ились в весьма напряженном состоянии, и задевание лопастями за посторонний предмет легко приводило к разрушению лопастей почти без всякого повреждения этого предмета. Из рис. 1 видно, что самолет "Моран-Ж", на котором летел П. Н. Нестеров, имел очень плохой обзор вперед и вниз, и П. Н. Нестерову было трудно рассчитать движение самолета. Наоборот, летчик самолета противника очень хорошо видел самолет П. Н. Нестерова и, видимо, на это как-то реагировал. Самолеты столкнулись. Какое повреждение получил неприятельский самолет, мы не знаем; видимо, оно было очень значительным. Однако самолет П. Н. Нестерова был поврежден мало и, как показали очевидцы, некоторое время нормально снижался, но затем перевернулся и летчик выпал из него.

Рис. 1 Схема тарана П. Н. Нестеровым австрийского самолета Можно предполагать, что у самолета П. Н. Нестерова было повреждено поперечное управление. Наиболее распространена была версия, согласно которой П. Н. Нестеров был ранен при столкновении самолетов и потерял сознание. Отвергать эту версию нельзя, однако, можно и сомневаться в этом, поскольку сила удара едва ли была велика. При авариях самолета "Моран-Ж" были случаи, когда даже при полном разрушении самолета при ударе о землю летчик страдал мало. Самолет, на котором летел П. Н. Нестеров, превосходил самолет противника по скорости, скороподъемности и маневренности. Чтобы перехватить противника, П. Н. Нестерову нужно было только своевременно взлететь, что ему и удалось. Воздушный бой П. Н. Нестерова напоминал нападение быстрокрылого сокола, который, используя снижение, легко настигает птицу с более низкими летными возможностями или недостаточно осмотрительную. Такой вид воздушного боя получил распространение и в авиации, особенно в условиях "свободной охоты". Успех боя в большой мере определялся уменьем незаметно подойти к противнику. В конце 1914 г. и в начале 1915 г. сложился тип самолета-истребителя с пулеметом, стреляющим вперед, сначала выше винта, а затем (с изобретением синхронизатора) -- и через плоскость вращения винта. Истребители появились у обеих воюющих сторон, и, естественно, возникла необходимость борьбы между ними. Обеспечение преимущества в воздушном бою явилось важнейшим фактором, определившим дальнейшее развитие самолетов-истребителей. В борьбе между истребителями бывают случаи, когда один из них незаметно подкрадывается к другому и относительно легко добивается победы над ним. Однако более распространенным был случай, когда противники сходились примерно в равных исходных условиях и затем вели бой, используя свой личный летный опыт и возможности своих самолетов. Расположение оружия для стрельбы вперед (примерно по линии полета) определяло маневр захода "в хвост" противнику. Аналогично действовал и противник. Воздушный бой принимал типичную схему кружения, или "карусели". Подобная карусель является элементом боя, который в действительности может усложняться и другими движениями, особенно, если противников много, и превращаться в своеобразную "собачью свалку", при которой фактор организации и поддержки товарищей играет очень большую роль. Мы не имеем намерения вникать в тактику сложных воздушных боев. Совершенствование истребителей определялось элементами воздушного боя, для успешного ведения которого требовались: преимущество в скорости на стадиях сближения и ухода, преимущество в маневрировании, наличие хорошего обзора, мощность вооружения, живучесть конструкции самолета и двигателя. Впоследствии значительное внимание уделялось бронированию летчика, защите топливных баков и других жизненно важных агрегатов. В данной работе поставлена задача -- рассмотреть вопросы, связанные с маневренностью. Этот комплекс вопросов вовсе не узок; стремление к повышению маневренности определяет очень многое в конструкции самолета, а также в выборе двигателя, запаса топлива, вооружения, оборудования и т. п. Борьба за преимущество в маневренности была ярко выражена в период первой мировой войны и продолжалась в период между двумя мировыми войнами. Когда говорили