точные технические характери-
стики и летные данные не публиковались.
АППАРАТЫ С ПОВОРОТНЫМ
КРЫЛОМ
Летательные аппараты с поворотным
крылом сочетают в себе способность верти-
кального взлета, характерного для вертоле-
тов, с довольно обычными характеристика-
ми многодвигательного самолета, у кото-
рого двигатели установлены на консолях в
фиксированном относительно хорды крыла
положении. Такое техническое решение на-
правлено на достижение таких скоростей и
дальностей полета, как у самолетов (а так-
же возможностей по перевозке грузов), на-
ряду с возможностью выполнения верти-
кального взлета и посадки. При взлете
крыло таких аппаратов устанавливается в
вертикальное положение, а воздушные вин-
ты создают всю тягу, необходимую для
взлета. На переходном режиме крыло по-
степенно переводится в горизонтальное по-
ложение; после этого вся подъемная сила
создается крылом, а воздушные винты
обеспечивают необходимую для горизон-
тального перемещения тягу.
Несколько американских авиастроитель-
ных фирм и одна канадская построили
экспериментальные аппараты с поворот-
ным крылом. Ниже описаны наиболее удач-
ные из них.
ХС-142А фирм «Райан»,
«Воут» и «Хиллер»
Уникальный четырехдвш ательный ап-
парат XC-I42A был разработан совместно
фирмами «Воут», «Райан» и «Хиллер» по
заказу ВВС США в качестве транспортного
средства. Он оказался последним в созда-
вавшейся с I945 г. для ВВС США серии
машин группы «С» транспортных летатель-
ных аппаратов. ВВС США приняли реше-
ние вместо дальнейшего увеличения поряд-
ковых номеров самолетов и других лета-
тельных аппаратов этой серии заново опре-
делить данный класс самолетов и с 1962 г.
начать новую серию, присвоив первому
Рис. 11.8. Четырехдвигательный ХС-142А фирм «Хиллер», «Райан» и «Воут» с крылом в
положении, соответствующем вертикальному взлету.
Рис. 11.9. Переход ХС-142А от вертикального
полета к горизонтальному.
летательному аппарату обозначение С-1.
Несмотря на несколько измененные по
сравнению с традиционными пропорции,
ХС-142А напоминал обычный транспорт-
ный самолет. Все крыло, на котором было
установлено 4 турбовинтовых двигателя
Т-64-1 мощностью 2850 л.с. (2094 кВт) фир-
мы «Дженерал электрик», поворачивалось
относительно нормального горизонтально-
го положения до полностью вертикального
(рис. 11.8, 11.9). По мере того, как крыло
поднималось вверх, горизонтальное опере-
ние отклонялось вниз. Балансировка и
управление аппаратом на малых скоростях
осуществлялись хвостовым ротором, рас-
положенным в горизонтальной плоскости.
Первый полет ХС-124А был выполнен
29 сентября 1964 г. и прошел успешно-
гораздо лучше, чем у многих других кон-
вертопланов. Хотя было построено 5 таких
аппаратов, серийное производство их так и
нс было развернуто. Для выполнения таких
задач более экономичным оказалось делать
более тяжелые скоростные вертолеты.
Основные данные ХС-142А: размах кры-
ла 20,5 м; площадь крыла 49,7 м2; взлетная
масса в режиме вертикального взлета и
посадки 16998 кг; взлетная масса в режиме
короткого взлета и посадки 20185 кг; мак-
симальная скорость (на высоте 6100 м)
694 км/ч.
АППАРАТЫ С ПОВОРОТНЫМИ
ВИНТАМИ
Конвертопланы с поворотными винта-
ми распространены шире, по крайней мерс
среди экспериментальных летательных ап-
пиратов. Недостатком этой схемы, в срав-
нении с вертолетами, является необходи-
мость иметь довольно большой размах
крыла. Эта необходимость обусловлена тем,
что на таких аппаратах обычно устанавли-
ваются рядом два довольно больших по
диаметру винта, что требует увеличения
площадки для выполнения взлета и посадки.
Так как в конструкции многих конверто-
планов используются силовые установки с
большим количеством двигателей, которые
приводят в движение отдельные воздушные
винты, отказ одного или нескольких двига-
телей в полете может иметь катастрофичес-
кие последствия. Для предотвращения это-
го в конструкции многодвигатсльпых кон-
вертопланов часто используются перекре-
стные трансмиссии, которые обеспечивают
привод нескольких воздушных винтов от
одного или нескольких двигателей (однако
значительно увеличивают массу конструк-
ции).
Х-100 фирмы «Кертисс-Райт»
В отличие от поворота установленных
на крыле двигателей, как это было сделано
на ХС-142А, созданный фирмами «Кер-
тисс» и «Райт» аппарат Х-100 имел два
несущих винта. На переходном режиме эти
несущие винты поворачивались вперед для
создания необходимой тяги. Одноместный
X-I00 (обозначение этого летательного ап-
парата не имеет никакого отношения к
экспериментальной серии ВВС США) был
сравнительно недорогим эксперименталь-
ным самолетом, созданным для оценки тех-
нической реализуемости аппарата с пово-
ротными винтами (рис. П.Ю).
Самолет оснащался одним турбовинто-
вым двигателем YT-53L-I фирмы «Лайко-
минг» (мощность 825 л.с.. или 606 кВт).
Двигатель размещался в фюзеляже и при-
водил в движение оба поворотных винта.
Балансировка в режиме висения и при по-
лете с малыми скоростями обеспечивалась
с помощью управляемого реактивного соп-
ла, расположенного в хвостовой части ап-
парата.
Первый полет Х-ЮО был выполнен в
марте I960 г. Летные характеристики аппа-
рата оказались нс вполне удовлетворитель-
ными, а система балансировки и управле-
ния на малых скоростях практически не
Рис. 11.10. Дешевый экспериментальный аппарат Х-100 фирмы «Кертисс-Райт» с двумя несу-
щими винтами.
отвечала поставленным требованиям В то
же время реализуемость концепции Х-100
была доказана, что вдохновило проекти-
ровщиков и руководство фирмы на разра-
ботку более тяжелого аппарата данного
типа Х-19А В настоящее время Х-100 на-
ходится в Национальном музее авиации и
космонавтики США при Смигсонском ин-
сгиту тс.
Основные данные: размах до законцовок
воздушных винтов 7,62 м; взлетная масса
1691 кг; максимальная скорость 386 км/ч.
Х19 фирмы «Кертисс-Райт»
Два аппарата, получившие наименова-
ние Х-19, были заказаны по контракту ВВС
США, но построен был только один. 'Этот
аппарат с напоминающим самолетный
фюзеляжем (в котором размещалось 6 пас-
сажиров) был оснащен двумя тандемными
крыльями малого размаха На законцовке
каждого крыла установлены поворотные
несущие винты
Х-19 оснащался двумя турбовинтовыми
двша1елями Т-55 фирмы «Лайкоминг»
мощностью 2000 л.с. (1470 кВт). Каждый
из двигателей приводил в движение два
воздушных вита диаметром 4 м. Пере-
крестная трансмиссия обеспечивала привод
всех четырех воздушных винтов от одного
двшлтеля (рис. 11.11). Скорость вращения
воздушного винга составляла при верти-
кальном полете 1203 об/мин, а при крейсер-
ском горизонтальном полете 955 об/мин.
Управление на переходных режимах и ре-
жиме висения обеспечивалось изменением
подъемной силы за счет изменения угла
установки лопастей воздушных винтов. При
выполнении горизонтального полета ис-
пользовались элероны и руль направления.
Первый полет аппарата был выполнен
26 июня 1964 г., но, как и в случае с Х-100,
полученные характеристики оказались не
очень обещающими. Х-19 разбился 25 авгу-
ста 1965 г., чем и закончилась разработка
летательных аппаратов на знаменитой фир-
ме «Кертисс-Райт», возникшей в результате
слияния в 1929 г. фирм Кертисса и Райта.
Основные данные: размах крыла 10,52 м;
длина 13,55 м; площадь переднего крыла
5,12 м2; площадь заднею крыла 9.13 м2;
взлетная масса 6691 кт.
Х-22А фирмы «Белл»
Х-22А фирмы «Белл» еще один кон-
вертоплан с четырьмя поворотными винта-
ми, который иллюстрирует эволюцию та-
ких летательных аппаратов. Вместо двух
двигателей на Х-22А были установлены 4
двитателя YT-53-8 мощностью 1250 л.с.
(918,7 кВт) фирмы «Джснсрал электрик».
Каждый из двигателей приводил в движе-
ние один воздушный винт, но они были
свяганы для надежности перекрестной
трансмиссией. По выданному военно-мор-
ской авиацией и сухопутными силами США
Рис 11.11 Конвертоплан Х-19 фирмы «Кертисс-Райт» с четырьмя винтами на законцовках
неподвижных крыльев малого размаха.
Рис. 11.12. Конвертоплан Х-22А фирмы «Белл» с четырьмя несущими винтами, установленными
в кольцевых каналах для увеличения кпд.
Рис. 11.13. Конвертоплан Х-22А в горизонтальном полете. Воздушные винты в кольцевых
каналах установлены в соответствующее положение.
заказу было построено два таких аппарата.
Как и в случае с Х-Г9, управление аппа-
ратом при полете с малыми скоростями
осуществлялось за счет изменения тяги
винтов при изменении угла установки лопа-
стей. но эффективность воздушных винтов
была существенно повышена благодаря
тому, что они находились в кольцевых
каналах (рис. 11.12, 11.13). Дополнительное
улучшение управляемости аппарата было
достигнуто путем установки элевонов в
спутной струе воздушных винтов. Первый
полет был выполнен 17 марта 1966 г.
Основные данные: размах крыла 11,97 м;
взлетная масса 7248 кг; расчетная макси-
мальная скорость 523 км/ч.
XV-3 фирмы «Белл»
Первым достаточно эффективным аппа-
ратом рассматриваемого типа стал четырех-
местный аппарат XV-3 фирмы «Белл»,
который был построен в рамках проводив-
шейся ВВС и Армией США исследователь-
ской программы. Так же, как и па Х-100,
подъемная сила и тяга на XV-3 создавались
двумя воздушными винтами, приводимы-
ми в движение одним двигателем (рис. 11.14).
Воздушные винты (которые нельзя отнести
к категории несущих) напоминали верто-
летные и имели диаметр ~ 10 м. Аппарат
оснащался радиальным двигателем воздуш-
ного охлаждения R-985 (мощность 500 л.с.,
или 367,5 кВт) фирмы «Пратт-Уитни». Пе-
рекрестная трансмиссия, характерная для
многодвигательных аппаратов этого типа,
Рис. 11.14. XV-3 фирмы «Белл» с поворотными винтами большого диаметра, напоминающими
вертолетные.
отсутствовала. В случае отказа двигателя
винты автоматически приводились в верти-
кальное положение, вследствие чего XV-3
мог снижаться на авторотации как автожир
или обычный вертолет.
Воздушные винты наклонялись вперед
для создания тяги, но при горизонтальном
полете часть подъемной силы создавалась
крылом, имевшим размах 9,46 м. Аппарат
оснащался традиционными самолетными
поверхностями хвостового оперения; допол-
нительное реактивное управление типа при-
мененного на Х-100 отсутствовало. Первый
полет был осуществлен 23 августа 1955 г.
XV-3 удовлетворительно зарекомендовал
себя, хотя мощность двигателей R-985 была
недостаточной.
Основные данные: диаметр воздушных
винтов 10,1 м; длина аппарата 9,24 м; взлет-
ная масса 2177 кг; максимальная скорость
291,4 км/ч.
АППАРАТЫ С ОТКЛОНЕНИЕМ
РЕАКТИВНОЙ СТРУИ
ИЛИ СХОДЯЩЕГО С
ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ ПОТОКА
Эта категория аппаратов ВВП, в кото-
рых сходящий с горизонтально установ-
ленных воздушных винтов поток откло-
нялся вниз с помощью больших закрылков,
просуществовала недолго. Такая техничес-
кая идея, действительно, реализуема, однако
существуют гораздо более эффективные
способы использования располагаемой
мощности силовой установки для решения
задачи вертикального взлета и посадки.
Ниже описан только один летательный
аппарат из этой категории.
VZ-3 фирмы «Райан»
Первым удачным летательным аппара-
том рассматриваемого типа был VZ-3 фир-
мы «Райан». После появления этого лета-
тельного аппарата в 1956 г. Армия и ВВС
США учредили новую серию эксперимен-
тальных аппаратов ВВП.
Одноместный VZ-3 был чисто исследо-
вательским аппаратом. В качестве силовой
установки аппарата использовался турбо-
винтовой двигатель YT53-L-I мощностью
785 л.с. (576,9 кВт) фирмы «Лайкоминг»,
размещенный в фюзеляже и приводящий в
движение два установленных на крыле воз-
душных винта большого диаметра (омстас-
мые поверхности воздушных винтов вы-
Рис. 11.15. VZ-3 фирмы «Райан» с полностью отклоненными щитками для обеспечения верти-
кального взлета.
Рис 11.16 VZ Зв горизонтальном полете с убранными щитками Отметим небольшое отклоне-
ние вверх вектора тяги воздушных винтов конвертоплана.
ходили за законцовки крыла). Крыло осна-
щено по всему размаху двухщелевыми за-
крылками, которые могли отклоняться на
90', изменяя при этом направление потока,
сходящего с воздушного винта. Для предот-
вращения перетекания воздушного потока
через законцовки крыла на них были уста-
новлены большие аэродинамические гребни
(рис. 11.15, II. 16). Для обеспечения управ-
ляемости на режимах висения и малоскоро-
стного полета в хвостовой части аппарата
были установлены воздушные сопла.
Первый полет VZ-3 был выполнен 7
февраля 1958 г. Программа исследований
продолжалась несколько лет. При распо-
лагаемой мощности почти 800 л.с. взлетная
масса самолета составляла всего 1179 кг.
Основные данные: размах крыла 7,14 м;
длина 8,3 м; взлетная масса 1179 кг. Дан-
ные о летно-технических характеристиках
аппарата не публиковались.
КОНВЕРТОПЛАНЫ С
ПОВОРОТНЫМИ
РЕАКТИВНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ
ИЛИ СОПЛАМИ
После выполнения взлета вектор тяти
реактивных двигателей конвертоплана по-
ворачивается для создания движущей силы
в горизонтальном направлении. Эта кон-
цепция обычтто реализуется одцим из двух
способов поворотом двигателей или от-
клонением реактивной струи жестко уста-
новленных двигателей с помощью отклоня-
емых сопел. Ниже представлены наиболее
характерные летательные аппараты обоих
типов.
Аппарат ВВП фирмы «Белл»
Первым успешно летавшим аппаратом
вертикального взлета и посадки с реактив-
ной силовой установкой стал не имеющий
обозначения аппарат фирмы «Белл», соз-
данный в 1954 г. Это чисто эксперимен-
Рис. 11.17. Экспериментальный двухдвигательный реактивный аппарат ВВП фирмы «Белл»,
собранный из агрегатов существующих ЛА.
тальный аппарат, собранный из имевшихся
в наличии агрегатов. Металлический фюзе-
ляж и вертикальное оперение были заимст-
вованы у планера «Швайзер» IO23, крыло у
легкомоторного самолета «Цессна» 140А, а
шасси у вертолета «модель 47» фирмы
«Белл» (рис. 11.17). Силовая установка ап-
парата состояла из двух реактивных двша-
телей J-44 тягой 45,4 кН каждый фирмы
«Фэрчайлд».
Реактивные двигатели, располагавшиеся
по бортам фюзеляжа, могли поворачивать-
ся, создавая, таким образом, подъемную
силу и тягу для горизонтального полета.
Управление па режиме висения и при ма-
лых скоростях полета обеспечивалось с по-
мощью воздушных сопел в законцовках
крыла и оперения, для питания которых
использовался турбокомпрессор.
Первый полет аппарата состоялся 16
ноября 1954 г. Тяга реактивных двигателей
едва превышала взлетную массу аппарата,
но для горизонтального полета была чрез-
мерной. Летчику было трудно задроссели-
ровать двигатель в достаточной степени
для того, чтобы не превысить ограничений
по максимальной скорости горизонтально-
го полета. По результатам испытаний фир-
ма «Ьелл» отказалась от дальнейшего ис-
следования аппаратов ВВП этой схемы и
стала больше интересоваться другими ап-
паратами (см. XV-3 и Х-22).
Летающий стенд фирмы
«Роллс-Ройс»
Летающий стенд фирмы «Роллс-Ройс»,
созданный в 1958 г., сыграл важную роль в
дальнейшей разработке реактивных кон-
вертопланов. Этот аппарат был построен
для проверки идеи о том, что отклоненная
реактивная струя может обеспечить верти-
Рис. 11.18. Летающий стенд фирмы «Роллс-Ройс», продемонстрировавший эффективность
отклонения реактивной струи для получения подъемной силы.
кальный взлет аппарата.
Этот аппарат имел обозначение TMR -
стенд для измерения тяги. Его силовая
установка состояла из двух двигателей
«Нин» фирмы «Роллс-Ройс», каждый из
которых развивал статическую тягу 45,4 кН
н горизон гальном положении. Вертикаль-
ная составляющая тяги возникала при от-
клонении реактивной струи вниз. Вопрос
состоял в том. можно ли механически от-
клонить вектор тяги вплоть до 90и без
значительных потерь. 25 октября 1958 г.
TMR экспериментально подтвердил воз-
можность вертикального взлета таким спо-
собом (рис. 11.18).
Летающий стенд не проектировался для
полетов на большой высоте, но тем не
менее нуждался в эффективном управлении.
Такое управление обеспечивалось с по-
мощью четырех воздуховодов и сопел, через
которые выбрасывался воздух, отобранный
от компрессора реактивного двигателя.
Два сопла использовались для управления
по тангажу и два -по крену.
«Харриер» фирм «Хоукер»
и ВАС
Одним из наиболее известных летатель-
ных аппаратов ВВП с отклоняемым векто-
ром тяги является английский самолет
«Харриер». Этот одноместный истребитель
имеет довольно долгую историю создания.
Разработка «Харриера» началась в 1958 г.
постройкой 6 опытных машин Р.1127. На
Р.1127 использовался один ТРД тягой 5216
даН формы «Бристоль-Сиддли», оснащен-
ный четырьмя поворотными соплами. Рас-
положение двигателя в фюзеляже привело к
необходимости использования велосипед-
ного шасси с дополнительными стойками
на крыле, аналогично тому, как это было
сделано на самолете В-47 фирмы «Боинг».
Управление на режиме висения и при поле-
те с малыми скоростями обеспечивалось с
помощью реактивных струй в носовой и
хвостовой частях фюзеляжа, а также на
законцовках крыла.
Первый полет, в котором был проверен
Рис. 11.19. Британский истребитель «Карриер» фирмы «Хоукер», наиболее известный на Западе
самолет с управлением вектором тяги. На фотоснимке показан лицензионный американский
вариант AV-8 авиации корпуса морской пехоты США.
режим висения, состоялся 21 октября I960 г.,
а первый переход от висения к горизон-
тальному полету был осуществлен в сен-
тябре 1961 г. Благодаря большому диа-
пазону отклонения сопел Р. 1127 мог нс
только взлетать вертикально, но был спо-
собен летать назад или даже вбок, как
вертолет (рис. 11.19). Полученные в ходе
летных испытаний результаты вдохновили
фирму на создание дополнительных опыт-
ных машин «Кестрел» с увеличенной тягой.
За опытными машинами последовали се-
рийные модели, которые получили назва-
ние «Харриер» и «Си Харриер» (поступили
на вооружение в апреле 1969 г.). К этому
времени фирма «Хоукер» была поглощена
фирмой «Бритиш аэроспейс» (ВАС), поэто-
му самолет стал называться «ВАС Хар-
риер». Самолеты этого типа находятся в
серийном производстве в Англии, а также
выпускаются в Соединенных Штатах по
английской лицензии как AV-8B (самолеты
непосредственной авиационной поддержки
для корпуса морской пехоты США). Палуб-
ный вариант английского «Харриера» по-
лучил широкую известность после успеш-
ного использования в ходе Фолклендской
войны 1982 г.
Для того чтобы «Харриер» был спо-
собен выполнять вертикальный взлет с не-
больших площадок, его взлетная масса
должна быть меньше тяги двигателей. Это
накладывает жесткие ограничения на даль-
ность полета (из-за располагаемого запаса
топлива) и массу боевой нагрузки. При
выполнении взлета с разбегом («Си Хар-
риер») самолет способен нести большую
боевую нагрузку.
В конце разбега на палубе авианосца
«Си Харриер» увеличивает свой угол атаки
за счет пробега по наклонному трамплину,
выполненному на носовой части взлетной
палубы авианосца. (Этот способ взлета ис-
пользуется только в ВМС Великобрита-
нии.)
Основные данные (самолет «Харриер» 3):
силовая установка-двигатель «Пе!ас» 103
тягой 97,5 кН (фирма «Роллс-Ройс»); раз-
мах крыла 7,7 м; площадь крыла 18,7 м2;
максимальная взлетная масса при взлете с
укороченным разбегом 11340 кг; макси-
мальная скорость 1186 км/ч; время набора
высоты 12200 м-2 мин 22 с.
АВТОЖИРЫ-КОНВЕРТОПЛАНЫ
«Вертоплейн» Дж. Херрика
В отличие от комбинированных верто-
летов, роторы которых продолжают вра-
щаться, когда аппарат выполняет горизон-
тальный полет, используя тя1у горизонталь-
ных воздушных винтов, «Вертоплейн» Дже-
ральда Херрика представлял собой авто-
жир с крыльями. Ротор этого аппарата
преобразовывался во второе фиксирован-
ное крыло, и наоборот (рис. 11.20). Эту
идею американец Дж. Херрик впервые оп-
робовал на созданном им аппарате «Верто-
плейн»» HV-1 в ноябре 1931 г. Созданию
этого летательного аппарата предшество-
вали интенсивные продувки в аэродинами-
ческой трубе. Первый полет аппарат вы-
полнил как самолет-биплан, жесткий ротор
которого выполнял функции второго кры-
ла. Затем были осуществлены полеты ап-
парата в конфи)урации автожира. Херрик
сознательно отошел от разработанных
Сьсрвой базовых принципов гибких лопас-
тей и управления общим шагом. Жесткий
ротор Херрика был достаточно удачным
благодаря использованию симметричного
профиля совместно с качающейся головкой
ротора, что позволяло создавать одинако-
вую подъемную силу на всей ометаемой
поверхности. HV-1 потерпел аварию при
первой попытке перехода от режима би-
плана к автожиру.
Второй попыткой Херрика стал аппарат
HV-2A. Этот самолет отличался существен-
но меньшим по размерам верхним крылом.
Первый полет был выполнен в 1937 г.
Преобразование аппарата из биплана в
автожир проходило успешно, но возник ряд
дру! их аэродинамических проблем, затруд-
нивших доводку. Вторая мировая война
положила конец дальнейшим работам по
HV-2A. Аппарат в настоящее время нахо-
Рис. 11.20. Американский конвертоплан «Вертоплейн» конструкции Д. Херрика. Верхнее крыло
конвертоплана также является ротором автожирного типа.
дится на хранении в Национальном музее
авиации и космонавтики США.
V-22 «ОСПРИ» ФИРМ «БЕЛЛ»
И «БОИНГ ВЕРТОЛ»
Конвертоплан с поворотными винтами
V-22 является на сегодняшний день послед-
ней конструкцией подобного типа; в от-
личие от своих предшественников, он сразу
проектировался для крупносерийного про-
изводства.
Аппарат предназначен для выполнения
операций специального назначения, вклю-
чая скрытную заброску и эвакуацию дивер-
сионных групп, проведение спаса гельных
работ, патрулирование и т. п. Общий объем
производства конвертопланов «Оспри» со-
ставит 682 образца, в том числе 552-для
корпуса морской пехоты. 80 для ВВС и
50-для ВМС США. Про1рамма разработ-
ки аппарата оценивается в 1,81 млрд. долл.
Первые серийные поставки намечены на
декабрь 1991 г. Первый полег V-22 был
осуществлен в сентябре 1988 г. Программа
летных испытаний, рассчитанная на 6 ап-
паратов, должна составить около 4000 ч.
Три из них изготавливаются и испыты-
ваются фирмой «Белл», остальные фир-
мой «Боинг вертол».
Внешне V-22 (рис. 11.21) аналогичен
своему предшественнику XV-3: полет на
вертолетном и высокоскоростном самолет-
ном режимах осуществляется путем поворо-
та установленных на концах крыла воздуш-
ных винтов. Однако на V-22 поворот вин-
тов производится совместно с двигате-
лями.
Для обеспечения устойчивости и повы-
шения маневренности аппарата каждый
винт (изменяемого шага) снабжен автома-
том перекоса, что позволяет регулировать
вектор тяг и при фиксированном положении
двигателя. Управление перекосом каждого
винта автономное, что позволяет аппарату
на вертолетном режиме работы переме-
щаться вперед-назад и вбок без поворота
двигателей. Уменьшение габаритных раз-
меров «Оспри» на стоянке достигается за
счет складывания винтов вдоль размаха
крыла по направлению к фюзеляжу и пово-
рота всего крыла с его размещением вдоль
фюзеляжа. При этом максимальная шири-
на аппарата не превосходит 5,3 м.
Рис. 11.21. Новый американский конвертоплан V-22 «Оспри».
Повышение безопасности полета при
отказе одного из двигателей достигнуто
путем использования поперечных валов,
обеспечивающих привод обоих винтов от
одного двигателя.
Фюзеляж аппарата обычной полумоно-
кокковой конструкции имеет двухместную
кабину экипажа в передней части и грузо-
вой отсек в центральной части, позволяю-
щий разместить до 24 десантников или груз
массой до 4540 кг (длина отсека 7,3 м, пло-
щадь сечения 5,6 м2). Двухлонжеронное
крыло оборудовано щелевыми двухсекцион-
ными (на каждой консоли) флаперонами и
устанавливается над фюзеляжем на пово-
ротном кольце из нержавеющей стали. С
целью уменьшения массы конструкции в
ней широко применены композитные мате-
риалы на основе угле- и стеклопластиков с
эпоксидным связующим (70 % конструкции
выполнено из композитных материалов).
Силовая установка состоит из двух газо-
турбинных двигателей Т 406-AD-400 мощ-
ностью 4,4 МВт фирмы «Эллисон», разме-
щенных в мотогондолах на концах крыла.
Трехлопастные винты из стеклопластика
диаметром 11,6 м сопрягаются с двигателя-
ми посредством понижающих редукторов,
также располагающихся в мотогондолах.
Мотогондола крепится к концевой части
крыла с помощью трубчатого вала из
стеклопластика и может поворачиваться в
вертикальной плоскости на 98°. С целью
снижения ИК-излучения используются вы-
ходные сопла двигателей диффузорного
типа, обеспечивающие смешение выходных
газов двигателя с холодным забортным
воздухом, поступающим от специального
вентилятора или через створки охлаждения
сопла.
Основные данные', длина 17,5 м; размах
крыла по концам лопастей винтов 26,9 м;
высота при двигателях, установленных вер-
тикально вверх, 6,2 м; масса пустого ап-
парата 13 800 кг; максимальная взлетная
масса при вертикальном взлете 21 550 кг;
максимальная взлетная масса при укоро-
ченном разбеге 27 500 кг; максимальная
скорость в самолетном режиме 550 км/ч;
максимальная скорость в вертолетном ре-
жиме 185 км/ч; скорость полета вбок или
назад в вертолетном режиме 55 км/ч; ско-
рость перехода на самолетный режим
370 км/ч; боевой радиус действия с 12 де-
сантниками 960 км; перегоночная дальность
с дополнительными топливными баками
3900 км; максимальная нагрузка на внеш-
ней подвеске 6800 кг.
Глава 12
Летающие автомобили
Одним из главных препятствий на пути
широкого использования небольших само-
летов для деловых поездок или развлече-
ний является необходимость базирования
их в аэропортах, которые обычно находят-
ся довольно далеко от дома и пункта на-
значения. Доставка самолета к любому из
этих мест из аэропорта создает целый ряд
трудностей. Эти проблемы достаточно
хорошо осознавались на всех этапах разви-
тия авиации; в частности, технические
условия Армии США 1908 г., разработан-
ные для первого самолета, требовали, что-
бы был обеспечен быстрый демонтаж ле-
тательного аппарата для его транспорти-
ровки.
Наметились два основных подхода к
решению описанной проблемы. Первый со-
стоит в том, чтобы строить аппарат с
основным назначением в качестве автомо-
биля, а затем оснащать его крылом и опе-
рением; второй-в том, чтобы сделать
более или менее обычный самолет пригод-
ным для движения по дорогам. Каждый из
этих подходов имеет свои преимущества и
недостатки. Являясь во многом компро-
миссными аппаратами, как летающий авто-
мобиль, так и автодорожный самолет теря-
ют ряд желательных характеристик, при-
сущих как тому, так и другому транспорт-
ному средству.
ДОСТОИНСТВА
Если владелец может хранить летаю-
щий автомобиль у себя дома, он экономит
затраты на аренду ангара и приобретение
автомобиля или другого транспортного
средства, на котором он мог бы добраться
до аэропорта. Кроме того, в случае небла-
гоприятных погодных условий он может
приземлиться непосредственно на шоссе
либо на примыкающие к нему дороги и
продолжать движение по земле.
НЕДОСТАТКИ
Недостатки летающих автомобилей
существенно превосходят их достоинства.
Первым из них, конечно, являются конст-
руктивная сложность и высокая стоимость,
которыми приходится платить за объеди-
нение функций двух принципиально раз-
личных транспортных средств. Далее, резко
усложняется проблема полезной нагрузки
этих аппаратов-в большинстве построен-
ных на сегодняшний день летающих авто-
мобилей расчетная масса полезной нагруз-
ки относительно мала по сравнению с
мощностью силовой установки и стоимо-
стью. Кроме того, летающие автомобили
характеризуются относительно низким
уровнем технических характеристик д ля рас-
полагаемой мощности. Ни один из создан-
ных аппаратов этого класса не обладает
характеристиками, близкими (в том числе и
по экономичности) к самолетам или авто-
мобилям такой же массы или мощности.
Еще одним недостатком является обяза-
тельность малой массы конструкции в кон-
фигурации автомобиля, так как в конфигу-
рации самолета аппарат все равно оказыва-
ется перетяжеленным. Без довольно тяже-
лого шасси, характерного для автомоби-
лей, гибридный аппарат может получить
серьезные повреждения в дорожных проис-
шествиях, в которых обычный автомобиль
практически не пострадал бы. Малая масса
конструкции также резко затрудняет пере-
движение самолета по дорогам (особенно в
том случае, если при движении по дороге
крыло остается на аппарате). Сильные по-
рывы ветра могут легко сдуть такой ап-
парат с дороги.
Кроме того, существует еще одна груп-
па проблем, которые (правда, редко) об-
суждаются применительно к летающему
автомобилю. Это проблемы, связанные с
регламентацией движения такого транс-
портного средства. Существующая практи-
ка состоит в том, чтобы включать в пере-
чень требований к ним все государственные
требования, предъявляемые к обоим типам
транспортных средств.
Более того, в настоящее время допуска-
ются полеты таких аппаратов только со
специально оборудованных аэродромов.
Законом запрещено приземляться на до-
роги и шоссе. Любая посадка вне пределов
аэропорта может вызвать ряд проблем.
Среди других недостатков можно отме-
тить, что ремонтные средства обыкновен-
ного гаража не позволяют отремонтиро-
вать планер, сертифицированный двигатель
самолета или какую-либо другую из его
систем. Нельзя обучать кого-либо летать
на таком аппарате, если в правах обучаю-
щего не проставлена квалификация летного
инструктора. Кроме того, аппараты со
съемным крылом, оставляемым на хране-
ние, не могут приземлиться, проехать не-
которое время по земле, а затем снова
подняться в воздух. Поэтому лишь незна-
чительное количество из созданных к на-
стоящему времени летающих автомобилей
способны нормально ездить по земле.
КРЫЛАТЫЕ АВТОМОБИЛИ
Наиболее простым (и на сегодняшний
день наиболее популярным) подходом к
решению проблемы является монтаж кры-
ла и оперения на легкий автомобиль. В
таком случае крылья являются временным
вспомогательным оборудованием автомо-
биля. Обычно эти крылья демонтируются и
остаются в аэропорту, когда автомобиль
отгоняется домой. Это, конечно, является
недостатком, так как требуется место в
аэропорту для хранения крыльев, а также
необходимо тратить время и усилия на
монтаж и демонтаж крыльев и оперения.
Не исключено, что для такого транспорт-
ного средства потребуется работа квали-
фицированных механиков, связанная с
установкой и нивелировкой этого обору-
дования.
Некоторые из крылатых автомобилей
имеют силовую установку, состоящую из
двух двигателей - одного для наземной
эксплуатации, а другого для летной. Это,
несомненно, приводит к увеличению массы
аппарата и его стоимости, а также требует
применения двух видов бензина обычного
автомобильного и бензина авиационных
сортов (обязательно для сертифицирован-
ных летательных аппаратов). Лишь несколь-
ко аппаратов этого типа используют один
двигатель для наземной и летной эксплуа-
тации. Обычно это делается путем отсоеди-
нения воздушного винта и передачи мощ-
ности двигателя колесам. Однако и такое
решение создает ряд проблем, так как тре-
буемая для полета мощность существенно
выше, чем для передвижения по земле.
Более того, у самолетных двигателей воз-
душного охлаждения возникают серьезные
проблемы охлаждения при их установке в
корпус автомобиля и работе в автомобиль-
ном режиме (даже на режиме малого газа в
условиях отсутствия охлаждающего скоро-
стного напора воздуха).
САМОЛЕТЫ, СПОСОБНЫЕ
ПЕРЕДВИГАТЬСЯ ПО ДОРОГАМ
Другой подход состоит в том, чтобы
модифицировать более или менее обычный
самолет таким образом, чтобы он мог дви-
гаться по дорогам, не мешая другому тран-
спорту. Кроме складывания крыльев, для
такого транспортного средства необходи-
мо предусмотреть и ряд других систем и
агрегатов, например, более эффективные
тормоза и механизмы разворота колес,
тормозные огни и сигнализаторы поворо-
та, звуковой предупреждающий сигнал и
бамперы. Кроме тою, воздушный винт нс
только неэффективен при движении по зем-
ле, но и может создавать многочисленные
помехи. Некоторые конструкторы таких
транспортных средств на время движения
по дороге устанавливают на воздушный
винт защитные сетки, но все же воздушный
поток, сходящий с винта, создает неудоб-
ства для пешеходов, а также других транс-
портных средств. В некоторых аппаратах
воздушный винт просто отключается, а
крутящий момент от двигателя передастся
непосредственно на колеса. Это, как мы
уже упоминали, увеличивает сложность и
стоимость такою самолета.
Несмотря на то, что различные крыла-
тые автомобили и пригодные для движения
по дорогам самолеты были построены, а
некоторые даже сертифицированы, ни один
из них нс выпускался серийно.
«АВТОПЛАН» КЕРТИССА
Первой серьезной попыткой создать
автомобиль, способный летать, стал проект
фирмы «Кертисс аэроплейн энд мотор»
(США). Созданный фирмой автоплан вы-
ставлялся на Панамериканской авиацион-
ной выставке в Нью-Йорке в феврале 1917 г.
Корпус этого трехместного автомобиля
был изготовлен из алюминиевых сплавов.
Летчик-шофер находился в передней части
кабины, а за ним рядом друг С другом два
пассажира. Самолетный двигатель ОХХ
фирмы «Кертисс» мощностью 100 л.с.
(73,5 кВт) располагался в носовой части
автомобиля и приводил задние колеса через
коробку передач и карданный вал. Выходя-
щий с другой стороны из двигателя удлини-
тельный вал через ременные и цепные пере-
дачи приводил в движение чстырсхлопаст-
ный воздушный винт. Другой интересной
особенностью конструкции было переднее
горизонтальное оперение над передними
колесами. (ПГО не использовалось Кер-
тиссом с 1912 г.)
Способность Кертисса приспосабливать
агрегаты того или иного самолета на дру-
гих летательных аппаратах нашла свое при-
менение в конструкции данного автомоби-
ля, где использовались стандартные крылья
с триплана «модель L» (рис. 12.1). Так как
Рис. 12.1. Самолет Кертисса (1917 г.) с корпусом автомобильного типа и стандартным триплан-
ным комплектом крыльев от самолета «модель L».
самолет оснащался толкающим винтом,
поверхности хвостового оперения устанав-
ливались на двух расчалочных балках.
Автоплан, получивший обозначение
«модель II», выполнил несколько полетов,
но летал не очень удачно, и работы по нему
были прекращены.
Основные данные: размах крыла 12,35 м;
крейсерская скорость полета 72-104 км/ч.
«ЭРРОУБИЛЬ» УОТЕРМЕНА
Интерес американцев к летающим авто-
мобилям не угасал с 1917 г. вплоть до
1938 г., когда Уолдо Уотермен, известный
авиационный конструктор, построил свой
новый аппарат «Эрроубиль». Этот аппарат
являлся модификацией созданного в 1935 г.
бесхвостого аппарата с толкающим винтом
«Эрроуплейн», который участвовал в объ-
явленном американским правительством
конкурсе на создание дешевого персональ-
ного самолета.
Аппарат Уотермена 1935 г. не стал по-
бедителем конкурса, поэтому конструктор
решил разработать на его основе некое
более универсальное транспортное средст-
во. В результате был создан «Эрроубиль»,
фюзеляж которого, отстыкованный от
крыльев, мог выполнять функции автомо-
биля. Этот аппарат оснащался автомо-
бильным двигателем фирмы «Студебеккер»
мощностью 100 л.с. (73,5 кВт), установлен-
ным за двухместной кабиной (рис. 12.2).
Кроме большой массы, этого постоян-
ного изъяна автомобильных двигателей,
устанавливаемых на самолетах, Уотермен
столкнулся с еще одной проблемой скоро-
стью вращения вала автомобильного дви-
гателя, которая существенно превышала
потребную для привода воздушного вита.
Уотермен использовал в своей конструкции
разработанный Кертиссом принцип смеше-
ния оси воздушного винта относительно
вала двигателя и уменьшение скорости вра-
щения винта за счет использования ремен-
ной передачи (отношение скоростей воз-
душного винта и вала двигателя составля-
ло 1:1,94).
Фюзеляж аппарата Уотермена напоми-
нал скорее корпус самолета, чем автомо-
биля; он оснащался трехколесным шасси,
которое больше было предназначено для
того, чтобы добраться из аэропорта до
дома, чем для нормального движения по
дорогам (рис. 12.3). Было построено шесть
Рис. 12.2. Пригодная для движения по дорогам модификация бесхвостки «Эрроуплейн»
(1935 г.) «Эрроубиль» (1937 г.).
Рис. 12.3. Уолдо Уотермен и «автомобильная» часть его «Эрроубиля».
«Эрроубилей». Впоследствии Уотермен
восстановил один из этих аппаратов и в
1961 г. передал его в музей Смитсопского
института.
Основные данные: размах крыла 11,6 м;
взлетная масса 1134 кг; максимальная ско-
рость полета 193 км/ч.
ДОРОЖНЫЙ АВТОЖИР
«УЭРЛВИНГ» ФИРМЫ
«ПИТКЭРН»
Первой крупной американской фирмой,
после фирмы Кертисса, приступившей к
созданию летающего автомобиля, стала
фирма «Питкэрн авиэйшн оф.Уиллоу-Гров»
(шт. Пенсильвания). Эта фирма являлась
ведущим в США изготовителем автожиров,
начиная с 1928 г., и внесла существенный
вклад в развитие летательных аппаратов
этого типа. Фирма работала в тесном кон-
такте с изобретателем автожира Хуаном де
ла Сьервой. В 1939 г. фирма «Питкэрн»
построила автожир РА-36 «Уэрлвинг» (в
носовой части аппарата устанавливался
традиционный тянущий винт). Двигатель
аппарата размещался в цельнометалличес-
ком фюзеляже за кабиной; привод воздуш-
ного винта осуществлялся через удлини-
тельный вал (рис. 12.4). Часть мощности
при взлете поступала к ротору для пред-
варительной раскрутки, а остальная мощ-
ность передавалась на заднее колесо, обес-
печивая, таким образом, движение аппара-
та по дороге (в режиме наземной эксплуа-
тации лопасти ротора складывались). На-
чало второй мировой войны положило
конец работам фирмы «Питкэрн» над этим,
вообще говоря, удачным автожиром, спо-
собным передвигаться по автомобильным
дорогам.
«СКАЙКАР IV» У. СТАУТА И
ДЖ. СП РЕТТА
С 1930 г. знаменитый американский кон-
структор Уильям Стаут пытался создать
простой в пилотировании «самолет для
всех». Аппараты этой серии получили на-
звание «Скайкар». В конце второй мировой
Рис. 12.4. Автожир «Уэрлвинг» фирмы «Питкэрн» со складывающимися лопастями ротора. Этот
аппарат на земле приводился в движение за счет передачи крутящего момента от двигателя к
хвостовому колесу.
Рис. 12.5. «Скайкар IV» Стаута и Спретта. построенный фирмой «Конвэр» в 1946 г.
войны Стаут начал работать совместно с
Джорджем Спреттом (сотрудником иссле-
довательского отдела Стаута на фирме
«Конвэр»), который на протяжении не-
скольких лет занимался самолетами с по-
движными крыльями. Спроектированный в
сотрудничестве аппарат, получивший на-
звание «Скайкар IV», был построен фирмой
«Конвэр» в 1946 г., когда фирма стала про-
являть повышенный интерес к летающим
автомобилям.
«Скайкар IV» имел сходство с одним из
старых самолетов-«летающей блохой»
Минье. Так же, как и в «летающей блохе»,
крыло служило главным органом управле-
ния по тангажу; установка крыла на шарни-
ре позволяла изменять кренящий момент
для ввода самолета в разворот. Крыло
устанавливалось над удлиненным корпу-
сом автомобильного типа, в котором раз-
мещался двигатель, предназначенный для
привода установленного в хвостовой части
толкающего винта через удлинительный
вал (рис. 12.5). Концевые шайбы на опере-
нии использовались только для повышения
устойчивости и не являлись органами уп-
равления. Установка подвижного крыла
исключала необходимость использования
традиционных органов управления рулей
высоты, рулей направления и элеронов.
Этот аппарат являлся, по существу,
экспериментальным, так что в ходе отра-
ботки больше внимания уделялось принци-
пиальным аэродинамическим решениям,
чем доводке аппарата как эффективного
транспортного средства. Хотя работы по
проекту были прекращены. Дж. Спретт про-
должает работать над созданием летатель-
ных аппаратов с подвижным крылом. Тех-
нические данные описанного выше аппара-
та, к сожалению, полностью отсутствуют.
«ЭРФИБИАН» Р. ФУЛТОНА
Первым американским летающим авто-
мобилем после «Автоплана» Кертисса, ко-
торый действительно был похож на авто-
мобиль. стал аппарат «Эрфибиан», постро-
енный в 1946 г. Этот аппарат сконструиро-
вал Роберт Фултон-мл., основавший в
г. Дэнбери, шт. Коннектикут, фирму «Кон-
тиненталь инкорпорейтед» в надежде раз-
работать, а впоследствии и производить
свое изобретение на продажу.
Так же, как Кертисс и Уотермен, Фултон
предполагал оставлять летный комплект в
аэропорту. Двигатель «Франклин» мощно-
стью 165 л.с. (121 кВт) был установлен в
носовой части этого двухместного автомо-
биля. Дэя движения по дорогам трсхлопаст-
ный воздушный винт демонтировался и
прикреплялся сбоку корпуса аппарата. На-
земный и летный комплекты оснащались
быстроразъемными соединениями. Демон-
таж и монтаж винта можно было выпол-
нит!. за 3 мин, а установку летного ком-
плекта-за 7 мин (рис. 12.6, 12.7). Колеса с
небольшими подкосами, установленные
под крылом, обеспечивали стояночное по-
ложение летного комплекта после того, как
автомобиль отстыковывался и уезжал.
Первый полет этого аппарата был выпол-
нен 7 ноября 1946 г. После доводки и
постройки второй опытной машины она
Рис. 12.6. Амфибия Р. Фултона с крыльями, подготовленная к вылету.
Рис. 12.7. Амфибия Р. Фултона с выпущенными поддерживающими опорами в процессе
расстыковки и выкатки «автомобильной» части аппарата.
была сертифицирована по категории АТС.
Несмотря на то, что аппарат «Эрфи-
биан» можно считать этапным в развитии
авиационной техники, он так и нс нашел
своих покупателей. Проект был продан
фирме «Тейлоркрафт», производящей лег-
комоторные самолеты, которая не пред-
приняла дальнейших попыток доработки и
производства этого транспортного сред-
ства.
Основные данные (FA-3 «Эрфибиан»):
размах крыла 11,1 м; площадь крыла
16,74 м2; взлетная масса 952,5 кг; крейсерс-
кая скорость полета 177 км/ч.
Рис. 12.8. «Конвэркар» (1947 г.)-небольшой автомобиль, на который устанавливался «самолет-
ный» комплект.
«КОНВЭРКАР»
После окончания второй мировой вой-
ны несколько крупных американских само-
летостроительных фирм стали искать пути
конверсии производства военных самоле-
тов на гражданскую технику, в том числе и
автомобильную. Существенного успеха в
этом направлении достигла фирма «Кон-
вэр», которая провела испытания несколь-
ких опытных машин, спроектированных
другими организациями, а также разрабо-
тала сама две опытные машины, получив-
шие название «Конвэркар» (модель 118).
Автомобильная часть аппарата пред-
ставляла собой более или менее обычный
двухместный автомобиль (рис. 12.8) с дви-
гателем водяного охлаждения мощностью
26 л. с. (19,1 кВт). Цельнометаллический
летный комплект представлял собой прак-
тически целый самолет, который устана-
вливался на крышу автомобиля и крепился
через три несущих узла, а также блок под-
соединения агрегатов системы управления.
Силовая установка летного комплекта
включала самолетный двигатель «0-435»
мощностью 180 л.с. (132 кВт)фирмы «Лай-
коминг».
Одним из принципиальных новшеств
этого транспортного средства являлось то,
что наземная и летная части поставлялись
отдельно. Фирма «Конвэр» объявила, что
стоимость автомобиля будет составлять
1500 долл, (при производстве серии из
160000 шт.). Летный комплект предполага-
лось представлять владельцам таких авто-
мобилей на арендных условиях-вы при-
езжаете в аэропорт на автомобиле, берете в
аренду летный комплект, а по достижении
пункта назначения оставляете комплект в
аэропорту (т.е. примерно так же, как это
делается с арендуемым трайлером).
Первый успешный вылет «Конвэркара»
состоялся 15 ноября 1947 г. Однако аппарат
потерпел аварию в третьем полете после
того, как летчик взлетел практически с
пустым топливным баком. После аварии
фирма потеряла интерес к дальнейшему
продолжению работ. Отделение «Стинсон»,
которое разрабатывало «Конвэркар», было
продано фирме «Пайпер эркрафт», впослед-
ствии ликвидировавшей его.
Рис. 12.9. «Плейнмобиль» (1947 г.) скорее пригодный для движения по дорогам самолет, чем
крылатый автомобиль. На земле аппарат приводился в движение за счет передачи крутящего
момента от двигателя к хвостовому колесу.
Рис. 12.10. «Плейнмобиль» со сложенными крыльями.
«ПЛ ЕЙНМОБИЛ Ь»
О созданном в I947 г. «Плейнмобилс»
известно очень немного. Остались лишь
несколько фотоснимков этого транспорт-
ного средства и воспоминания тех, кто ci о
видел. Аппарат был больше похож на само-
лет, чем на автомобиль. Каркас фюзеляжа
сварен из стальных труб и обтянут ткане-
вой обшивкой. Довольно старый двигатель
А-40 фирмы «Континенталь» мощностью
37 л.с. (27 кВт) выпуска I937 г. устанавли-
вался в носовой части аппарата. Двигатель
посредством вала приводил в движение (по
земле) переразмсрснное хвостовое колесо.
Проблема размещения крыльев при движе-
нии по дороге была разрешена путем скла-
дывания крыла. Таким образом, аппарат
всегда был готов к одному из двух режимов
своей эксплуатации (рис. 12.9, 12.10).
На одном из сохранившихся фотосним-
ков, сделанных в апреле 1947 г., запечатлен
момент движения аппарата по дороге. Его
технические данные не известны.
«АЭРОКАР» М. ТЕЙЛОРА
Наиболее удачным до сегодняшнего дня
летающим автомобилем, несомненно, явля-
ется «Аэрокар», созданный Молтоном Тей-
лором из Лонгвью (шт. Вашингтон). При
его создании изобретатель использовал
практически обычный автомобиль, который
при движении по дороге вез за собой кры-
лья, хвостовую часть и оперение на прицепе
(рис. 12.11). Первый полет аппарата со-
стоялся в октябре 1949 г. На протяжении
нескольких последующих лет было по-
строено еще 7 таких машин. В 1956 г. аппа-
рат был сертифицирован Федеральным
авиационным управлением США.
На аппарате «Аэрокар 1» использовался
самолетный двигатель «0-290» мощностью
125 л.с. (92,9 кВт) фирмы «Лайкоминг», а
на усовершенствованный «Аэрокар 1С»
устанавливался двигатель «0-320» той же
фирмы, мощность которого была увеличе-
на до 143 л.с. (105 кВт). Воздушный винт
располагался позади Y-образного опере-
ния; винт соединялся с двигателем посред-
ством длинного вала (рис. 12.12). Реализуя
Рис. 12.11. «Аэрокар» М. Тейлора с самолетным комплектом, подготовленный для движения по
дорогам в виде трайлера.
Рис. 12.12. «Аэрокар», подготовленный для полета. Первая удачная конструкция этого класса.
Воздушный винт устанавливается за оперением и приводится в движение с помощью удлини-
тельного вала.
Рис. 12.13. Любительский аппарат «Родейбл Брайан II» с толкающим винтом, используемым в
качестве движителя и при наземной эксплуатации.
это техническое решение, Тейлор разрабо-
тал очень хорошую систему, которая удоб-
на не только для «Аэрокара», но и для всех
самолетов с длинными приводными вала-
ми. Ему удалось устранить постоянно су-
ществующую проблему крутильных вибра-
ций, установив муфту сухого трения между
двигателем и валом, что позволяло валу
несколько проворачиваться при реверсиро-
вании нагрузки. В прошлом некоторые кон-
структоры, включая братьев Райт, исполь-
зовавших цепные приводы, устраняли эту
проблему путем использования маховиков,
которые обеспечивали ускоренное враще-
ние примыкающею к двигателю конца ва-
ла (по сравнению с тем концом вала, на
котором устанавливался воздушный винт),
однако значительная масса маховиков не-
приемлема для легких самолетов.
Основные данные («Аэрокар 1С»): раз-
мах крыла 10,37 м; площадь крыла 17,67 м2;
взлетная масса 952,5 кг; максимальная ско-
рость полета 188 км/ч; максимальная ско-
рость движения по земле 107 км/ч; крейсер-
ская скорость полета 161 км/ч; посадочная
скорость 80,5 км/ч.
«РОДЕЙБЛ БРАЙАН II»
Одним из интересных самолетов, при-
годных для движения по дорогам, является
любительский аппарат «Родейбл Брайан
II». В этом проекте весьма удачно раз-
решена проблема хранения в домашних
условиях. Аппарат был создан в 1960 г. из
агрегатов стандартного самолета «Эркуп».
По своей схеме это двухбалочный самолет
с толкающим винтом. Крыло самолета
было модифицировано: введены два узла
складывания один непосредственно за ос-
новной стойкой шасси (поворот на 90 ), а
другой-около законцовки (также поворот
на 90'). Конфигурация, состоящая из тол-
кающего воздушного винта между балками,
а также короба, образуемого сложенным
крылом, считалась вполне подходящей для
транспортировки воздушного винта при
движении аппарата по дороге (рис. 12.13).
Глава 13
Поднимаясь в воздух
Уже при первых попытках человека осу-
ществить полет основной проблемой был
подъем аппарата в воздух. Авиаторы хоро-
шо понимали, что созданные ими аппараты
не могут сами по себе оторваться от земли
и полететь, как это делают, скажем, птицы.
За исключением вертолетов и дельтапла-
нов, взлетающих в интенсивных воздушных
потоках, все остальные летательные аппа-
раты должны в процессе разбега достичь
полетной скорости. Задача набора необхо-
димой для полета скорости может решать-
ся различными способами. В последующих
разделах главы описаны основные приме-
нявшиеся в авиации схемы взлета или
старта.
ВЗЛЕТ «ВРУЧНУЮ»
Разбег летчика
Первым человеком, который стал осу-
ществлять полеты на аппарате с неподвиж-
ным крылом, был немецкий авиатор Отто
Лилиенталь. В период с 1891 по 1896 г. на
семи построенных им планерах он выпол-
нил более 2000 полетов. Планеры его кон-
струкции были достаточно легкими для
того, чтобы летчик мог разбежаться по
склону холма, неся на себе планер. Однако
взлет был невозможен, если ветер в это
время был направлен поперек склона. Для
устранения этой трудности Лилиенталь
впервые построил специальную площадку
для взлета - искусственный земляной холм
высотой 15 м. С вершины этого холма он
всегда был способен разбетагься против
ветра (рис. 13.1). Разбег летчика вниз по
склону с последующим входом в интенсив-
ный воздушный поток является и в настоя-
Рис. 13.1. Отто Лилиенталь и один из его
балансирных планеров на вершине искусст-
венного земляного холма, позволяющего
всегда разбегаться против ветра.
шее время стандартной процедурой взлета
дельтапланеристов.
После того, как эволюция подвесных
планеров привела к созданию ультралегких
летательных аппаратов, оснащенных сило-
вой установкой. Федеральное авиационное
управление США стало допускать полеты
на самолетах, взлет которых осуществляет-
ся с помощью разбега летчика, без летной
лицензии. Для того чтобы летательный ап-
парат попал в указанную категорию, не-
обходимо было выполнить всею лишь
один демонстрационный взлет. После ква-
лификационных испытаний практически все
УЛЛ выполняли взлет с использованием
шасси. Указанное правило было отменено
в 1982 г. после того, как полеты без летной
лицензии были разрешены на летательных
аппаратах массой до 115 кг.
Взлет с ручной буксировкой
Братья Райт значительно усовершенст-
вовали летательные аппараты по сравне-
нию с планерами Лилиенталя, в первую
очередь, значительно увеличив размах кры-
ла. Они понимали, что только за счет
перемещения массы летчика очень трудно
обеспечить управление по крену и тангажу,
поэтому они разработали механическую си-
стему управления. Это, несомненно, явля-
ется важнейшим вкладом братьев Райт в
развитие авиации.
Кроме того, братья Райт вполне осо-
знали важность скорости для осуществле-
ния взлета, но, к сожалению, не распо-
лагали техническими возможностями набо-
ра скорости. Поэтому полеты они выпол-
няли с открытых площадок в ветреную
погоду. При этом их планеры, медленно
двшаясь относительно земли, в то же время
имели необходимую для полета скорость
относительно воздуха. Братья Райт запро-
сили Метеорологическое бюро США о наи-
более подходящем в этом смысле районе
страны, в результате чего для проведения
полетов были выбраны окрестности г. Кит-
ти-Хоук (шт. Северная Каролина). Хотя их
планеры имели малую массу, одному чело-
веку все же было довольно трудно управить-
ся с работой по обеспечению взлета, по-
этому братья Райт часто прибегали к помо-
щи других энтузиастов авиации. Процедура
была крайне простой помощники подхва-
тывали планер за расчалки и тащили его
против ветра (рис. 13.2).
Взлет с использованием тросов,
закрепленных на концах крыла
Для достаточно крупных планеров воз-
можен и более совершенный способ взлета,
Рис. 13.2. Уилбер Райт на планере 1902 г., который запускают два помощника, поднимающие
планер за расчалки и идущие против ветра.
Рис. 13.3. Запуск немецкого планера (1921 г.) с помощью тросов.
чем описанный в предыдущем разделе. Это
взлет с использованием тросов, зацеплен-
ных за крюки на законцовках крыла. С
помощью таких тросов помощники разго-
няют планер (рис. I3.3). Аналогично описан-
ному выше, для выполнения такого взлета
необходим достаточно сильный встречный
ветер. Этот метод широко применялся в
ФРГ после второй мировой войны, когда
страну охватила новая волна интереса к
планеризму. Существенным недостатком
взлета с тросами является то, что при
неравенстве усилий тянущих за тросы пла-
нер резко разворачивается, и летчик оказы-
вается пе в состоянии парировать разворот.
Нередко из-за этого происходили аварии.
Взлет с использованием
стартовой резиновой ленты
Логическим развитием предыдущего
метода является использование одиночного
п роса, закрепленного в носовой части плане-
ра, за который тянут сразу несколько чело-
век. Однако чаще две группы равной силы
тянули за два конца закрепленной в такой
точке толстой резиновой ленты (рис. 13.4),
которая получила название амортизацион-
ной (аналогичные резиновые ленты при-
менялись в первых авиационных амортиза-
торах).
Такая система была вполне приемлемой
в тех случаях, когда в наличии имелось
достаточное количество бесплатной рабо-
чей силы (как это обычно бывает в летном
клубе или военном летно-тренировочном
центре). Закрепленное в середине стартовой
резиновой ленты кольцо цеплялось за от-
крытый крюк в носовой части планера.
Расцепка не происходила, пока лента была
натянута. По команде «пошли» обе группы
помощников начинали движение от пла-
нера под углом 45 к направлению взлета,
тогда как третья группа удерживала планер
на месте (иногда планер удерживался с
помощью закрепленного в хвостовой части
троса). По команде «побежали» тянущие
ускоряли движение, натягивая стартовую
резиновую ленту. По команде «пуск» третья
группа освобождала планер (если он кре-
Рис. 13.4. Взлет планера с использованием стартовой резиновой ленты.
пился тросом, то по этой команде трос
перерубался). По сути дела, планер взлетал
в воздух, как из катапульты. После того как
натяжение ленты исчезало, она свободно
соскальзывала с крюка.
Этот метод широко использовался во
всем мире (за исключением, пожалуй, США)
до второй мировой войны и даже пекле нее.
В настоящее время он вытеснен буксиров-
кой за автомобилями или самолетами, а
также взлетом с использованием лебедки.
МЕХАНИЧЕСКИЕ СРЕДСТВА
ОБЕСПЕЧЕНИЯ ВЗЛЕТА
Катапульты
Даже после того, как летательные ап-
параты стали оснащагься достаточно под-
ходящими для них силовыми установками
и могли легко достигать необходимой для
полета скорости, многим из них для взлета
все же требовался разгон. Естественным
механическим средством обеспечения взле-
та представляется специально приспособ-
ленная катапульта. С. Лэнгли успешно ис-
пользовал катапульту для запуска своих
летательных аппаратов I896 и 1902 гг., по
не сумел сделать этого с самолетом «Аэро-
дром» в октябре и декабре 1903 г. (рис. 13.5).
Во время первого полета братьев Райт
на самолете с силовой установкой механи-
ческие средства обеспечения взлета не ис-
пользовались -самолет разбегался по дере-
вянному монорельсу, проложенному на
песчаной площадке. Ветер во время взлета
был достаточно сильным. Когда братья
Райт вернулись из г. Китти-Хоук в менее
ветреный Дейтон, они стали использовать с
монорельсом дополнительное средство раз-
гона в виде троса, связанного с тяжелым
грузом, поднятым па специальной вышке.
Посредством троса и системы роликовых
направляющих обеспечивалась передача
движения от падающего груза к самолету.
Братья Райт применяли этот метод вплоть
до 1909 г., когда они начали устанавливать
на свои самолеты шасси (рис. 13.6).
I
Рис. 13.5. Неудачный взлет самолета «Аэродром» С. Лэнгли с использованием катапульты
7 октября 1903 г.
Рис 13.6. Использование братьями Райт дополнительного средства разгона самолета в виде
троса, связанного с тяжелым грузом, поднятым на специальной вышке позади монорельса.
Рис. 13 7. Запуск самолета ВМС США SOC-3 «Сигнал» фирмы «Кертисс» с помощью катапульты
во время второй мировой войны
Рис. 13 8. Немецкая четырехдвигательная летающая лодка Do-26 фирмы «Дорнье» запускается с
палубы корабля в Южной Атлантике для срочной доставки почтового груза.
Рис. 13.9. Самолет ВМС США F-7U «Катлес» фирмы «Воут» запускается с помощью катапульты с
палубы авианосца Катапульта располагается под палубой, а через щель на поверхность палубы
выходит лишь башмак, который соединяется с буксировочным поводком самолета.
Корабельные катапульты
С 19II г., когда ВМС США заинтере-
совались авиационной техникой, они при-
ступили к поискам способов запуска само-
летов с кораблей. Эксперименты с ката-
пультами начались в 1912 г., но положи-
тельные результаты были получены только
после первой мировой войны, когда были
разработаны пороховые катапульты для
линкоров и крейсеров. Эти устройства мог-
ли разворачиваться для обеспечения запус-
ка двухместных самолетов воздушного
наблюдения против ветра. На кораблях с
катапультами применялись обычные гидро-
самолеты, которые после выполнения зада-
ния приводнялись, поднимались на борт и
снова запускались в воздух (рис. 13.7, 13.8).
Корабельные катапульты находили при-
менение практически на всех основных фло-
тах мира вплоть до конца второй мировой
войны, когда задачи воздушного наблюде-
ния стали выполнять вертолеты. Следует
отметить, что на авианосцах катапульты
используются и в настоящее время. В этом
случае катапульта располагается под палу-
бой, а сквозь щель на поверхность палубы
выходит лишь башмак, который соединяет-
ся с буксировочным поводком самолета.
На авианосцах, как правило, устанавлива-
ются паровые катапульты (рис. 13.9).
Взлет с использованием
реактивных ускорителей
Идея использования небольших ракет-
ных двигателей для создания дополнитель-
ной тяги в процессе взлета была впервые
реализована в Германии в середине 1920-х
гг. Но только в 1940 г. калифорнийская
Лаборатория реактивного движения раз-
работала систему твердоюпливных ускори-
телей. которые можно было установить на
самолет для выполнения взлета и сбросить
после выгорания топлива. Система получи-
ла название JATO и широко применялась в
годы второй мировой войны для обеспече-
ния взлета перегруженных самолетов.
После войны бомбардировщик В-47
фирмы «Боинг» стал первым самолетом, в
котором система JATO являлась штатным
элементом оборудования. 36 ракетных
ускорителей тягой по 4,5 кН (три ряда по
шесть штук на каждом борту) было встрое-
но в фюзеляж за задней кромкой крыла
(рис. 13.10). На более поздних моделях В-47
столько же ускорителей устанавливалось в
подвесных контейнерах, которые сбрасыва-
лись после выгорания топлива.
Для реактивных самолетов потребность
в ракетных ускорителях в значительной сте-
пени снизилась после разработки двигате-
лей с форсажной камерой, однако на само-
Рис. 13.10. Бомбардировщик В-47 фирмы «Боинг» один из наиболее впечатляющих примеров
использования ракетных ускорителей (36 мощных ракетных ускорителей встроены в фюзеляж).
На более поздних моделях В-47 ускорители устанавливались в подвесных контейнерах, которые
сбрасывались после выгорания топлива.
Рис. 13.11. Патрульный бомбардировщик РВ27-3 «Коронадо» фирмы «Конвэр» времен второй
мировой войны с твердотопливными ускорителями.
летах с поршневыми двигателями исполь-
зование ускорителей продолжалось долгие
годы (рис. 13.11). Даже некоторые пасса-
жирские авиалайнеры используют их при
взлете с высокогорных аэродромов. Для
первых раке гных ускорителей характерным
было образование при работе большого
количества белого дыма, но впоследствии
они были сделаны бездымными.
Взлет без разбега
Комбинация ракетного двигателя и ката-
пульты позволила создать в Германии к
концу второй мировой войны истребители,
которые взлетали без разбега. Были про-
ведены эксперименты по вертикальному
взлету пилотируемых самолетов с рельсо-
вых направляющих. После войны эта кон-
цепция использовалась в США и была усо-
вершенствована применительно к серийным
реактивным истребителям типа F-84 фир-
мы «Рипаблик» и F-100 фирмы «Норт Аме-
рикен» (рис. 13.12). Эти самолеты взлетали
под углом сущесгвснно меньше 90°. Мощ-
ные ракетные ускорители, установленные
па самолете, выталкивали его из тележки,
на которой он был установлен под нужным
углом. Ускорители сбрасывались, как толь-
ко самолет переходил на режим автоном-
ного полета.
ВЗЛЕТ С БУКСИРОВКОЙ
Буксировка планеров
автомобильной лебедкой
Со временем планеры становились круп-
нее и тяжелее, что потребовало исполь-
зовать для взлета горизонтальные площад-
ки. Один из способов запуска таких лета-
тельных аппаратов, широко используемый
до настоящего времени (главным образом,
в Европе),-буксировка планеров автомо-
бильной лебедкой. На вращающийся с боль-
шой скоростью барабан, обычно смонтиро-
ванный на старом автомобильном шасси,
наматывается стальной трос длиной 600
или более метров, с помощью которого
планер поднимается в воздух. Такая систе-
ма может обеспечить подъем планера на
высоту до 300 м. После отделения от пла-
нера устройство подцепки опускается на
парашюте, а оператор лебедки сматывает
трос. Для повторного запуска трос под-
тягивается на стартовую площадку другим
автомобилем.
Вариантом описанной выше системы
Рис. 13.12. Взлет без разбега реактивного истребителя F-100 фирмы «Норт Америкен» с
помощью мощного сбрасываемого твердотопливного ракетного ускорителя.
Рис. 13.13. Планер «Боулус Бэби Альбатрос» на коротком тросе. В буксировочном автомобиле
укладывается до 600 м троса для обеспечения полетов на небольших высотах вдоль длинных
ВПП.
является буксировка автомобилем. Букси-
ровщик тянет планер с помощью трехсот-
метрового троса, как при запуске воздуш-
ного змея (рис. 13.13). Как и в предыдущем
случае, для спуска на землю устройства
подцепки планера применяется парашют.
Иногда для тренировочных прямолиней-
ных полетов на буксире вдоль длинных
ВПП на малых высотах используются ко-
роткие тросы. Короткие гросы находят
применение также при запуске планера для
полетов на малую дистанцию в пределах
аэродрома.
Буксировка планеров
самолетами
После того как буксировка лебедками и
автомобилями стала стандартной практи-
кой планеризма, последовало логическое
развитие этих способов-использование в
целях буксировки самолетов. Главным пре-
имуществом самолетной буксировки явля-
ется увеличение дальности и высоты поле-
та. Самолет способен поднять планер на
большую высоту, чем автомобиль или ле-
бедка, и даже доставить его с равнинного
аэродрома на высокогорную площадку.
Этот метод довольно прост, и первая воз-
душная буксировка была осуществлена в
Германии уже в 1927 г. Вскоре возникли
проекты воздушных поездов, по которым
один из планеров отцепляется у пункта
назначения, а остальные следуют дальше за
самолетом-буксировщиком. Однако до реа-
лизации этих проектов дело нс дошло, и
даже буксировка нескольких последователь-
но сцепленных планеров не нашла примене-
ния в авиации. Тем не менее буксировка
нескольких планеров одним самолетом не
только оказалась успешной, но и стала
общепринятой, особенно в ходе массового
применения десантных планеров во время
второй мировой войны. Но при этом каж-
дый планер соединялся с буксировщиком
посредством отдельного троса. Дело в том.
Рис. 13.14. Самолет «Цессна 170В» буксирует одновременно два планера «Боулус Бэби Альбат-
рос».
что при неспокойном воздухе возникают
проблемы с провисанием и рывками букси-
ровочного троса; при последовательной
буксировке эти проблемы умножаются на
число планеров в связке.
Хотя воздушная буксировка планеров в
настоящее время является самым распрост-
раненным способом буксировки (рис. 13.14),
более старые (и более дешевые) методы все
еще находят применение.
ВОЗДУШНЫЙ СТАРТ
По различного рода соображениям час-
то перед стартом необходимо доставить
(обычно с помощью более тяжелого само-
лета) тот или иной самолет на высоту. Эта
практика возникла на заре воздухоплава-
ния и до сих пор продолжает использо-
ваться.
Старт с аэростатов
Первым примером этого рода можно
считать запуски планеров с тандемным кры-
лом, выполненные Д. Монтгомери в 1905 г.
Для проведения своих экспериментов он
использовал популярный ярмарочный ат-
тракцион, в котором акробат поднимался
на воздушном шаре, демонстрировал свои
трюки на трапеции, а затем спускался на
землю с парашютом (рис. 13.15). Затем
Рис. 13.15. Планер с тандемным крылом
проф. Дж. Монтгомери (1905 г.) под воздуш-
ным шаром в ходе демонстрации популярного
аттракциона.
Монтгомери нанял акробата Д. Мэлони,
который вместо спуска на парашюте дол-
жен был пилотировать планер после от-
деления от аэростата на достаточной высо-
те. В одном из выступлений планер запу-
тался в подвеске, получил повреждение,
после чего оторвался от аэростата и упал
на землю. Мэлони в этой катастрофе погиб.
Сброс с самолета
Еще в годы второй мировой войны
вследствие недостаточности исследований
в аэродинамических трубах стали практи-
коваться испытания в свободном полете
крупномасштабных моделей, сбрасываемых
с бомбардировщиков. По предварительной
установке органы управления вводили мо-
дель в крутое пикирование, а бортовой
радиопередатчик транслировал экспери-
ментальные данные до момента удара мо-
дели о землю.
После окончания второй мировой войны
в США в рамках программы исследований
сверхзвуковою полета экспериментальный
ракетный самолет Х-1 фирмы «Белл» сбра-
сывался со специально оборудованного
бомбардировщика В-29 и после этого совер-
шал либо планирующий полег (рис. 13.16),
либо полег с запуском двигателя. Точно
так же испытывались и многие последую-
щие экспериментальные сверхзвуковые са-
молеты.
Старт с самолета
В ряде случаев традиционные самолеты,
вполне способные выполнять обычный
взлет, устанавливались на более тяжелые
посипели и стартовали уже в воздухе, ис-
пользуя тягу собственного двигателя.
Первый такой эксперимент был прове-
ден в 1916 г. Авианосцев в то время еще не
было, а англичане хотели использовать са-
Рис. 13.16. Экспериментальный самолет с ракетным двигателем Х-1 фирмы «Белл» под
фюзеляжем бомбардировщика В-29 (1947 г.).
Рис. 13.17. Английская летающая лодка «Феликстоу» с установленным на ней одноместным
истребителем «Скаут» фирмы «Бристоль» (1916 г.). Англичане предполагали использовать эти
самолеты для борьбы с немецкими дирижаблями графа Цеппелина, патрулирующими в Север-
ном море, далеко за пределами радиуса действия английских самолетов того времени.
Рис. 13.18. Взлет небольшого скоростного гидроплана S-20 фирмы «Шорт» с верхней части
фюзеляжа летающей лодки S-23 «Эмпайр» (1938 г.).
молеты-истрсбители для борьбы с немецки-
ми дирижаблями графа Цеппелина, патру-
лирующими в Северном море далеко за
пределами радиуса действия английских на-
земных самолетов того времени. С целью
решения этой задачи на летающей лодке
«Феликстоу» устанавливался одноместный
истребитель «Скаут» фирмы «Бристоль».
Летные испытания этой системы прошли
успешно, но в боевых действиях она не
применялась (рис. 13.17).
Описанная выше схема применения в
1938 г. была возрождена и, более того,
использовалась в коммерческих целях.
Трансатлантического авиационного сообще-
ния еще не было, но немцы осуществляли
катапультный запуск самолетов с океанс-
ких лайнеров для экономии примерно суток
при доставке срочной почты. Англичане
превзошли это достижение, осуществляя
воздушный старт скоростного гидроплана
S-20 фирмы «Шорг» с летающей лодки S-23
«Эмпайр» (рис. 13.18). Самолет S-20, по-
лучивший название «Меркурий», мог вме-
стить топливо, необходимое для полета с
грузом почты от Лондона до Нью-Йорка,
но взлететь с такой нагрузкой он не мог.
Эксплуатация этой системы на трансатлан-
тической трассе началась 21 июля 1938 г.
Основные данные (самолет «Меркурий»):
силовая установка 4 двигателя «Нэпьер
V» фирмы «Нэпьер-Хэлфорд» мощностью
370 л.с. (272 кВт); размах крыла 22,3 м; пло-
щадь крыла 56,8 м2; взлетная масса 6800 кг;
максимальная скорость 333 км/ч; крейсер-
ская скорость 290 км/ч.
Летные испытания и
перебазирование
В-1977 г. в ходе летных испытаний ВКС
«Шаттл» совершал планирующие полеты
после старта с верхней части фюзеляжа
специально модифицированного самолета
В-747. Так как «Шаттл» нс мог стартовать,
используя тягу двигателей, носитель вхо-
дил в пологое пикирование и разгонялся до
требуемой скорости, после чего происходи-
ло отделение ВКС от носителя (рис. 13.19).
При запуске в космос «Шаттл» стартует
вертикально с использованием двух твердо-
топливных ускорителей тягой по 13,15 МН.
Маневрирование в полете обеспечивается с
помощью ЖРД (рис. 13.20). После заверше-
ния космического полета и приземления на
авиабазах в западной части США «Шаттл»
Рис. 13.19. Летные испытания ВКС «Шаттл» с использованием модифицированного В-747 в
качестве самолета-носителя.
Рис. 13.20. Вертикальный старт ВКС «Шаттл» с использованием двух твердотопливных ускори-
телей. На фотоснимке между «Шаттлом» и твердотопливными ускорителями виден бак для
ракетного топлива, содержащий 101,8 т жидкого водорода и 606,6 т жидкого кислорода.
О 1П1
Рис. 13.21. Безаэродромный старт французского самолета «Блерио XI» (1911 г.) с натянутого в
воздухе каната.
возвращается па полигон мыса Канаверал
(восточное побережье) «на спине» самолета
В-747.
Старт с каната
В 1911 г. французские конструкторы,
исследуя возможности безаэродромного
старта самолета «Блерио XI», разработали
схему старта с каната. Самолет подвеши-
вался под растянутый горизонтально канат
и разгонялся за счет тяги винта. После
достижения полетной скорости происходи-
ла отцепка самолета от подвески (рис. 13.21).
Низкая нагрузка на крыло и малая взлет-
ная дистанция, характерные для самолетов
того времени, позволяли использовать срав-
нительно короткий трос, гак что проблем с
его провисанием нс возникало.
Хотя испытания такой системы были
успешными, до практического применения
дело не дошло. Эта идея обрела второе
рождение во время второй мировой войны.
В системе Броуди канат натягивали вдоль
борта корабля на расстоянии, обеспечиваю-
щем достаточный зазор между бортом и
крылом самолета типа «Каб» фирмы «Пай-
пер». Самолет был оборудован крюком для
захвата каната при взлете и посадке. Взлет-
ная дистанция укорачивалась при ходе
корабля против ветра.
Глава 14
Летательные аппараты
с конструктивной спецификой
На протяжении многих лет некоторые
авиационные конструкторы, оставаясь в
основном в рамках традиционных техни-
ческих решений, вносили в свои конструк-
ции некоторые особенности, оставившие
свой след в истории авиации. В большин-
стве случаев необычные решения принима-
лись на этапе проектирования. Некоторые
из таких машин выпускались серийно, и эти
особенности постепенно становились обыч-
ной практикой авиастроения. Другие лета-
тельные аппараты не продвинулись дальше
стадии испытаний опытного образца и со-
хранились в истории авиации как курьез.
В некоторых случаях стандартные серий-
ные летательные аппараты модифицирова-
лись для решения тех или иных специаль-
ных задач (в частности, описанных в гл. 15
сельскохозяйственных задач или рассмот-
ренных ниже специальных транспортных
операций). Некоторые из этих модифика-
ций носили обратимый характер с мини-
мальными трудозатратами самолет можно
было вернуть к исходному варианту; другие
модификации являлись постоянными. В
этой главе описано значительное число ле-
тательных аппаратов, имеющих конструк-
тивную специфику.
ПОВЫШЕНИЕ
ЭКОНОМИЧНОСТИ (КПД)
СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
Воздушные винты в кольцевом
канале
На протяжении многих лет авиацион-
ным инженерам известно, что кпд воздуш-
ного винта может быть повышен путем
размещения его в кольцевом канале. В то
же время дополнительная масса и аэро-
динамическое сопротивление канала зача-
стую способны свести к нулю достигнутое
повышение кпд силовой установки. Некото-
рые конструкторы стремились разрешить
эту проблему, превратив в кольцевой канал
часть фюзеляжа.
Моноплан Бертрана. Этот построенный
в 1910 г. французский «туннельный» само-
лет обладал рядом уникальных особенно-
стей. Один двигатель мощностью 30 л.с.
(22 кВт) приводил в движение два воздуш-
ных винта, каждый из которых устанавли-
вался в противоположных концах туннеля
(рис. 14.1). По аэродинамической схеме
самолет представлял собой «утку», осна-
щенную дополнительным хвостовым опе-
рением. Элероны устанавливались не на
крыле (размах 19,05 м), а на законцовках
ПГО.
Моноплан Журдана. Этот построенный
в 1911 г. французский самолет был в мень-
шей степени «туннельным», чем моноплан
Бертрана. Диаметр расположенного за ро-
торным двигателем «Гном» воздушного
винта был больше диаметра туннеля, раз-
мещенного над относительно традицион-
ным фюзеляжем (рис. 14.2). Мощность
двигателя 50 л.с. (36,75 кВт). Другие сведе-
ния о самолете отсутствуют.
«Туннельный» самолет «Стипа-Капрони».
В 1940 г. Луиджи Стипа возродил идею
Бертрана и убедил знаменитую фирму
«Капрони» построить «туннельный» само-
лет, получивший название «Стипа-Капро-
ни». В качестве двигателя был использован
Рис. 14.1. Французский моноплан Бертрана (1910 г.) с двумя воздушными винтами, имеющими
несколько больший диаметр, чем туннель между ними.
Рис. 14 2. Французский моноплан Журдана с расположенным за воздушным винтом туннелем,
сужающимся к хвостовой части.
Рис. 14.3. Итальянский «туннельный» самолет «Стила-Капрони» с воздушным винтом, почти
касающимся внутренних стенок туннеля, простирающегося на всю длину фюзеляжа.
«Джипси III» мощностью 120 л.с. (88,2 кВт)
фирмы «Де Хевиленд», который приводил
один воздушный винт. Так как фюзеляж
самолета имел вид туннеля, в нем отсут-
ствовало место для размещения экипажа, и
летчики располагались в верхней надстрой-
ке (рис. I4.3). В I932 г. самолет успешно
летал, после чего авторские права на него
были проданы во Францию. Трудности по-
следовавшего затем военного времени не
позволили продолжить столь необычный
эксперимент.
BD-3 «Беде». После второй мировой
войны в США был проведен ряд экспери-
ментов с воздушными винтами в кольце-
вом канале. По-видимому, схема с толкаю-
щим винтом является наиболее подходя-
щей для самолета с таким типом силовой
установки. В этом смысле показанный на
рис. I4.4 самолет «Беде» BD-3 является до-
вольно характерным. И снова все закончи-
лось на стадии эксперимента.
Рис. 14.4. Американский самолет BD-3 «Беде» с воздушным винтом в кольцевом канале
непосредственно перед поверхностями хвостового оперения.
Рис. 14.5. Американский самолет «Сайклоджайро» (~ 1930 г.) с напоминающей гребное колесо
конструкцией, получившей название «циклоидный пропеллер».
Воздушные винты разного типа
«Сайклоджайро». Несколько иной под-
ход к решению задачи повышения кпд воз-
душного винта был использован при раз-
работке самолета «Сайклоджайро». Этот
летательный аппарат был построен в Сап-
Франциско около 1930 г. Ожидалось, что
напоминающая гребное колесо конструк-
ция, получившая название «циклоидный
пропеллер», будет создавать и тягу, и подъ-
емную силу (рис. 14.5). Винты такого типа,
у которых лопасти расположены в верти-
кальной плоскости, оказались эффективны-
ми только в водной среде, а на летательных
аппаратах распространения нс получили.
СПЕЦИАЛЬНЫЕ
ТРАНСПОРТНЫЕ
МОДИФИКАЦИИ
Медицинские транспортные
самолеты
Если нс считать бомбовую нагрузку и
почтовые грузы, то первым специализиро-
ванным «грузом» самолетов были лежачие
больные (рис. 14.6). Так как такого больно-
го невозможно разместить в кабине в сидя-
чем положении, возникла необходимость
модифицировать конструкцию фюзеляжа.
Такие самолеты стали строиться во время
первой мировой войны-задние кабины
традиционных бипланов удалялись, а на их
месте предусматривалась зона для разме-
щения носилок (которые, правда, находи-
лись в открытом воздушном потоке). Вско-
ре для защиты пациента от набегающего
потока стали использовать съемные экраны
или устанавливать носилки в предусмотрен-
ных для этого боковых отсеках фюзеляжа.
«Де Хевнлснд 4». На самолете «Де Хсви-
ленд 4» была реализована более комфорт-
ная для пациента схема (рис. 14.7). По бор-
там фюзеляжа были предусмотрены два
небольших транспортных отсека. Описан-
ную модификацию прошли несколько са-
молетов DH-4 сухопутных сил и ВМС
Великобри гании.
НЕ-1 фирмы «Пайпер». По такому же
пути в годы второй мировой войны пошли
конструкторы небольшого госпитального
самолета НЕ-1 («Н» означает «госпиталь-
ный», а «Е» - обозначение фирмы «Пайпер»
в классификации ВМС США). Этот само-
лет был создан на базе трехместного само-
лета J-5 «Каб Крузер». Задний обтекатель
кабины олкидывался вверх, а носилки уста-
навливались, слегка заходя в кабинное про-
странство (рис. 14.8). ВМС США получили
около 100 таких самолетов.
Рис. 14.6. Летающая лодка «модель F» фирмы «Кертисс» (1918 г.), использовавшаяся в качестве
санитарного самолета. Больной на носилках размещался на верхней поверхности фюзеляжа.
Грузовые транспортные самолеты
Грузы, имеющие габариты, превышаю-
щие размеры грузового люка, раньше не-
редко закреплялись на внешней поверхно-
сти самолета. Наиболее характерным при-
мером таких перевозок являлась подвеска
лодок на самолетах канадских промысло-
виков. На самолетах-бипланах с открытой
кабиной часто не хватает места даже для
размещения багажа летчика. В этом случае
багаж устанавливают вдоль борта фюзеля-
жа на нижнем крыле.
После второй мировой войны установка
грузов па внешней подвеске становится
общепринятой практикой. В частности, ши-
рокое применение нашли подфюзеляжные
«рузовые контейнеры. Такие контейнеры
использовались на различных самолетах
от маленьких однодвигатсльных машин и
до четырехдвигательных авиалайнеров типа
Рис. 14.7. Самолет «Де Хевиленд» (1918 г.), выпускавшийся по лицензии в США с размещением
одного пациента в специальном отсеке на верхней поверхности фюзеляжа, а другого-в
фюзеляже (доступ в отсек через боковой люк).
Рис. 14.8. Небольшой госпитальный самолет НЕ-1 ВМС США. Пациент размещается в задней
части кабины, доступ к которой обеспечивается через откидываемый вверх задний обтекатель.
показанною на рис. 14.9 самолета «Кон-
стеллейшн» фирмы «Локхид»,
ХС-120 фирмы «Фэрчайлд». Построен-
ный в 1950 г. самолет ХС-120 «Пэкплейн»
являлся модификацией стандартного само-
лета ВВС США С-119 «Флаинг Бокскар».
Целью такой модификации являлась оценка
возможности воздушной транспортировки
предварительно загруженных крупногаба-
ритных контейнеров с помощью специали-
зированного самолета. Был разработан
грузовой контейнер, близкий по форме к
съемной нижней части фюзеляжа. Контей-
Рис. 14.9. Самолет «Констеллейшн» фирмы «Локхид» с укрепленным под фюзеляжем транс-
портным контейнером.
Рис. 14.10. Самолет ХС-120 фирмы «Фэрчайлд» со съемным транспортным контейнером.
нер подкатывался под двухбалочный ХС-120
и устанавливался непосредственно под ка-
биной экипажа (рис. 14.10).
Самолет мог летать как с контейнером,
так и без него. Поскольку при установке
грузового контейнера возможность исполь-
зования носовой опоры шасси исключалась,
на основные стойки шасси самолета были
установлены дополнительные колеса (по
одному на каждой стойке) для обеспечения
устойчивости при пробеге и рулежке.
«Несущий фюзеляж» Бурнелли. В период
с 1922 по 1950 гг. американский авиацион-
ный конструктор Винсент Бурнелли рабо-
тал над созданием уникального самолета,
имеющего расширенный фюзеляж, выпол-
ненный в форме аэродинамического профи-
ля для создания дополнительной подъем-
ной силы. Кроме подъемной силы, такой
фюзеляж позволял получить дополнитель-
ные объемы для размещения грузов.
Конструктору удалось построить не-
Рис. 14.11. Самолет с несущим фюзеляжем RB-2 фирмы «Ремингтон-Бурнелли» (1922 г.). Оба
двигателя расположены в широком фюзеляже, построенном в форме аэродинамического
профиля.
Рис. 14.12. Самолет с «несущим фюзеляжем» Бурнелли, построенный английской фирмой
«Канлиф-Оуэн» в 1939 г.
сколько опытных машин этого типа, при-
чем он постоянно находил новых привер-
женцев своей идеи и фирмы, согласные
строить такие самолеты (рис. 14.11). Ни
один из этих самолетов, правда, серийно не
строился. Один из них имел большой гру-
зовой отсек, способный принять автомо-
биль. С таким грузом самолет выполнил
рекламное турне по США. Последний из
семи сконструированных Бурнелли самоле-
Рис. 14.13. Самолет «Боинг-377» «Стратокрузер» одной из необычных модификаций (конец
1950-х гг.).
Рис. 14.14. Транспортный самолет «Беременный Гуппи» с турбовинтовыми двигателями и
увеличенной верхней частью исходного самолета («Боинг-377»).
тов с несущим фюзеляжем (CBY-3) был
построен в 1947 г. в Канаде (рис. 14.12).
«Беременный Гуппи» фирм «Аэроснейс
лайнз» и «Боинг». Предельным случаем мо-
дификации стандартного самолета для обес-
печения транспортировки негабаритных
грузов можно считать самолет «Беремен-
ный Гуппи», созданный на базе самолета
«Боинг-377» «Стратокрузер» (рис. 14.13).
Эту работу провела фирма «Аэроспейс
лайнз». Верхняя часть фюзеляжа исходного
самолета была значительно увеличена
(14.14). Эти самолеты использовались для
перевозки негабаритных агрегатов косми-
ческих летательных аппаратов из заводских
цехов на сборочную площадку, а также
отсеков фюзеляжей французских «Аэробу-
Рис. 14.15. Самолет «Супер Гуппи», весь носовой отсек которого (с кабиной экипажа и органами
управления) откатывается вбок на носовой стойке шасси для обеспечения загрузки.
сов» из агрегатных цехов фирм-субподряд-
чиков в основные сборочные цеха.
Так как не представлялось возможным
вырезать в фюзеляже боковые люки доста-
точных размеров, для загрузки использо-
вался люк в хвостовой части самолета. На
первых моделях этого самолета для облег-
чения доступа в грузовой отсек отстыковы-
валась хвостовая часть фюзеляжа. Еще не-
сколько самолетов «Гуппи» оснащались,
вместо штатных поршневых двигателей
мощностью 3500 л.с. (2570 кВт), турбовин-
товыми двигателями мощностью 5700 л.с.
(4190 кВт). На этих самолетах весь носовой
отсек фюзеляжа (с кабиной экипажа и орга-
нами управления) откатывался вбок на но-
совой стойке шасси, а хвостовой отсек оста-
вался на специальном ложементе (рис. 14.15).
Улучшение обзора из кабины
экипажа
Улучшение обзора из кабины экипажа
всегда являлось одной из главных задач
проектировщиков боевой авиационной тех-
ники. Ниже описаны два оригинальных
подхода к решению этой задачи.
D-VI «Кондор». Этот немецкий истреби-
тель времен первой мировой войны был
обычным во всех отношениях, кроме одно-
го. Для улучшения обзора из кабины эки-
пажа вперед и вверх на самолете отсутство-
вала центральная часть верхнего крыла
(рис. 14.16). Такое техническое решение су-
щественно улучшило обзор, но привело к
значительному ухудшению аэродинамики
самолсга (что создатели самолета в то
время, вероятно, недооценили).
В частности, отсутствие центральной
части верхнего крыла приводило к резкому
провалу в эпюре распределения подъемной
силы по размаху (обычно зоне фюзеляжа на
эпюре распределения соответствует макси-
мум). Кроме потери подъемной силы из-за
сходящих концевых вихрей, увеличилось
аэродинамическое сопротивление крыла.
Вне сомнения, этот способ улучшения обзо-
ра из кабины экипажа нс был удачным
проектным решением.
BV 141 фирмы «Блом унд Фосс». В
Германии в 1938 г. был специально спроек-
тирован для обеспечения воздушному наб-
людателю максимального поля зрения
однодвигательный самолет с тянущим вин-
том. Наблюдатель размещался в отдель-
ной гондоле, установленной справа от
фюзеляжа. Для обеспечения удовлетвори-
тельного обзора назад правая консоль
Рис. 14 16. Немецкий самолет D-VI «Кондор». Для улучшения обзора из кабины экипажа вперед
и вверх «вырезана» центральная часть верхнего крыла.
Рис. 14.17. Немецкий самолет времен второй мировой войны BV 141 фирмы «Блом унд Фосс» с
несимметричной компоновкой для обеспечения воздушному наблюдателю максимального
обзора
горизонтального оперения была удалена
(рис. I4.17). В целях балансировки самоле-
та фюзеляж был смещен влево относитель-
но осевой линии крыла.
Этот самолет нельзя признать особенно
удачным. Было построено 13 таких машин.
Часть из них проходила заводские испыта-
ния. а часть в период 1938-1944 гг. исполь-
зовалась военно-воздушными силами Гер-
мании.
БЕСПОДКОСНЫЕ ПОЛИПЛАНЫ
Когда монопланная схема стала вхо-
дить в моду, многие авиационные конструк-
торы решили, что они смогут сделать чи-
стыми (в аэродинамическом смысле) тради-
ционные бипланы, исключив из конструк-
ции вызывающие значительное сопротив-
ление подкосы и расчалки. В теории все
было прекрасно, на практике все оказалось
гораздо сложнее. Выяснилось, что в поли-
планных схемах поток, обтекающий смеж-
ные крылья, приводит к возникновению
значительных по величине нагрузок, кото-
рые отсутствуют при обтекании изолиро-
ванного крыла. Некоторые из самолетов
этого типа, спроектированные по свободно-
несущей схеме, к началу серийного произ-
водства «обрастали» расчалками и подко-
сами. Ниже описаны три наиболее харак-
терных самолета этого типа.
Триплан Фоккера V-3
Построешпдй в 1917 г. опытный самолет
V-3 конструкции Фоккера отличался нали-
чием свободнонесущих крыльев (рис. 14.18).
Крутильная жесткость конструкции обес-
печивалась путем соединения двух распо-
ложенных на малом расстоянии коробча-
тых лонжеронов фанерными листами. Этот
самолет успешно летал, но отсутствие под-
косов создавало психологические пробле-
мы для летчиков. Для преодоления этих
проблем на серийные самолеты (модели
Г-1 и DR-1) были установлены тонкие оди-
ночные подкосы. Эти самолеты сделал зна-
менитыми известный летчик Манфред фон
Рихтгофен. Установка подкосов не привела
к снижению характеристик, а без расчалок
удалось обойтись. Триплан Фоккера совер-
шенствовался и стал одним из самых ма-
невренных истребителей первой мировой
войны.
Рис. 14.18. Триплан Фоккера V-3 (1917 г.) с установленным только на центральных подкосах
свободнонесущим верхним крылом.
J-1 фирмы «Юнкере»
Единственным бесподкосным бипланом,
который строился серийно, стал созданный
в конце 1917 г. немецкий самолет J-l фир-
мы «Юнкере». Суммарный объем произ-
водства этих машин достиг 227 экземпля-
ров. Хотя в конструкции самолета подкосы
все же были, они использовались исключи-
тельно для поддержки центральной секции
крыла и передачи нагрузок от шасси; консо-
ли крыла были выполнены по свободно-
несущей схеме (рис. 14.19).
J-1 стал также первым боевым цельно-
металлическим самолетом. Единственными
неметаллическими элементами конструкции
Рис. 14.19. Цельнометаллические самолеты со свободнонесущими крыльями J-1 фирмы «Юн-
кере» (1917 1918 гг.).
были полотняная обшивка хвостовой части
фюзеляжа и вертикального оперения, обте-
катели колес и деревянный воздушный
винт.
Самолет J-1 предназначался главным
образом для ведения воздушного наблюде-
ния с малых высот на переднем крае фронта.
Условия применения самолета обусловили
необходимость его бронирования (в немец-
кой системе обозначений военных самоле-
тов времен второй мировой войны J-бро-
нированный самолет). На данном самолете
бронирование выполнялось как интеграль-
ный элемент конструкции, а не как набор
бронеплит вокруг двигателя и кабины эки-
пажа.
Основные данные: силовая установка
двигатель «Бенц BZ JV» мощностью 200 л.с.
(147 кВт); размах крыла 16 м; площадь
крыла 49,5 м2; взлетная масса 2171 кг; мак-
симальная скорость 156 км/ч.
«Кристмас Буллет»
Одним из новых американских самоле-
тов конца 1918 г. стал бесподкосный полу-
тораплан «Кристмас Буллет». Ожидалось,
что он будет достигать высоких скоростей
полета, используя двигатель мощностью
200 л.с. (147 кВт). Верхнее крыло самолета
имело средства управления кривизной про-
филя, углами установки и поперечного V.
Лонжероны центральной секции изготавли-
вались из пружинной стали, поэтому при
стоянке на земле крылья самолета (в райо-
не законцовок) опускались вниз на 0,46 м, а
в полете поднимались вверх примерно на
такую же величину (рис. 14.20). В первых
же полетах два самолета «Кристмас Бул-
лет» потерпели катастрофу. После этого
дальнейшие работы были прекращены.
По-видимому, крылья этого самолета про-
сто нс обладали необходимой жесткостью
на кручение.
СПЕЦИАЛЬНЫЕ МОРСКИЕ
САМОЛЕТЫ
Морским самолетам всегда были свой-
ственны специфические проблемы, в част-
ности увеличение аэродинамического со-
противления из-за наличия поплавков. На
некоторых летающих лодках удалось до-
биться снижения аэродинамического сопро-
тивления за счет уборки поддерживающих
крыльевых поплавков, но в целом пробле-
ма оставалась. В данном разделе описаны
некоторые попытки решить эту проблему, а
также несколько нетрадиционных морских
самолетов.
Истребитель с убирающимися
поплавками «Урсимус»
Самолет был спроектирован в 1917 г.
немецким авиационным конструктором
Рис. 14.20. Американский полутораплан «Кристмас Буллет» (1919 г.) с гибкими свободнонесу-
щими крыльями.
Рис. 14.21. Немецкий морской истребитель «Урсимус» (1917 г.) с убирающимися поплавками
для снижения аэродинамического сопротивления.
Оскаром Урсимусом. Одной из основных
проектных задач при разработке этого
самолета было снижение аэродинамическо-
го сопротивления стандартных сдвоенных
поплавков за счет их уборки в полете
(рис. 14.2I, I4.22). В ходе работ еще раз
была подтверждена истина о том, что
любое крупное изменение конструкции вле-
чет за собой целый шлейф изменений. Так
как носовые части поплавков летающих
лодок обычно располагаются впереди воз-
душного винта для обеспечения устойчиво-
сти самолета на воде, уборка поплавков
непосредственно вверх привела бы к по-
вреждению винтов. На описываемом само-
лете воздушный винт был выдвинут вперед
и приводился в движение с помощью удли-
нительного вала, соединенного с двигате-
лем «Бенц» мощностью 150 л.с. (ПО кВт).
RS-IV фирмы «Дорнье»
Эта построенная в 1918 г. летающая
лодка, как и се предшественница 1917 г,-
Рис. 14.22. Немецкий истребитель «Урсимус» (1917 г.) с убранными поплавками.
Рис. 14.23. Самолет «Дорнье RS-IV» (1918 г.), который можно в равной степени считать и
однопоплавковым гидросамолетом, и летающей лодкой.
RS-III,- являлась уникальной по своей ком-
поновке. Самолет можно назвать поплав-
ковым потому, что он имел традиционный
фюзеляж. В то же время его можно назвать
и летающей лодкой из-за тою, что летчик
размещался в плавающей части аппарата
(рис. 14.23). На этих самолетах впервые
были внедрены стабилизирующие поплав-
ки, установленные на корпусе с помощью
коротких подкосов (стабилизирующие по-
плавки использовались вместо обычных
подкрыльсвых поплавков).
Такое техническое решение впоследствии
стало «фирменным» для летающих лодок
«Дорнье» вплоть до конца второй мировой
войны. Оно использовалось на ряде других
известных летающих лодок «Чайна Клин-
нер» фирмы «Мартин» и «модель 314»
фирмы «Боинг».
Характерной особенностью RS-IV и
.RS-I1I является размещение четырех тяну-
щих и толкающих двигателей в двух гондо-
лах между корпусом и расположенным по
схеме «низкоплан» моиопланным крылом.
Оба самолета пережили мировую войну, но
были уничтожены в соответствии с требо-
ваниями Версальского договора.
Рис. 14.24. Британский самолет В-20 «Блэкберн» (1940 г), представляющий собой летающую
лодку с днищем корпуса убирающимся поплавком. Во всех остальных отношениях это поплав
ковый гидросамолет с убирающимися основным и крыльевыми поплавками.
В-20 «Блэкберн»
Построенный в 1940 г. английский само-
лет В-20 «Блэкберн» был результатом по-
пытки создать «сверхчистую» в аэродина-
мическом смысле летающую лодку без не-
обходимости делать корпус большого водо-
измещения или устанавливать двигатели
над крылом для обеспечения требуемого
зазора между воздушными винтами и по-
верхностью воды. Днище корпуса пред-
ставляло собой отдельную конструкцию,
которая могла опускаться на подкосах, пре-
вращая самолет в однопоплавковый гидро-
план (рис. 14.24). Крыльевые поплавки так-
же были убирающимися и в полете превра-
щались в законцовки крыла. Был построен
один экземпляр этого самолета.
231 -VI «Арадо»
Маленькие поплавковые разведыватель-
ные самолеты (различающиеся принципом
складывания) с 1918 г. строились в экспери-
ментальных целях для оценки возможности
размещения на подводных лодках. Ни один •
из этих самолетов, за исключением несколь-
ких японских периода второй мировой вой-
ны, не достиг стадии серийного производ-
ства. Одним из самолетов этого типа, ин-
тересным с точки зрения возможностей
транспортировки на подводной лодке, был
построенный в 1939 г. немецкий самолет
231-VI «Арадо» (рис. I4.25). Для складыва-
ния консолей крыла в направлении назад
центральная секция крыла была выполнена
на направляющих, которые позволяли при
складывании правой консоли заходить под
левую. После этого самолет размещался в
водонепроницаемом контейнере на палубе
подводной лодки (рис. 14.26). Был построен
только один опытный экземпляр этого са-
молета.
XF2Y-1 «Си Дарт» фирмы
«Конвэр»
Разработанный в I954 г. фирмой «Кон-
вэр» самолет XF2Y-1 в воздухе выглядит
как обычный реактивный истребитель с
треугольным крылом. Какие-либо внешние
признаки наличия поплавков или лодки-
корпуса отсутствовали, что не позволяло
идентифицировать самолет как гидроплан.
Необходимости в таких элементах кон-
струкции нс было, поскольку плавучесть
обеспечивалась водонепроницаемой конст-
рукцией крыла и фюзеляжа. Находясь на
Рис. 14 25. Небольшой поплавковый разведывательный самолет 231 -VI «Арадо», спроектирован-
ный в расчете на размещение на немецких подводных лодках.
Рис. 14.26. 231-VI «Арадо» в сложенном состоянии. Имеет наклонную центральную секцию и
малый габаритный диаметр в сложенном состоянии.
плаву, самолет напоминал истребитель с
треугольным крылом, который просто упал
в морс и вот-вот затонет.
Такое инженерное решение позволяло
свести к минимуму аэродинамическое со-
противление, характерное для обычной
лодки с V-образным профилем днища и
реданом. Предполагалось, что «Си Дарт»
будет взлетать и садиться на широкие уби-
рающиеся водные лыжи (рис. 14.27).
Как обычный истребитель XF2Y-1 имел
достаточно высокие характеристики. Было
построено пять опытных и эксперименталь-
ных самолетов такого типа. Серией само-
лет не выпускался.
МИКРОСАМОЛЕТЫ
В авиации существуют не только самые
скоростные самолеты, но также самые
Рис. 14 27. Истребитель XF2Y-1 фирмы «Конвэр» с треугольным крылом и парой убирающихся
водных лыж.
большие и самые маленькие. Постройка
крупного самолета обычно связана с боль-
шим объемом работ, что может потребо-
вать многих лет и больших средств. По-
стройка же маленьких самолетов является
делом, в котором на успех при минималь-
ных финансовых затратах может рассчиты-
вать любой энтузиаст.
Термин «самый маленький», однако,
можно интерпретировать по-разному. Са-
молет может быть самым маленьким по
размаху крыла, а также по массе или по
мощности двигателя. В данном разделе
описано два самолета, претендующих на
титул «самого маленького».
«Ви Би» К. Коварда
Спроектированный в 1948 г. профес-
сиональным авиационным инженером Ке-
Рис. 14.28 Миниатюрный цельнометаллический самолет «Ви Би» К. Коварда. Летчик не может
сесть в него и размещается сверху в положении лежа.
ном Ковардом «Ви Би» в то время был
объявлен «самым маленьким самолетом в
мире» и по ряду параметров действительно
являлся лаковым. Имея традиционные про-
порции, этот цельнометаллический самолет
был настолько мал по размерам, что летчик
нс мог сесть в него-он размещался сверху
в положении лежа (рис. 14.28). Размах кры-
ла составлял 5,49 м, а масса пустого са-
молета 95 кг. Размеры и необычное по-
ложение летчика обеспечили «Ви Би» успех
на различных авиационных выставках и
показах.
Двухцилиндровый двигатель мощностью
20 л.с. (14,7 кВт) был аналогичен исполь-
зуемым на беспилотных мишенях. Лишь
через 25 лез путем установки двухцилин-
дровых двигателей еще меньших размеров
на дельтапланы удалось создать ультра-
легкие самолеты, имеющие массу пустого
аппарата столь малую, что получить такие
летательные аппараты масштабированием
из традиционных конструкций не представ-
ляется возможным.
«Скай Бэби» Р. Ститса
Одним из несомненных претендентов на
звание «самого маленького самолета в
мире» является «Скай Бэби» (рис. 14.29).
Построенный Реем Ститсом из Риверсайда
(шт. Калифорния) в 1951 1952 гг., этот
самолет имел обычный фюзеляж фермен-
ной конструкции, сваренный из стальных
труб, деревянные крылья и оперение с по-
лотняной обшивкой. Силовая установка со-
стояла из двигателя С-85 мощностью 85 л.с.
(62,5 кВт) фирмы «Континенталь». Летчик
размещался в обычной кабине. Крылья са-
молета, выполненные но бипланной схеме,
имели высокую жесткость и были столь
небольшими (размах 2,6 м), что подкосы и
расчалки не применялись; по сути дела,
если бы на обычном месте были установле-
ны подкосы, то летчик просто не смог бы
открыть дверь кабины самолета.
Имея площадь крыла всею лишь 3,3 м2
и взлетную массу 205 кг, «Скай Бэби» был
очень «шустрым» самолетом. Его макси-
мальная скорость составляла 298 км/ч,
крейсерская скорость 266 км/ч, а посадоч-
ная- 129 км/ч.
Рис. 14.29. Самый маленький в мире по величине размаха крыла самолет «Скай Бэби» Р. Ститса
(1951 г.). Рядом стоит конструктор.
ОРИГИНАЛЬНЫЕ
КОНСТРУКТИВНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ
Существует множество, в общем, обыч-
ных самолетов, имеющих те или иные не-
традиционные конструктивные особенности.
Этих самолетов слишком много, чтобы
описать все. Рассмотрим только семь кон-
струкций, представляющих особый интерес.
А-2 «Тяни-Толкай» фирмы
«Спад»
К 1916 г. союзники еще нс разработали
синхронизатор для стрельбы через воздуш-
ный винт, что было необходимо для борь-
бы с немецкими истребителями «Фоккер».
Пытаясь создать истребил ель, обладающий
способностью ведения огня в переднюю
полусферу, сравнимой с возможностями
неуклюжих самолетов с толкающими вин-
тами (в то время как лучшие летно-техни-
ческие характеристики имели самолеты с
тянущими винтами), французская фирма
«Спад» разместила стрелка в гондоле, за-
крепленной перед воздушным винтом. Во
всех остальных отношениях это был обыч-
ный самолет. Гондола устанавливалась на
подкосах, выходящих из стоек шасси, и па
двойной балке, соединенной с верхним кры-
лом (рис. 14.30).
Самолет получил прозвище «Тяни-Тол-
кай» и выпускался ограниченной серией.
Его карьера закончилась после того, как
союзники разработали синхронизатор и
стали строить знаменитые одноместные ис-
требители «Спад» VII и XIII.
«Бонанза» с V-образным
оперением фирмы «Бич»
Начиная с середины 1960-х гг. многие
авиационные конструкторы использовали
схему с V-образным оперением («бабочка»).
Горизонтальные поверхности стабилиза-
тора отклонялись вверх на угол 30° (или
даже больший), образуя подобие буквы V.
Рули такого оперения выполняют двойную
функцию-управления по тангажу и по
рысканию.
Считается, что такое техническое реше-
ние позволяет снизить массу конструкции и
ее аэродинамическое сопротивление, а в
некоторых случаях повысить эффсктив-
Рис. 14.30. Французский самолет А 2 «Спад» (1916 г.), обладающий способностью вести огонь в
переднюю полусферу, характерной для самолетов с толкающими винтами, и летно-техни-
ческими характеристиками самолетов с тянущими винтами Стрелок размещен в гондоле,
закрепленной перед воздушным винтом.
Рис. 14.31 «Бонанза», модель 35, фирмы «Бич» с характерным V-образным оперением. Создана
в 1947 г. и до сих пор находится в серийном производстве.
ность управления. С другой стороны, лет-
чики. которые летали на самолетах с опере-
нием такого типа, часто отмечают наличие
некоторой путевой неустойчивости (само-
лет «водит»).
Построенные до второй мировой войны
самолеты этой схемы были чисто экспери-
ментальными. Только в 1947 г. появился
первый массовый самолет такого типа-
«Бонанза 35» фирмы «Бич». Впоследствии
появилось несколько дру1их серийных ма-
шин, главным образом во Франции, но
именно V-образное оперение и «Бонанза»
сделали друг друга знаменитыми (рис. 14.31).
Помимо своего оперения (были вариан-
ты и с традиционной схемой). «Бонанза»
имеет еще одну характерную особенность
эта машина находится в серийном произ-
водстве без перерыва с 1947 г. по сегод-
няшний день, т. е. больше, чем любой дру-
гой самолет за все время существования
авиации, и конца этому производству пока
нс видно. Кое-кто может оспаривать это
утверждение па основании того, что знаме-
нитый «Каб» находится в серийном произ-
водстве с 1931 г., но этот самолет строился
двумя разными фирмами (сначала «Тей-
лор», а затем «Пайпер»), имел несколько
обозначений и не выпускался в течение
шести месяцев, когда в 1947 г. фирма «Пай-
пер» была закрыта. Кроме того, фирма
продала авторские права на этот самолет в
1982 г.
F4U «Корсар» с крылом типа
«обратная чайка» фирмы «Воут»
Одним из наиболее эффективных истре-
бителей авиации ВМС США в период вто-
рой мировой войны был F4U «Корсар»,
который часто называли «Птичкой со сло-
манным крылом». Схема крыла была вы-
брана не по аэродинамическим соображе-
ниям, а по ряду конструктивно-компоновоч-
ных причин. На самолете устанавливался
двигатель R-2800 «Дабл Уосп» мощностью
2000 л.с. (1470 кВт) фирмы «Пратт-Уитни»
с большим воздушным винтом. Попутно
конструкторы стремились выполнить тре-
бования ВМС по размещению самолета на
авианосце, что заставило их укорачивать
стойки шасси.
Основные стойки шасси убирались назад
с поворотом колес па 90‘ и размещением их
в нишах около задней кромки крыла. В
случае крыла без излома из-за большого
Рис. 14.32. Знаменитый F4U «Корсар» фирмы «Воут». Хороший пример использования крыла
типа «обратная чайка» для укорочения стоек шасси.
диаметра воздушного винта стойки шасси
пришлось бы сделать слишком длинными,
что не позволяло убирать их назад. По-
этому укорочение шасси при сохранении
необходимого зазора между воздушным
винтом и землей привело к появлению
крыла типа «обратная чайка» (рис. 14.32).
Отрицательная V-образность корневой час-
ти крыла компенсировалась поперечным
углом консолей.
Опытный самолет XF4U-1 выполнил
первый полет 29 мая 1940 г. Эти самоле-
ты находились на вооружении вплоть до
1955 г. (и еще несколько лет в резерве). В
США самолет был единственным довоен-
ным, производство которого продолжалось
и после войны. Последний самолет был
поставлен в декабре 1952 г.
«Экстра Лифт» Дж. Белланка
Американец итальянского происхожде-
ния Джузеппе Белланка спроектировал свой
первый самолет в 1911 г. К 1922 г. он
разработал и построил моноплан с доволь-
но высокими характеристиками, который
отличался рядом особенностей. Во-первых,
профилированные подкосы крыла имели
довольно большую хорду и, действуя как
маленькие крылья, создавали дополнитель-
ную подъемную силу (рис. 14.33). Во-вто-
рых, верхняя часть фюзеляжа имела форму
аэродинамического профиля. По замыслу
конструктора фюзеляж также должен был
создавать дополнительную подъемную
силу.
Несущие подкосы работали довольно
хорошо. Эта идея была впоследствии ис-
пользована в период с 1927 по конец
1930-х гг. па самолетах СН, «Пейсмейкер» и
«Скайрокет», где обычные стальные подко-
сы закрывались профилированными обте-
кателями с большой хордой. Белланка
построил несколько других самолетов (наи-
более известны из них «Аэробус» R-200 и
«Эркрузер» 1931-1935 гг.), у которых под-
косы расходились из точки от силового
узла в районе заднего лонжерона, а прост-
ранство между ними образовывало допол-
нительную несущую поверхность (рис. 14.34).
Аэродинамическая профилировка верх-
ней части фюзеляжа имела скорее реклам-
ный характер. Попробуем проанализиро-
вать этот несущий фюзеляж как обычное
крыло. Если бы он создал заметную подъ-
емную силу, то любое изменение положе-
ния его центра давления влияло бы на
балансировку самолета. Кроме того, удли-
нение несущего фюзеляжа (как крыла) было
значительно меньше единицы, что вело к
увеличению индуктивного сопротивления.
И, наконец, «законцовки» (стенки фюзеля-
жа) были расположены так близко друг к
другу, что вихревое сопротивление свело
бы на нет любой прирост подъемной силы.
Рис. 14.33. Самолет «Экстра Лифт» Белланка (1926 1939 гг.). Широкие профилированные
подкосы крыла создают дополнительную подъемную силу.
Рис. 14.34 На моделях Белланка «Аэробус R-200» и «Эркруэер» подкосы расходились из точки в
районе заднего лонжерона, а пространство между ними образовывало дополнительную несущую
поверхность.
Рис. 14.35. В-47 с выпущенным для снижения посадочной скорости тормозным парашютом на
подходе к взлетно-посадочной полосе.
В-47 фирмы «Боинг» с
тормозным парашютом
Интересный во многих отношениях бом-
бардировщик В-47 имел тормозной пара-
шют. используемый в качестве воздушного
тормоза. Плохая приемистость первых ре-
активных двигателей привела к тому, что
при необходимости ухода на второй круг
самолет типа В-47 не мог резко повысить
обороты двигателей. Для выполнения по-
садки при повышенной тяге двигателей на
подходе к полосе выпускался специальный
тормозной парашют (рис. 14.35). Его раз-
меры были значительно меньше, чем у
обычного тормозного парашюта, который
выпускался после касания земли для со-
кращения пробега. Тем не менее сопротив-
ление этого выпускного устройства было
достаточным для стабилизации посадочной
скорости при повышенной тяге двигателей.
При необходимости ухода на второй круг
летчик отцеплял парашют и несколько уве-
личивал обороты двигателя.
«Бич с отрицательным выносом»
фирмы «Бичкрафт»
Бипланы с отрицательным выносом
крыльев (т.е. самолеты, у которых верхнее
крыло размещалось несколько позади ниж-
него) относительно редки; положительный
вынос крыльев для бипланов представляет-
ся универсальным техническим решением.
Следует отметить, что было построено
очень мало бипланов с нулевым выносом
крыльев.
Уолтер Бич имел две причины приме-
нить отрицательный вынос крыльев на сво-
ем самолете «модель 17», построенном в
1933 г. Расположение нижнего крыла не-
сколько впереди обеспечивало хорошую
конструктивную опору для крепления ос-
новных стоек шасси (которое на ранних
моделях самолета было неубирающимся, а
на последующих убиралось в специальные
ниши). Смещение верхнего крыла назад
обеспечивало летчику максимальный обзор
из четырехместной кабины (рис. 14.36).
Бипланы в то время являлись наиболее
распространенным типом самолетов. Тем
не менее неофициальным прозвищем «Бич
с отрицательным выносом» авиационная
общественность выделила этот самолет из
всех бипланов. Интересной лексической
особенностью является то, что в процессе
употребления из указанного «прозвища»
выпало слово «отрицательный», как имею-
щее негативный характер, и в дальнейшем
самолет назывался просто «Бич с выносом».
«Бич 17» выпускался сразу после окон-
чания второй мировой войны, а в настоя-
щее время является одним из самых по-
пулярных среди любителей «авиационного
антиквариата».
Основные данные (модель DI7S, выпус-
кавшаяся для ВВС и ВМС США под марка-
ми С-43 и GB соответственно): силовая
Рис. 14.36. Самолет «модель 17» фирмы «Бимкрафт» (1933 г.) с отрицательным выносом
верхнего крыла.
установка-двигатель «Уосп Джуниор»
мощностью 450 л.с. (330.7 кВт) фирмы
«Пратт-Уитни»; размах крыла 9,76 м; пло-
щадь крыла 27,5 м2; взлетная масса 1930 кг;
максимальная скорость 306 км/ч.
«Велоплан» Герхарда
Во многих отношениях нетрадицион-
ным самолетом был «Велоплан», построен-
ный Герхардом в начале 1920-х гг. Во-пер-
вых, он не имел традиционной силовой
установки воздушный винт приводился в
движение летчиком посредством педалей и
цепной передачи. Конструктора не смутил
тот факт, что попытки создания летатель-
ного аппарата с таким приводом, пред-
принимавшиеся многими авиаторами с на-
чала века, заканчивались неудачей. Он счи-
тал, что это связано с плохой аэродинами-
кой первых мускулолетов, а ему удастся
решить эти проблемы. Герхард знал, что
крылья большого удлинения имеют низкое
индуктивное сопротивление, однако при
ограниченном размахе крыльев большое
удлинение ведет к уменьшению площади.
Поэтому он увеличил число крыльев до
девяти, начисто забыв о дополнительном
сопротивлении подкосов и расчалок, интер-
ференции соседних крыльев т.е. обо всем,
что ограничило в свое время количество
крыльев на полипланах до трех. Конструк-
ция «Велоплана» характеризуется легко за-
метным на рис. 14.37 низким качеством
исполнения. В процессе рулежки на высо-
кой скорости или. возможно, при попытке
взлета крылья самолета сложились; на этом
эксперимент и закончился. Прошло еще
более полувека до того, как был успешно
осуществлен первый полет летательного
аппарата с мускульным приводом.
Рис. 14 37. Семикрылый «Велоплан» Герхарда с воздушным винтом, приводящимся в движение
летчиком посредством педалей и цепной передачи.
Глава 15
Нетрадиционные применения
авиационной техники
Как только тот или иной самолет заре-
комендовал себя в качестве надежного воен-
ного или гражданского летательного аппа-
рата, у людей появляется стремление при-
способить его для выполнения и других
задач. В некоторых случаях это требует
относительно небольших изменений и не
оказывает существенного влияния на об-
щую схему самолета. В других случаях эти
модификации приводят к значительному
изменению конструкции-вплоть до того,
что самолет становится пригодным только
для выполнения одной специализирован-
ной функции.
Часто модификации носят обратимый
характер, так что относительно легко мож-
но вернуть самолет к исходному варианту.
В некоторых случаях модификация состоит
в простой установке на болтах нового агре-
гата. В других случаях некоторые специа-
лизированные варианты применения стано-
вятся столь обычными, что имеет смысл
создавать новые самолеты специально для
решения этих задач, а не модифицировать
стандартные модели. Наилучший пример
тому-сельскохозяйственные самолеты для
опыления и подкормки растений. Специа-
лизированные самолеты этого назначения,
спроектированные и построенные авиацион-
ными фирмами, появились в середине
1950-х гг., когда стал вырабатываться ре-
сурс дешевых учебно-тренировочных би-
планов из военных запасов второй мировой
войны, которые после войны буквально
заполонили гражданский рынок. Специали-
зированные самолеты обычно хороши толь-
ко для выполнения своей основной задачи.
В некоторых случаях стандартные само-
леты были преобразованы для выполнения
таких задач, которые сделали их «расходуе-
мыми» аппаратами-это радиоуправляемые
самолеты-мишени, управляемые ракеты
или, как это имело место в конце второй
мировой войны, пилотируемые самоубий-
цами (камикадзе) бомбардировщики. И
снова после непродолжительного периода
модификации для этих целей устаревших
серийных самолетов стали создаваться но-
вые летательные аппараты специально для
решения таких задач.
В данной главе рассмотрены некоторые
малоизвестные нетрадиционные схемы при-
менения авиационной техники.
ДОЗАПРАВКА ТОПЛИВОМ В
ПОЛЕТЕ
Дальность полета самолета ограничена
располагаемым на борту запасом топлива,
который может быть увеличен только за
счет массы полезной нагрузки. Возмож-
ность увеличения продолжительности или
дальности полета современного самолета
при наличии значительной полезной нагруз-
ки связана с дозаправкой топливом в
полете.
Танкеры-дозаправщики
Увеличение продолжительности полета
с помощью дозаправки топливом в полете
Рис. 15.1. Дозаправка топливом самолета С-2А ВВС США в процессе полета общей продол-
жительностью 150 ч.
было впервые реализовано ВВС США в
1923 г. Для этой цели использовалась пара
самолетов воздушного наблюдения «Де Хе-
виленд 4В». С танкеров свешивались шлан-
ги дозаправки, которые второй летчик, на-
ходящийся в задней кабине, захватывал и
вставлял в заправочную горловину. С по-
мощью такой схемы применения 27-28
августа 1923 г. был выполнен полет про-
должительностью 37 ч 15 мин. Для выпол-
нения полета потребовалось 15 дозаправок.
В области полетов с дозаправкой топли-
вом в полете не происходило ничего нового
вплоть до января 1929 г., когда ВВС США
установили новый рекорд продолжитель-
ности полета -150ч (рис. 15.1). Этот ре-
корд продержался до 4 июля 1935 г., когда
рекордная продолжительность полета до-
стигла 653 ч. На протяжении некоторого
времени такая схема использовалась авиа-
компанией «Бри гиш флайт рефьюлиш » для
выполнения трансатлантических почтовых
перевозок до второй мировой войны.
В 1948 г. ВВС США применили англий-
скую систему для увеличения дальности
полета 74 бомбардировщиков В-29, полу-
чивших обозначение B-29MR. В качестве
заправщиков использовались 92 переобору-
дованных В-29М. 57 усовершенствованных
самолетов В-50А (ранее В-290) также были
модифицированы для обеспечения дозаправ-
ки топливом в полеге. Один из этих само-
летов в период с 26 февраля по 2 марта
1949 г. выполнил первый беспосадочный
кругосветный перелет (продолжительно-
стью 94 ч).
Описанный метод дозаправки топливом
в полете отличается рядом недостатков,
которые делают его непригодным для при-
менения на боевых самолетах с высокими
характеристиками. Это обусловило разра-
ботку других, более совершенных методов
дозаправки топливом в полете.
«Летающая штанга» фирмы
«Боинг»
В 1950 г. фирма «Боинг» выступила с
предложением усовершенствованной систе-
мы дозаправки. «Летающая штанга» была
установлена на транспортные самолеты
С-97 и устаревшие В-29 (рис. 15.2, 15.3).
Рис. 15.2. Заправщик КВ-29Р и заправляемый топливом с помощью «летающей штанги» фирмы
«Боинг» истребитель F-86A фирмы «Норт Америкен».
Система состояла из телескопической балки
и аэродинамических рулей. Штанга могла
убираться и выдвигаться и обладала значи-
тельной свободой перемещения во всех на-
правлениях. Управление перемещением
штанги осуществлялось оператором, кото-
рый находился на борту заправщика. Голов-
ка топливозаправочной штанги подводится
к приемной воронке заправляемого самоле-
та (им может быть и небольшой истреби-
тель, и тяжелый бомбардировщик). Для
обозначения танкеров-дозаправшиков с
Рис. 15.3. Заправщик КС-97А фирмы «Боинг» и заправляемый с помощью «летающей штанги»
B-50D.
Рис. 15.4. Необычное применение «летающей штанги» разбрызгивание воды для проведения
исследования обледенения на одном из четырех двигателей самолета С-141 фирмы «Локхид».
«летающей штангой» ВВС США исполь-
зуют букву «К»-например, КС-97 для тан-
керов семейства С-97 (КС-97Е, КС-97С и
т.д.) и КВ-29Р для 116 переоборудованных
самолетов В-29. Такая схема дозаправки
была впоследствии перенесена и на реак-
тивные самолеты, в частности, на заправ-
щик фирмы «Боинг» КС-135А, КС-107 (тан-
кер на базе пассажирского самолета DC-10
фирмы «Макдоннел-Дуглас»).
«Летающая штанга» применялась для
дозаправки топливом в полете трех бом-
бардировщиков ВВС США В-52В, которые
в январе 1957 г. выполнили беспосадочный
кругосветный перелет за 45 ч 19 мин вдвое
быстрее, чем самолеты В-50А.
«Летающая штанга» нашла еще одно
необычное применение. Она использовалась
при проведении экспериментов по иссле-
дованию обледенения самолета. Для ис-
Рис 15.5. Дозаправка самолетом A4D-2 фирмы «Дуглас» корпуса морской пехоты США
однотипного самолета с помощью системы «шланг конус».
ключения риска полетов в реальных усло-
виях обледенения, с помощью «летающей
штанги» поливалась водой только часть
экспериментального самолета (рис. 15.4).
Таким образом становилось возможным
исследование обледенения одного из двига-
телей без опасности отказа остальных.
Система дозаправки
«шланг-конус»
Системы на основе «летающей штанги»
не удовлетворяли требованиям морской
авиации США, поэтому ВМС стандартизи-
ровали для себя иную схему-дозаправку
топливом в полете с помощью топливо-
проводящего шланга с конусом. Установ-
ленная на заправляемом самолете прием-
ная штанга подводится к шлангу и соединя-
ется с ним. Ограниченная длина шланга
самолета-дозаправщика и невозможность
управления его положением ведут к тому,
что вся ответственность за правильное
выполнение стыковки и дозаправки ложит-
ся на летчика заправляемого самолета
(рис. 15.5, 15.6).
«ОДНОРАЗОВЫЕ»
ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ
Так как летательные аппараты обычно
проектируются исходя из условий обеспече-
ния прочности конструкции, удобства экс-
плуатации и длительного срока службы,
создание летательного аппарата, предназ-
наченного всего лишь для выполнения
одного полета, может показаться ci ран-
ным. Наиболее характерным примером
специального создания «одноразовых» са-
молетов стали самолеты-камикадзе, при-
мененные японскими ВВС в конце второй
мировой войны. Большинство других «одно-
разовых» летательных аппаратов представ-
ляет собой устаревшую технику, которая
полностью выработала свой ресурс.
Самолеты-мишени
В 1930 г. англичане переоборудовали
несколько двухпоплавковых тренировочных
гидросамолетов в беспилотные радиоуправ-
ляемые самолеты-мишени, получившие на-
звание «Куин Би». Так как эти мишени
являлись гидросамолетами, их было до-
вольно легко посадить с помощью дистан-
ционного управления (в том случае, если
они не уничтожались в воздухе). Запуск
«Куин Би» осуществлялся с помощью ката-
пульты. В 1940 г. ВВС США приступили к
переоборудованию ряда устаревших учебно-
тренировочных самолетов и самолетов воз-
душного наблюдения в беспилотные радио-
управляемые самолеты-мишени. Так как
Рис. 15.6. Заправщик KB-50J фирмы «Боинг», способный заправлять одновременно три само-
лета (слева направо: F-100 фирмы «Норт Америкен», 8-66 фирмы «Дуглас» и F-104 фирмы
«Локхид»).
I
Рис. 15.7. Учебно-тренировочный самолет ВТ-2В фирмы «Дуглас», оборудованный трехопор-
ным шасси с носовым колесом (1944 г.). Использовался в качестве беспилотной радиоуправ-
ляемой мишени.
это были самолеты наземного базирова-
ния, характерная для таких самолетов
сложная посадочная процедура была упро-
щена путем установки трсхопорного шасси
с носовым колесом (рис. I5.7). Такая прак-
тика продолжается и по сей день. В качест-
ве мишеней используются устаревшие реак-
тивные самолеты.
В начале второй мировой войны некото-
рые самолеты строились как специализиро-
ванные мишени. Первым таким самолетом,
который выпускался массовой серией, ста-
ла модификация легкого самолета «Калвер
Кадет» (рис. 15.8). Основным изменением,
если не считать оборудования радиоуправ-
ления, стала установка грехопорного шасси
с носовым колесом. В ВВС СШЛ этот
самолет получил обозначение PQ-8. За са-
молетом следовала специализированная
мишень PQ-14 (рис. 15.9). Благодаря стан-
дартной закрытой кабине PQ-14 выглядел
как обычный самолет. Стандартная кабина
с органами управления использовалась
только для проведения испытаний или при
перегонке самолета (когда самолет пилоти-
ровал летчик). Всего было построено 2571
экземпляров PQ-14, 1201 из которых пере-
даны ВМС под обозначением TD2C-1.
Лишь несколько самолетов PQ-I4 пере-
жили войну, после чего они были переобо-
рудованы в легкие одноместные спортив-
ные самолеты.
Рис. 15.8. Легкий самолет «Калвер Кадет», оборудованный трехопорным шасси с носовым
колесом (1941 г.). Использовался в качестве беспилотной радиоуправляемой мишени.
Рис. 15.9. Спроектированный как радиоуправляемая мишень самолет PQ-14 фирмы «Калвер».
Оснащался стандартной кабиной с органами управления, которая использовалась для проведе-
ния испытаний или при перегонке самолета.
«Одноразовые»
бомбардировщики
Идея применения беспилотных радио-
управляемых самолетов нашла широкое
применение. Во время второй мировой вой-
ны эксперименты в этом направлении про-
водили все воюющие страны правда, с до-
вольно скромными результатами. На этом
пути дальше всех пошли японцы, создав
«одноразовые» бомбардировщики, наведе-
ние которых на цель осуществлял летчик-
смертник.
Радиоуправляемые бомбар.хировщики. Во
время второй мировой войны некоторые
особо важные цели на территории Герма-
нии были столь надежно защищены проч-
ными железобетонными укрытиями, что
единственным способом их уничтожения
представлялось поражение полной бомбо-
вой нагрузкой тяжелого бомбардировщика,
причем гребовалось точное попадание. Так
как сделать это с высоты около 6 км при
использовании обычного оптического при-
цела практически невозможно, союзники
Рис. 15.10 Самолет В-17 фирмы «Боинг», верхняя часть фюзеляжа и кабины которого срезаны
для облегчения покидания самолета экипажем после установки летающей бомбы BQ-7 на
боевой курс.
пошли по другому пути. Идея состояла в
том, чтобы вместо поражения цели бомба-
ми свободного падения направить в цель
сам бомбардировщик, полностью начинен-
ный взрывчатыми веществами. Таким об-
разом, самолет превращался в крылатую
управляемую авиабомбу.
Перегруженный бомбардировщик - либо
В-17 фирмы «Боинг» (переименованный в
BQ-7), либо B-24/PB4Y фирмы «Конвэр»
(переименованный в BQ-8J-взлетал, имея
на борту экипаж из двух человек, которые
ставили самолет на курс и покидали его с
парашютами. Дальнейшее сопровожде-
ние бомбардировщика осуществлялось с
летевшего рядом самолета управления
(рис. 15.10). Распознавание цели и перевод
самолета в пикирование выполнялись ви-
зуально с помощью установленной на бом-
бардировщике телекамеры. Лишь несколь-
ко таких воздушных налетов на цели в
Германии в ходе второй мировой войны
оказались успешными. Аналогичные опера-
ции проводились американцами в Корее (в
этом случае использовались истребители
F6F «Хелкэт» фирмы «Грумман»).
Бомбардировщики, наводимые летчиками.
В 1944 г. в Германии были разработаны
беспилотные бомбардировщики. Принци-
пы, положенные в основу создания этих
машин, отличались от тех, которыми руко-
водствовались конструкторы Англии и
США. По внешнему облику немецкая сис-
тема, получившая название «Мистель»,
казалась возрождением старой схемы, при
которой большой самолет несет на себе
маленький. На деле все было как раз на-
оборот. 11ебольшой самолет-истребитель
(Me-109 либо FW-I90) устанавливался на
беспилотный бомбардировщик Ju-88, пол-
ностью начиненный взрывчатыми вещест-
вами. Органы управления истребителя сое-
динялись с управлением бомбардировщи-
ка. Полетом этой системы управлял летчик
истребителя (рис. 15.11).
После визуального обнаружения цели
при полете на относительно малой высоте
летчик направлял оба самолета в цель,
фиксировал органы управления бомбарди-
ровщика и производил отделение истреби-
теля. В том случае, если ему благополучно
удавалось избежать поражения средствами
Рис. 15.11. Пилотируемый истребитель (в данном случае FW-190), укрепленный на спине
беспилотного бомбардировщика Ju88, полностью начиненного взрывчатыми веществами (не-
мецкая система «Мистель»). Летчик направлял оба самолета на цель, фиксировал органы
управления бомбардировщика и осуществлял отделение истребителя.
противовоздушной обороны противника,
он возвращался на базу.
В рамках подготовки массированною
налета на английский флот, который в то
время был заперт в Скапа-Флоу в Шотлан-
дии, фашисты в 1944 г. построили в Дании
60 таких машин. Затянувшаяся непогода не
позволила провести эту операцию. Боль-
шинство самолетов «Мистель» было при-
менено на восточном фронте против на-
ступающих советских войск.
Бомбардировщики-камикадзе. В послед-
них отчаянных попытках спасти положение
японские ВВС организовали специальные
подразделения летчиков-камикадзе для
уничтожения кораблей союзников, атакую-
щих Японские острова. Эти подразделения
получили название «Священный ветер» (ко-
торый, по преданию, уничтожил в 1281 г.
флот наступавших на Я пошло захватчи-
ков). Предполагалось, что камикадзе унич-
тожат флот союзников, направляя свои са-
молеты на приближающиеся к японским
берегам корабли. Перед каждым вылетом
камикадзе проводились пышные прощаль-
ные церемонии.
Сначала для этих целей использовались
устаревшие самолеты, но вскоре выясни-
лось, что они-очень легкая добыча для
противовоздушной обороны кораблей. Это
привело к разработке и постройке специа-
лизированных бомбардировщиков для ка-
микадзе-более скоростных и защищенных
от огня противника самолетов. В частно-
сти, арсеналом ВМС Японии в Йокосуке
была создана одноместная реактивная воз-
душная торпеда, получившая официальное
название «Ока» («Цветок вишни»). Техни-
ческое обозначение самолета MXY-7. Нс
зная официального японского названия это-
го самолета, союзники прозвали его «Бака»
(«дурак»).
«Ока» был большим самолетом и нес в
носовом отсеке 1200 кг взрывчатых ве-
ществ. Твердотопливный ракетный двига-
тель тягой 8 кН размещался в хвостовой
части фюзеляжа, что обеспечивало ско-
рость при вертикальном пикировании более
966 км/ч (для «модели 11»). Был построен
уменьшенный вариант этого самолета - «мо-
дель 22» (масса боевой части 800 кг, тяга
реактивного двигателя 2 кН).
На рис. 15.12 показана специальная
опытная модификация самолета, оснащен-
ная посадочными лыжами и закрылками.
Может показаться бессмысленным изго-
Рис. 15.12. Самолет «Ока» Арсенала ВМС Японии, оснащенный посадочными лыжами и
закрылками. Построен в конце второй мировой войны японцами для летчиков-камикадзе.
товление возвращаемого варианта этого
самолета-самоубийцы, тем нс менее проек-
тировщикам было необходимо собрать
данные но лез no-техническим и пилотаж-
ным характеристикам самолета. Всего было
построено 775 экземпляров «Ока-Il» и 50
«Ока-22».
Применение «Ока» началось 31 марта
1945 г. Этими самолетами удалось пора-
зить несколько кораблей. Следует отметить,
что камикадзе в это время летали и па
других самолетах, переоборудованных из
стандартных. «Ока» должны были тран-
спортироваться в район цели с помощью
модифицированных двухдвигательных бом-
бардировщиков. В этом был главный не-
достаток всей системы - неповоротливые
бомбардировщики становились легкой до-
бычей истребителей противника. Таким об-
разом было потеряно большое количество
самолетов «Ока», многие камикадзе были
вынуждены произвести отделение от само-
лета-носителя слишком далеко от цели для
успешного проведения атаки.
Основные данные («Ока-11»): размах
крыла 5,0 м; взлетная масса 2140 кг; макси-
мальная скорость полета (в 5°-ном пики-
ровании) 860 км/ч.
Ва.349 «Наттер» фирмы «Бахем». Еще
одним вариантом аппарата, наводимого
летчиком истребителя (пусть и не столь
радикальным по подходу, как японский),
стал созданный в 1944-1945 гг. в Германии
самолет Ва.349 «Наттер» (рис. 15.13). Этот
деревянный одноместный самолет оснащал-
ся жидкостным ракетным двигателем
(ЖРД) «Вальтер» тягой 20 кН. Запуск само-
лета осуществлялся с направляющих с по-
мощью сбрасываемых ускорителей. Из-за
ограниченного радиуса действия (время ра-
боты силовой установки составляло всего
лишь 4 мин 20 с) пусковые установки для
этих самолетов приходилось располагать
непосредственно под воздушными коридо-
рами, по которым следовали бомбардиров-
щики союзников.
На высоте летчик располагал временем
для выполнения лишь одной атаки на бом-
бардировщики противника с помощью
стреляющих вперед 24 неуправляемых ра-
кет калибра 73 мм. Кроме того, он мог
выполнить таран и покинуть самолет на
парашюте. В любом случае он должен был
воспользоваться парашютом, гак как само-
лет не имел посадочных устройств (в том
числе шасси). Для исключения трудностей,
связанных с покиданием самолета на боль-
шой скорости, кабина вместе с летчиком
отделялась от самолета. Затем с помощью
дополнительного парашюта осуществля-
лось торможение кабинного отсека, после
чего летчик мог покинуть самолет обычным
способом.
Было построено около 36 самолетов
«Наттер», большая часть которых была
потеряна в ходе испытаний. В апреле 1945 г.
в районе Штутгарта было построено не-
Рис. 15.13. Перехватчик «Наттер» фирмы «Бахем» отчаянная попытка немцев изменить ход
второй мировой войны.
Рис. 15.14. Тяжелый вертолет «Вертол 107», буксирующий платформу на воздушной подушке по
неровному льду, который она не в состоянии преодолеть самостоятельно. Отметим отрицатель-
ный угол тангажа вертолета-буксировщика.
сколько пусковых площадок для этих само-
летов. Однако танки войск союзников по-
дошли к ним столь близко, что немцы,
опасаясь, что самолеты будут захвачены,
уничтожили их, так и не применив ни разу
против бомбардировщиков союзников.
Основные данные, размах крыла 4,0 м;
площадь крыла 4,7 м2; взлетная масса
1769 кг; время набора высоты 11500 м-
1 мин; максимальная скорость горизонталь-
ного полета на высоте 5000 м (оценка)-
998 км/ч.
ДРУГИЕ ПРИМЕНЕНИЯ
Необычное применение авиационной
техники настолько многогранно, что охва-
тить все варианты в рамках одной главы
просто невозможно. Тем не менее, рассмот-
рим некоторые примеры, которые пред-
ставляют определенный интерес. Описан-
ные ниже варианты применения довольно
широко распространены, но в то же время
мало знакомы широкой публике.
Буксировка вертолетами
Вертолеты, как известно, широко ис-
пользуются для подъема и транспортиров-
ки различных грузов в труднодоступные
места. О буксировке вертолетами известно
меньше. В то же время вертолеты очень
эффективны и при буксировке. Например, с
помощью вертолетов успешно букси-
руются морские буровые установки, плаву-
чие средства различного типа, а также
крупные аппараты на воздушной подушке
(рис. 15.14).
Противопожарные
«бомбардировщики»
Одной из специальных модификаций
обычного самолета, которую публика весь-
ма редко видит в действии, является так
называемый противопожарный «бомбарди-
ровщик». Применение этих самолетов в
определенном смысле напоминает приме-
нение сельскохозяйственных самолетов.
Самолеты обоих типов несут на борту зна-
чительные объемы расходуемых жидкостей.
Начало практики применения самолетов
для тушения лесных пожаров путем сброса
баков с водным раствором борной кислоты
относится к первым годам после первой
мировой войны. Сначала для выполнения
этих задач использовались военные много-
моторные бомбардировщики или одномо-
торные торпедоносцы (рис. 15.15), у кото-
рых существующий бомбоотсек легко пере-
оборудовался для размещения противо-
пожарных баков. Жидкость размещалась в
нескольких баках для уменьшения влияния
раскачки (плескания) и для обеспечения се-
лективного сброса нагрузки через быстро-
действующие люки. После выработки ре-
сурса военных бомбардировщиков для вы-
полнения этих задач стали использоваться
списанные четырехдвигательные авиалайне-
ры типа DC-6 фирмы «Дуглас». На этих
самолетах жидкость размещалась в длин-
ном подфюзеляжном баке.
САМОЛЕТЫ,
ПЕРЕОБОРУДОВАННЫЕ В
ПЛАНЕРЫ
Когда ВВС США стали проявлять инте-
рес к планеру военного назначения (после
успеха немцев в этой области в 1940 г.),
были заказаны многочисленные модифика-
ции существующих гражданских планеров
и заключены контракты на разработку но-
вых тренировочных планеров (серия TG).
Последние вскоре показали себя непригод-
ными для выполнения поставленных задач,
так как они обладали слишком хорошими
характеристиками, существенно превышаю-
щими данные неуклюжих транспортных
планеров, на которых летчикам предстояло
летать после тренировки. В результате был
создан новый класс учебных планеров с
пониженными характеристиками.
TG-5, 6, 8
Эти планеры создавались на базе стан-
дартных легких самолетов, имевших двига-
тели мощностью 65 л.с. (рис. 15.16), в част-
ности «Аэронка Дефендер» (L-3), тандем-
ного самолета «Тейлоркрафт» (L-2) и «Пай-
пер J-3 Каб» (L-4). Двигатели с самолетов
снимались, а в модифицированной носовой
части, непосредственно перед противо-
Рис. 15.15. Самолет ТВМ, распиливающий водяной раствор борной кислоты для тушения
лесного пожара.
пожарной перегородкой двшательного от-
сека, размещалось место для третьего чле-
на экипажа (рис. 15.17). Отсутствие воздуш-
ного винта позволило укоротить шасси.
Новые планеры получили обозначения со-
ответственно TG-5, 6 и 8.
Большинство этих планеров пережили
войну, но ни один из них не нашел широко-
го применения в послевоенное время. Шире
применялись планеры серии TG ранних
выпусков, имевшие более высокие характе-
ристики. Следует отметить, что планеры
этих типов допускали легкую обратную
модификацию в самолеты путем установки
двигателей, замены шасси и демонтажа
специальных планерных спойлеров на кры-
льях.
Основные данные TG-5: размах крыла
10,7 м; площадь крыла 15,7 м2; взлетная
масса 571,5 кг; скорость планирования
88,5 км/ч; максимальная скорость букси-
ровки 207 км/ч.
Рис. 15.16 Американский легкий гражданский самолет L-3 «Аэронка Дефендер», переоборудо-
ванный в самолет воздушного наблюдения.
XCG-17 фирмы «Дуглас»
Одним из недостатков тяжелых транс-
портных и десантных планеров была их
малая скорость буксировки, что вызывало
проблемы с перегревом двигателей самоле-
тов-буксировщиков. Вместо проектирова-
ния нового более скоростного планера ВВС
США приняли решение модифицировать
транспортный самолет С-47 фирмы «Дуг-
лас» (военный вариант знаменитого лай-
нера DC-3) в планер XCG (рис. 15.I8).
Двигатели были демонтированы, но мо-
тогондолы остались для обеспечения воз-
можности обратного переоборудования.
XCG-17 обладал требуемой скоростью бук-
сировки (из-за чистоты аэродинамических
обводов) и минимальным углом планирова-
Рис. 15.17. Самолет L-3 «Аэронка» после модификации в военный планер TG-5 путем снятия
двигателей и размещения дополнительного третьего члена экипажа.
Рис. 15.18. Стандартный самолет С-47 фирмы «Дуглас» (военный вариант DC-3) после модифи-
кации в транспортный планер XCG-17.
пня среди всех американских транспортных
планеров того времени. Однако война шла
уже давно, в распоряжении ВВС имелись
тысячи планеров типа CG-4A «Вако», по-
этому программа модификации С-17 в
XCG-17 не была санкционирована военны-
ми. Единственный образец планера был
переделан обратно в самолет С-47 и после
войны продан на гражданском рынке.
Основные данные (XCG-17): размах кры-
ла 29 м; площадь крыла 92.1 м2; взлетная
масса 11 790 кг; максимальная скорость
буксировки 410,5 км/ч.
ПЛАНЕРЫ,
ПЕРЕОБОРУДОВАННЫЕ В
САМОЛЕТЫ
Наряду с переоборудованием самолетов
в планеры нередко выполнялась и обратная
операция. Некоторые из этих модификаций
носили временный характер, например, на
некоторые планеры устанавливались двига-
тели для перегона.
Планеры с самостоятельным взлетом
представляют собой отдельный класс лета-
тельных аппаратов. Двигатели этих плане-
ров являются штатным агрегатом, хотя
сам летательный аппарат по схеме при-
менения представляет собой планер и имеет
высокие характеристики безмоторного по-
лета.
В других случаях в процессе проекти-
рования планера принималось решение об
установке двигателя, чем обеспечивались
высокие характеристики, позволяющие вес-
ти речь о серийном производстве соответ-
ствующего самолета. Ниже рассмотрены
три таких летательных аппарата.
XPG-1 фирмы «Нортвестерн»
После окончания второй мировой вой-
ны возникла проблема возвращения в США
тысяч десантных планеров типа CG-4A
«Вако». Одна из идей заключалась в уста-
новке на каждый планер двух небольших
двигателей, после чего предполагалось пере-
гонять эти аппараты в места сосредоточе-
ния (рис. I5.I9). В качестве альтернатив-
ного варианта рассматривалась установка
двигателей на часть планеров, которые бук-
сировались в зону приземления, осуществ-
ляли посадку в наиболее подходящем месте,
а затем, после переоборудования, выпол-
няли автономный взлет. Предполагалось,
что они смогут выполнять задание само-
стоятельно в качестве малоскоростных са-
молетов.
На планеры CG-4A и CG-15A (версия
CG-4A с усовершенствованным крылом и
существенно повышенной скоростью букси-
ровки) устанавливались двигатели различ-
ных типов. Некоторые из этих модифика-
ций отличались простотой переоборудова-
ния из планера в самолет и обратно. В
частности, это относится к варианту CG-4A
фирмы «Нортвестерн» с двумя двигателями
0-300-5 мощностью 175 л.с. (128,6 кВт)
фирмы «Франклин». Этот летательный ан-
Рис. 15.19. Десантный планер ВВС США типа CG 4А «Вако» модификация фирмы «Нортвес-
терн»
парат получил обозначение XPG-1 (экспе-
риментальный планер с силовой установ-
кой). Другая модификация CG-4A была
создана фирмой «Риджфилд» (одной из
шестнадцати американских фирм, выпускаю-
щих по лицензии планер CG-4A). Летатель-
ный аппарат оснащался двумя двигателями
«Рейнджер» мощностью 200 л.с. (147 кВт),
размещенными в подкрыльевых гондолах,
и получил обозначение XPG-2. Фирма
«Вако» создала на базе планера CG-15A
мотопланер XPG-3 с двумя двигателями
«Джекобс» R-755-9 мощностью 245 л.с.
(180 кВт), установленными в плоскости хорд
крыла, аналогично тому, как это делалось
на бомбардировщиках и гранспорлных са-
молетах того времени. Самолеты XPG-2 и
XPG-3 имели силовую установку, не до-
пускавшую их обратного переоборудования
в планеры.
Из идеи быстросъемных двигателей ни-
чего не вышло, но работы по оборудова-
нию планеров двигателями получили даль-
нейшее развитие. После войны двигатели
повышенной мощности стали устанавли-
ваться на более скоростные планеры. Взлет-
ные характеристики CG-4A с двигателями
мощностью 175 200 л.с. были очень плохи-
ми даже с использованием ускорителей.
Основные данные XPG-1: размах крыла
25,5 м; площадь крыла 79,2 м2; взлетная
масса 3400 кг; скорость полета при рабо-
тающих двигателях 129 км/ч.
Серия С-123 фирмы «Чейз»
В представлении большинства непосвя-
щенных реактивные двигатели ассоцииру-
ются с высокоскоростными самолетами, а
планеры - с минимальными скоростями.
Тем не менее, первый реактивный транс-
портный самолет в США представляет со-
бой переоборудованный планер.
Фирма «Чейз эркрафт» из г. Трентон
(шт. Нью-Джерси) построила два 62-мест-
ных цельнометаллических десантных плане-
ра G-20. Эти планеры современной по тем
временам конструкции с чистыми аэро-
динамическими обводами и убирающимся
шасси напоминали большие транспортные
самолеты. Когда в конце 1940-х гг. ВВС
США решили прекратить использование пла-
неров, фирма «Чейз» переоборудовала оба
G-20 в самолеты. Первый из них в 1949 г.
был оснащен двигателями R-2000-CB15
мощностью 1900 л.с. (1400 кВт) фирмы
«Пратт-Уитни». Этот самолет получил обо-
значение ХС-123 (рис. 15.20).
Самолет получился удачным. ВВС вы-
разили желание закупить крупную партию
таких самолетов, но небольшая фирма
«Чейз» не обладала достаточными произ-
Рис. 15.20. Первый из двух планеров G-20 фирмы «Чейз», оснащенный поршневыми двига-
телями.
водственными мощностями. Лицензия на
производство XC-I23 была передана фирме
«Фэрчайлд». Было построено более трехсот
машин этою тина с двигателями широкого
диапазона мощностей: от 2300 л.с. (С-123В)
до 2К5О л.с. (С-123К).
Второй планер G-20 был оснащен че-
тырьмя турбореактивными двигателями
J-47 фирмы «Дженерал электрик» тягой
23,5 кН каждый. Двигатели устанавлива-
лись попарно на подкрыльевых пилонах в
мотогондолах бомбардировщика В-47 фир-
мы «Боинг». Построенный в 1951 г. самолет
получил обозначение ХС-123А (рис. 15.21).
Характеристики этого самолета оказались
невысокими, и работы по нему были прек-
ращены.
Основные данные С-123В: силовая уста-
новка два двигателя R-2000-99W мощно-
стью 2300 л.с. (1690 кВт) фирмы «Пратт-
Уитни»; прочие характеристики аналогич-
ны данным XC-I23A. за исключением взлет-
ной массы (27 200 кг) и максимальной ско-
рости (394 км/ч). Дальность полета состав-
ляла 2370 км.
VJ-23E «Волмер»
Сегодняшний бум ультралегких лета-
тельных аппаратов (УЛА) начался в сере-
дине 1970-х гг., когда некоторые авиакон-
структоры и летчики стали устанавливать
маленькие двухцилиндровые двигатели на
хорошо зарекомендовавшие себя балансир-
ные планеры. Первые УЛА оказались не
очень эффективными, так как скорость вра-
щения воздушного винта у них была до-
Рис. 15.21. Второй планер G-20. оснащенный четырьмя турбореактивными двигателями (первый
американский реактивный транспортный самолет ХС-123А).
Рис. 15.22. VJ-25 «Волмер» планер с установленным над крылом двухцилиндровым двигате-
лем мощностью 12 л.с. (8.8 кВт).
вольно высокой, диаметр-малым, а место-
положение-нередко далеким от оптималь-
ного. Двигатели па первых УЛА использо-
вались, в основном, для обеспечения взлета
или перегонки аппарата на небольшие
дальности в поисках подходящей для пла-
нирования местности. VJ-23E «Волмср»
(буква «Е» означает дополнительную уста-
новку двигателя на стандартный планер с
жестким крылом VJ-23 «Волмер» 1971 г.)
является характерным примером такой
модификации (рис. 15.22).
Успех установки маленьких двухцилин-
дровых двигателей на первые УЛА про-
будил интерес в авиационных кругах к
такого рода модификациям. Многие плане-
ристы хотели выполнять местные переле-
ты, причем с минимальными затратами
средств и без обычных ограничений, нала-
гаемых воздушным движением. Именно
стараниями этих энтузиастов и было поло-
жено начало новому этапу в развитии УЛА.
Вскоре был достигнут существенный
прогресс в области силовых установок для
УЛА-вместо моторов от бензопил и кар-
тингов стали применяться модифицирован-
ные двигатели мотосаней мощностью 20-
30 л.с. На УЛА стали устанавливаться бо-
лее совершенные воздушные винты боль-
шего диаметра с меньшей скоростью вра-
щения за счет применения понижающих
передач (цепного, ременного или других
типов). Многие хорошо зарекомендовав-
шие себя планеры с размещением летчика
на системе подвесных ремней были быстро
переоборудованы, получив некое подобие
фюзеляжа, двигатель и шасси. Другие ма-
шины этого класса с самого начала раз-
рабатывались как УЛА, хотя многое в них
напоминает планеры с подвесной системой.
Основные данные VJ-23E: силовая уста-
новка двигатель Мс.101 мощностью 12 л.с.
(8,8 кВт) фирмы «Маккалаф»; размах кры-
ла 9,94 м; длина аппарата 5,3 м; площадь
крыла 16,6 м2; взлетная масса 142,2 кг;
максимальная скорость 48,3 км/ч.
САМОЛЕТЫ ВОЗДУШНОГО
СТАРТА
В отличие от тяжелых самолетов-носи-
телей других летательных аппаратов (кото-
рые описаны в гл. 13), существует ряд
самолетов, которые не только стартуют с
летательных аппаратов-носителей, но и
возвращаются после выполнения задания
на носитель.
Самолеты, базирующиеся на
дирижаблях
Такая схема применения эволюциониро-
вала довольно медленно. В конце первой
мировой войны Германия и Англия исполь-
зовали с борта дирижаблей одноместные
истребители. Истребители стартовали с
Рис. 15.23. Одноместный «Сперри Мессенджер», оснащенный крюком для подцепки к дири-
жаблю (период испытательных полетов 1924 г.).
дирижабля-носителя, но не возвращались
на него после выполнения задания. Авиа-
ция ВМС США в декабре 1918 г. провела
эксперименты по стартам двухместного
учебно-тренировочного самолета с аэроста-
та, но этот самолет также не возвращался
на носитель.
«Сперри Мессенджер». В 1923 г. ВВС
США приступили к проведению войсковых
экспериментов по вылету и возвращению
на носитель небольшого одноместного са-
молета «Сперри Мессенджер» (размах кры-
ла 6,1 м; мощность двигателя 65 л.с.).
3 октября 1924 г. «Сперри Мессенджер»
успешно стартовал с дирижабля ВВС США
ТС-7, а 15 декабря того же года были
проведены испытания по старту и возвра-
щению самолета на дирижабль ТС-3 (рис.
15.23, 15.24). Хотя эта система (новым и
необычным элементом в которой являлся
установленный над носовой частью самоле-
та крюк), продемонстрировала свою ра-
ботоспособность. ВВС США приняли реше-
ние о прекращении работ. ВМС заинтересо-
вались этой идеей и реализовали ее с боль-
шим эффектом.
«Сперроухоук» фирмы «Кертисс». С
1932 г. восемь маленьких самолетов-исгре-
бителей F9C «Сперроухоук» фирмы «Кер-
тисс» были приписаны к дирижаблям ВМС
США «Акрон» и «Мекон». Четыре истреби-
теля поднимались с помощью трапеции на
борт дирижабля и размещались в специаль-
ном отсеке-ангаре; пятый находился на
внешней подвеске (рис. 15.25). Так как это
были самолеты-истребители, обычно счита-
ется, что их главной задачей являлась за-
щита дирижабля. Однако это не так: они
применялись для ведения воздушной раз-
ведки в целях расширения зоны патрулиро-
вания дирижабля. Просто из-за жестких
габаритных ограничений на борту дири-
жабля использовались самые маленькие са-
молеты.
12 февраля 1935 г. во время катастрофы
дирижабля «Мекон» четыре находившихся
на его борту «Сперроухоука» были потеря-
ны. Единственный уцелевший экземпляр
Рис. 15.24. «Сперри Мессенджер», подцепленный к дирижаблю ТС-7 ВВС США.
Рис. 15.25. Самолет ВМС США F9C-2 «Сперроухоук» фирмы «Кертисс», подвешенный под
трапецией дирижабля «Мекон» (1933 г.)
находится в Музее авиации и космонавтики
США.
Самолеты, базирующиеся на
самолетах-носителях
ХР-85 «Гоблин». В 1946 г., после по-
ступления на вооружение тяжелых шссти-
моторных бомбардировщиков В-36 фирмы
«Конвэр», идея использования оборони-
тельных истребителей воздушного старта
получила поддержку ВВС США. Фирма
«Макдоннел» заключила контракт на по-
стройку двух истребителей такого класса.
Эти странного вида реактивные монопла-
ны со стреловидным крылом малого раз-
маха (4,6 м) на протяжении большей части
полета находились в бомбоотсеке носителя
(рис. 15.26).
«Гоблины» успешно летали, но не с
В-36, а со специально модифицированного
В-29 фирмы «Боинг» (рис. 15.27). Появле-
ние новых реактивных бомбардировщиков
и систем дозаправки истребителей в воз-
духе привело к тому, что идея носимых
оборонительных истребителей потеряла
смысл. Оба ХР-85 сохранились, один из
них в музее ВВС США в Дейтоне (шт.
Огайо), а второй в музее стратегического
авиационного командования ВВС США на
авиабазе Оффут (шт. Небраска).
RF-84F системы «Фикон». Идея носи-
мых оборонительных истребителей для
В-36 не умерла после отказа от использова-
ния ХР-85. Для увеличения радиуса воздуш-
ной разведки дальнего разведчика RB-36 в
насыщенных средствами ПВО районах тер-
ритории противника под самолет подве-
шивался аппарат со стреловидным крылом
RF-84F «Тандсрфлсш» фирмы «Рипаблик».
Эта связка самолетов получила наименова-
ние «Фикон». В отличие от ХР-85, который
не имел шасси и должен был в процессе
взлета и посадки системы находиться в
бомбоотсеке носителя, самолет «Тандер-
флеш» взлетал и садился самостоятельно
(рис. 15.28). После выполнения сцепки с
носителем истребитель подтягивался для
размещения в отсеке. Для облегчения этой
процедуры горизонтальное оперение было
выполнено с большим отрицательным
углом поперечного V, что заметно отлича-
ло 25 самолетов типа RF-84F, модифициро-
ванных для выполнения этой задачи и по-
лучивших обозначение GRF-84F (впослед-
Рис. 15.26. ХР-85 «Гоблин» фирмы «Макдоннел», предназначавшийся в качестве «карманного
истребителя» тяжелых бомбардировщиков ВВС США.
Рис. 15.27. XF-85 перед подцепкой к носителю
В-29 фирмы «Боинг».
ствии RF-84K). Бомбардировщики соответ-
ственно получили обозначения GRB-36D, F,
Ни! Система «Фикон» находилась на
вооружении стратегического авиационного
командования ВВС США примерно в тече-
ние одного года (период 1955-1956 гг.).
Рис. 15.28. Модифицированный RF-84F фирмы «Рипаблик» выполняет подцепку к бомбарди-
ровщику GRB-36 фирмы «Конвэр».
Глава 16
Что бы это значило?
Многие летательные аппараты, иногда
только называемые так, а иногда и дей-
ствительно являющиеся таковыми, трудно
поддаются классификации по общеприня-
тым авиационным стандартам. Некоторые
из них были созданы с использованием
основных законов аэродинамики и действи-
тельно летали-одни лучше, другие хуже;
некоторые являлись плодами необузданно-
го воображения незадачливых изобретате-
лей, считавших, что вся авиация, начиная с
братьев Райт, пошла по неправильному
пути.
В предлагаемой вниманию читателя за-
ключительной главе книги представлено
более-менее хронологически выстроенное
описание некоторых из этих трудно под-
дающихся классификации летательных ап-
паратов. Те из них, которые смогли под-
няться в воздух, можно считать удавшими-
Рис. 16.1. «Гизер Циклоплан».
Рис. 16.2. «Доминго Аэраптер».
ся; у дру> их. по всей видимости, не было
шансов сделать это, кроме как в мечтах
своих создателей.
Созданный примерно в 1909 г. француз-
ский «Гизср Циклоплан» (рис. 16.1) явля-
ется характерным примером в ряду рашшх
попы!ок создания мускулолетов с непод-
вижным крылом. Этот аппарат представля-
ет собой велосипед с трудно поддающейся
описанию аэродинамической надстройкой.
Привод воздушного винта осуществлялся с
помощью цепной передачи, приводимой от
заднего колеса.
Еще одним французским эксперимснтато-
Рис. 16.3. «Ведо Велли». Гибрид «утки» и тандемного крыла.
Рис. 16.4. «Летающая тарелка».
ром примерно в 19 Ю г. был построен двух-
местный «Доминго Аэраптер» (рис. 16.2).
Если нс считать схемы крыла, то этот
аппарат имеет много общего с созданным
через 50 лет УЛ А «Флексуинг» фирмы
«Райан».
Французский аппарат «Всдо Велли»
1911 г. (рис. 16.3) имел набор довольно
традиционных крыльев в необычном со-
четании. Руль направления располагался в
носовой части, а двигатель с толкающим
винтом-за кабиной, что по тем временам
являлось новшеством. Заднее крыло уста-
навливалось на двух тонких пилонах боль-
шой строительной высоты.
На рис. 16.4 показаны элементы аппара-
та, информация о котором весьма скудна.
Американский флаг с 48 звездами свиде-
тельствует о том, что постройка закончи-
лась после 1912 г. Негатив этой фотогра-
фии был получен с несколькими другими
снимками, датируемыми 1915-1916 гг., так
что время создания аппарата можно от-
нести к этому периоду. Интересно отметить,
что форма верхней «несущей поверхности»
весьма напоминает «летающую гарелку».
Показанное на рис. 16.5 чудище с боль-
шим положительным V крыла, «полупро-
ницаемого» для набегающего потока, было
построено в Колорадо в конце 1920-х it.
Шасси и фюзеляж имели довольно тради-
ционную конструкцию, а в качестве двига-
теля использовался восьмидесятисильный
«Лерон», оставшийся после войны.
Созданный в конце 1920-х гт. американ-
ский самолет модель 1А «Макклсри» осна-
щался двигателем ОХ-5 мощностью 90 л.с.
(66 кВт) фирмы «Кертисс» (рис. 16.6). Лет-
чик размещался в обтекаемой гондоле под
крылом, в котором была проделана щель
для воздушного винта. Отметим выступаю-
щие за кромку крыла элероны и разрушен-
Рис. 16.5. Конструкция 1920-х гг. с крыльями, «полупроницаемыми» для набегающего потока.
Рис. 16.6. Модель 1А «Макклери».
Рис. 16.7. Конструкция К. Брукса с движителем типа «гребное колесо».
ную конструкцию планера за одним из них.
По сообщениям прессы, К. Брукс из
Патонвилла (шт. Монтана) более тридцати
лет работал над созданием невообразимого
аппарата с движителем типа «гребное коле-
со», показанным на рис. I6.7. Ферменная
сварная конструкция фюзеляжа по стилю
может быть отнесена к середине 1920-х гт.
Тип движителя вызывает ассоциации с
«Сайклоджайро» (см. гл. 14), однако нали-
чие монтажной рамы перед двигателем
«гребного колеса» позволяет предположить,
что для создания тяги использовался еще
один двигатель-с традиционным воздуш-
ным винтом.
В начале 1930-х гг. братья Эрвин и Лайл
Джой из Портлейна (шт. Орегон) построи-
ли двухдвигательный аппарат, показанный
на рис. 16.8. Он оснащался двумя звездо-
образными двигателями «Сальмсон» мощ-
ностью по 40 л.с. (29,4 кВт). Аэродинами-
ческую схему аппарата можно классифици-
ровать как «обратную дельту» с традицион-
ными органами управления по тангажу, но
поскольку между двигателями имеется до-
полнительная несущая поверхность, то са-
молет можно считать полуторапланом. От-
метим, что кили с рулями направления
имеются как спереди, так и сзади.
Построенный Беном Брауном интерес-
ный летательный аппарат с толкающим
винтом был сфотографирован в 1932 г. в
Канзас-Сити (рис. 16.9, 16.10). По схеме
это - самолет с тандемным крылом, однако
законцовки соединены между собой ана-
логично схеме «сочлененное крыло». А
может быть, это - бесхвостка с большим
вырезом в центральной части крыла? Эле-
роны размещались на законцовках заднего
крыла, а рули высоты-в корневых частях
переднего. Подкосы должны создавать
подъемную силу, как на самолетах Беллан-
ка (см. гл. 14).
Французский аппарат Ра-22 «Пайен»,
относящийся к 1939-1951 гг. (рис. 16.11),
можно считать ранним образцом самолета
с крылом малого удлинения, имеющего
форму, близкую к треугольной, и передним
горизонтальным оперением. Его можно рас-
сматривать также как самолет схемы «тан-
дем» с очень большим задним крылом
либо как самолет классической схемы с
переразмсренным горизонтальным опере-
нием. После оккупации Франции герман-
скими войсками захваченная натурная мо-
дель для продувок в аэродинамической тру-
бе с нанесенными на нее опознавательными
знаками «Люфтваффе» была в 1941 г. от-
Рис. 16.8 Двухдвигательный аппарат Э. и Л. Джой.
правлена в Виллакубле для проведения лет-
ных испытаний. Самолет имел двигатель
мощностью 180 л.с. (132 кВт), размах перед-
него крыла составлял 4,8 м. полная пло-
щадь крыла 9,95 м2, взлетная масса 859 кг.
Максимальная скорость, по сообщениям,
равнялась 389 км/ч.
В 1954 г. в Санта-Ана (шт. Калифорния)
Рис. 16.9. Трудно сказать, является ли построенный Беном Брауном летательный аппарат
самолетом с тандемным крылом...
Рис. 16.10. ...или монопланом-бесхвосткой с большим вырезом в центральной части крыла?
Рис. 16.11. Ра-22 «Пайен».
Рис. 16.12. «Хортен Уинглесс». модель HW-X-26-52, вид сзади.
был построен самолет «Хортен Уинглесс»,
модель HW-X-26-52 (рис. 16.12-16.14). В
действительности он имел крыло («уинг-
лесс»- бескрылый). Консоли крыла были
полуубирающимися; на них располагались
элероны для управления при малых скоро-
стях полета. При создании самолета братья
Хортен использовали значительное коли-
чество агрегатов двухдвигательной «Цес-
сны» Т-50 (крыло, шасси, моторамы и эле-
менты фюзеляжа). Оснащенный двигателя-
ми «Уосп Джуниор» мощностью по 450 л.с.
(331 кВт), «Хортен» выполнил несколько
полетов.
Созданный в 1950-е гг. «Эдванс Джип-О-
Плейн» по схеме близок к биплану с боль-
шим выносом крыла (рис. 16.15, 16.16). Го-
ризонтальное оперение устанавливалось на
балках, а кили с рулями направления были
выполнены в виде концевых шайб и напо-
минали некоторые самолетные конструк-
ции, созданные до первой мировой войны.
Дополнительный киль был установлен над
двигателем.
Ближе всех к «летающей тарелке» подо-
шел «Лврокар» фирмы «Канадиен Авро»,
построенный в 1955 г. по заказу ВВС и
сухопутных сил США (рис. 16.17). Аппарат
Рис. 16.13. «Хортен Уинглесс», модель HW-X-26-52, вид спереди.
Рис. 16.14. «Хортен Уинглесс», вид сбоку.
получил обозначение VZ-9V. Подъемная
сила создавалась тремя реактивными двига-
телями. а после вертикального взлета и
набора высоты поступательное движение
обеспечивалось отклонением вектора тяги.
Проблемы с устойчивостью не позволи-
ли аппарату достичь расчетной скорости
4I9 км/ч. Диаметр аппарата 5,49 м, взлет-
ная масса 2563 кг.
Еще одной «летающей тарелкой», прав-
да, гораздо меньших размеров, является
аппарат, разработанный американским
Рис. 16.15. «Эдванс Джип-0-Плейн».
Рис. 16 16. «Эдванс Джип-0-Плейн», вид сзади
Рис. 16.17. VZ-9V «Аврокар» фирмы «Канадиен Авро».
Рис. 16.18. «Летающая тарелка» П. Моллера.
изобретателем П. Моллером. «Летающая
тарелка» (рис. 16.18) выполнена в виде дис-
ка с применением алюминиевых и компо-
зитных материалов и предназначена для
замены обычных мотоциклов и одномест-
ных спортивных автомобилей. Силовая
установка аппарата состоит из шести пор-
шневых двш а 1 елей мощностью 200 л.с.
(147 кВт) каждый, обеспечивающих враще-
ние восьми вентиляторов, расположенных в
вертикальных каналах. Управление осуще-
ствляется за счет изменения величины и
направления вектора тяги вентиляторов.
Дальнейшего развития этот аппарат не по-
лучил из-за нерешенных вопросов обеспече-
ния безопасности полета.
В конце 1980 г. П. Моллером был разра-
ботан и построен трехместный аппарат вер-
тикального взлета и посадки «Мерлин-300»
(рис. 16.19) нечто вроде летающего авто-
мобиля. Он оборудован шестью двигателя-
ми, обеспечивающими привод семилопаст-
ных вентиляторов, установленных в коль-
цевых каналах (первый двигатель-вентиля-
тор расположен в нижней носовой части
аппарата и на рисунке не виден). Взлет и
посадка осуществляются за счет отклоне-
ния вниз вектора тяги вентиляторов. Кор-
пус «Мерлина» обладает несущими свойст-
вами и при скорости 200 км/ч допускается
отказ любых двух двигателей. Управление
аппаратом осуществляется с помощью че-
тырехканальной цифровой системы управ-
ления, обеспечивающей балансировку и вы-
полнение заданного режима полета. При
невозможности выполнения безопасного по-
лета автоматически выпускается парашют,
обеспечивающий приземление. Запас топ-
лива рассчитан на 1200 км. Расход бензина
на 100 км при скорости полета 480 км/ч
составляет 16 л.
После проведения всесторонних испыта-
ний П. Моллер намерен организовать се-
рийное производство «Мерлин-300».
Рис. 16.19. П Моллер у своего «летающего
автомобиля» «Мерлин-300».
Оглавление
Предисловие к русскому изда-
нию 5
Введение ............................. 6
Глава 1. Самолеты схемы «утка» 8
Ошибочный термин...................... 8
Почему переднее горизонтальное опере-
ние? ................................. 8
Достоинства........................... 9
Недостатки ........................... 9
«Флайер» братьев Райт................ 10
«14-бис» Сантос-Дюмона............... 11
Гидросамолет Фабра................... 12
«Депердюссэн»........................ 13
«Вуазен»............................. 14
«Парусный» планер Р. Платца .... 14
«Энте» фирмы «Фокке-Вульф» .... 15
«Рааб Катценштейн»................... 16
«СВАсендер».......................... 17
SS-4 «Амброзини»..................... 18
Летающая модель CW-24B фирмы «Кер-
тисс» ............................... 19
ХР-55 «Асендер» фирмы «Кертисс» ... 20
Летающие модели Майлза............... 21
J7W «Шинден» фирмы «Кюсю» .... 22
Х-10 фирмы «Норт Америкен» .... 23
«Вигген» фирмы «СААБ»................ 24
Возрождение «утки»................... 25
Новые легкие самолеты-истребители . . 29
Глава 2. Самолеты с крыльями
схемы «тандем»....................... 35
Достоинства.......................... 35
Недостатки........................... 35
«Аэродром» С. Лэнгли................. 36
Тройной «тандем» В. Кресса........... 38
Водный планер Вуазена-Блерио .... 40
«Тандем» Ч. Джонса................. 40
Планер Д. Монтгомери............... 41
«Вуазен»........................... 41
Тандемный биплан «Цезарь»........... 43
Тандем «Кёшлэн»..................... 44
«Эртц W.6 Шунер».................... 44
Пятикрылый «Фоккер»................. 45
«Летающий плавучий дом» Капрони . . 45
Планер Пейре........................ 47
Амфибия У. Стаута................... 48
«Летающая блоха» А. Минье . . , . . 49
«Дуо-Моно» М. Делание............... 51
Тандемный самолет фирмы «Уэстленд» . 52
«Квики»............................. 53
АТТТ фирмы «Бич».................... 54
Глава 3. Самолеты схемы «бес-
хвостка» ........................... 55
Достоинства......................... 55
Недостатки.......................... 55
Пути решения проблем самолетов схемы
«бесхвостка» ....................... 56
Планеры И. Этриха................... 57
«Данн».............................. 58
Планер А. Липпиша................... 59
Самолеты серии «Дельта» А. Липпиша . 61
«Птеродактили» Д. Хилла и фирмы «Уэст-
ленд» .............................. 62
Летающие крылья «Хортен»............ 64
Самолеты Дж. Нортропа серии N . . . 65
ХР-56 фирмы «Нортроп»............... 67
Бомбардировщики конструкции Д. Норт-
ропа ............................... 68
Истребитель F7U «Катлес» фирмы «Воут» 72
Me-163 «Комета» фирмы «Мессершмитт» 72
Легкомоторные самолеты схемы «бесхво-
стка» .............................. 73
Глава 4. Летательные аппараты с
треугольным крылом.................... 78
Достоинства........................... 78
Недостатки............................ 79
Крыло Ф. Рогалло...................... 79
Планер А. Липпиша DM-1................ 80
F-102 «Дельта Деггер» фирмы «Конвэр» . 82
Бомбардировщик В-58 «Хаслер» фирмы
«Конвэр».............................. 85
«Вулкан» фирмы «Авро»................. 85
«Кати 49В» Н. Пайена.................. 86
Самолеты с треугольным крылом фирмы
«Дуглас эркрафт»...................... 87
Любительские самолеты с треугольным
крылом................................ 90
«Конкорд»............................. 91
SR-71 «Блэкберд» фирмы «Локхид» 92
Глава 5. Несущий винт .... 94
Достоинства .......................... 94
Недостатки............................ 95
Автожир: боковая линия развития ... 95
Вертолет на привязи Кармана-Петрочи . 96
Вертолет Г. Берлинера................. 97
Вертолет Г. де Ботезата............... 98
Вертолет Бликера и фирмы «Кертисс» . . 99
Вертолет FW61 «Фокке-Ахгелис» ... 99
Вертолет Сикорского VS-300 .......... 100
«Белл» 47............................ 102
Двухвинтовые вертолеты продольной схе-
мы фирмы «Пясецки/Вертол».............104
Вертолеты с перекрещивающимися винта-
ми фирмы «Каман»..................... 105
Вертолеты Хиллера с реактивным несу-
щим винтом на ПРВД....................108
Летающие скутеры-платформы .... 108
Автожиры Сьервы....................... ПО
Автожиры Бенсена..................... 113
Глава 6. Самолеты с крыльями
другой формы..........................115
Полипланы............................ 115
Стреловидные крылья...................123
Самолеты с крылом изменяемой стрело-
видности ............................ 130
Крылья необычной формы................134
Глава 7. Где установить двига-
тель? ................................143
Воздушная торпеда «Полан-Татен» ... 147
Летающая лодка Кертисса 1912 г. . . . 148
VJ-22 «Волмер»....................... 148
D-4 «Галлоде»........................ 149
Р-39 «Аэрокобра» фирмы «Белл» .... 149
R-VI Цеппелина и Стакена..............151
НР-42 фирмы «Хендли Пейдж» .... 152
«Тэррент Тейбор»...................... 152
R-II Линке и Хофмана.................. 153
«Сальмсон-Муано».......................154
Do-X фирмы «Дорнье»....................155
Do-14 фирмы «Дорнье».................. 155
Do-26 фирмы «Дорнье» ....... 156
МС-72 «Макки-Кастольди»................157
«Олимпик» фирмы «Локхид»...............158
«Юнитвин Старлайнер» фирмы «Локхид» 159
Do-335 «Пфайль» фирмы «Дорнье» ... 159
РА-22 «Трипейсер»......................161
«Капрони-Кампини» № 1..................161
Глава 8. Шасси . ......................163
«Вуазен».............................. 164
«Вуазен» 1914 г...................... 165
В-47 фирмы «Боинг».....................166
«Вайе» Якобса и Швейера................167
Аг234 «Арадо»..........................168
Планеры Швейцера и Франкфорта ... 169
ТА-5 «Дейтон-Райт».....................170
«Супер Каб» с гусеничным шасси ... 171
«В-50» с гусеничным шасси фирмы
«Боинг»............................... 172
РА-11 «Каб» с тандемными колесами . . 172
Аг.232 «Арадо»........................ 173
«Супер Крузер» с пневматиками для тун-
дры .................................. 174
Шасси вертолетов...................... 174
Поплавки гидросамолетов................176
Самолеты-амфибии.......................177
Глава 9. Самолеты двухфюзе-
ляжной схемы...........................180
M.9/K-I фирмы «Фоккер».................180
Трехмоторные бомбардировщики фирмы
«Капрони»............................. 181
«Сименс-Шуккерт» R-III................ 182
«Дубль Вуазен»................ . 183
МВ-4 фирмы «Томас-Морз»............... 183
S-55 «Савойя-Маркетти»................ 184
Р-38 «Лайтнинг» фирмы «Локхид» . . . 185
He.lllZ фирмы «Хейнкель».............. 186
Р-82 «Твин Мустанг» фирмы «Норт Аме-
рикен» ............................... 187
«Твин Эркуп».......................... 188
«Твин Каб» фирм «Вагнер» и «Пайпер» . 189
Двухфюзеляжный реактивный самолет
фирмы «Фужа».......................... 190
«Вояджер» Б. Рутана................... 191
Глава 10. Би-монопланы ... 193
«Тексас Уайлдкэт» Кертисса и Кокса . . 193
«Юнкере» Т-26......................... 196
«Фоккер F-V».......................... 197
XF-13C-1/2 фирмы «Кертисс».............198
Би-моноплан Хиллсона ..............
«Харрикейн I» с отстреливающимся кры-
лом фирмы «Хоукер».................
«Флай Бэби» П. Бауэрса.............
Сельскохозяйственный самолет «Стинсон»
L-5................................
РТ-22 «Уинтерс-Райан»..............
XF 6С-6 фирмы «Кертисс»............
Глава 11. Конвертопланы . . . .
Проблемы обеспечения управляемости при
нулевой воздушной скорости ......
Основные схемы конвертопланов . . .
Комбинированные вертолеты..........
Конвертопланы с вертикальным положе-
нием корпуса при взлете и посадке . . .
Аппараты с поворотным крылом . . .
Аппараты с поворотными винтами . . .
Аппараты с отклонением реактивной
струи или сходящего с воздушных винтов
потока ............................
Конвертопланы с поворотными реактив-
ными двигателями или соплами . . . .
Автожиры-конвертопланы.............
V-22 «Оспри» фирм «Белл» и «Боинг вер-
тол» ..............................
Глава 12. Летающие автомобили
Достоинства........................
Недостатки ........................
Крылатые автомобили................
Самолеты, способные передвигаться по
дорогам............................
«Автоплан» Кертисса................
«Эрроубиль» Уотермена..............
199
201
202
204
205
206
208
208
209
210
212
217
218
223
224
228
229
231
231
231
232
232
233
234
Дорожный автожир «Уэрлвинг» фирмы '
«Питкэрн» ....................... 235 j
«Скайкар IV» У. Стаута и Дж. Спретта . 235
«Эрфибиан» Р. Фултона.............. 237 *
«Конвэркар»........................239
«Плейнмобиль»...................... 240 <
«Аэрокар» М. Тейлора . ..........240
«Родейбл Брайан II»..............242
Глава 13. Поднимаясь в воздух 243 i
i
Взлет «вручную»............... . . 243 t
Механические средства обеспечения взлета 246 |
Взлет с буксировкой..................251 |
Воздушный старт........................253
Глава 14. Летательные аппараты
с конструктивной спецификой . 259
Повышение экономичности (кпд) силовой
установки...........................259
Специальные транспортные модификации 262
Бесподкосные полипланы.................269
Специальные морские самолеты .... 271
Микросамолеты.......................275
Оригинальные конструктивные элементы . 278
Глава 15. Нетрадиционные при-
менения авиационной техники . 285 >
Дозаправка топливом в полете .... 285 ?
«Одноразовые» летательные аппараты . 289 (
Другие применения..................... 296
Самолеты, переоборудованные в планеры 296 |
Планеры, переоборудованные в самолеты 299
Самолеты воздушного старта.......... 302 J
Глава 16. Что бы это значило? . . 307 |
Научное издание
П. Бауэрс
ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ
НЕТРАДИЦИОННЫХ СХЕМ
Зав. редакцией В. И. Пропой
Старший научный редактор Ю. Б. Воронов
Художник А. Захаров
Художественный редактор Н. М. Иванов
Технический редактор Л. П. Бирюкова
ИБ № 7133
Сдано в набор 23.01.90. Подписано к печати 02.11.90.
Формат 70 х 100 Vie Бумага офсетная № 1
Печать офсетная Гарнитура тайме
Объем 10 бум. л. Усл.печ. л. 26 Усл. кр.-отт. 52,73
Уч.-изд. л. 29,99 Изд. № 7/6742 Тираж 46000 экз.
Заказ 101 Цена 5 руб.
В/О «Совэкспорткнига» Государственного комитета
СССР по печати, издательство «МИР»
129820, ГСП, Москва, И-110, 1-й Рижский пер., 2.
Можайский полиграфкомбинат В/О «Совэкспорткнига»
Государственного комитета СССР по печати.
г. Можайск, ул. Мира, 93.
П. Бауэрс ЛетаЪ
’ельные аппараты неущйиционных^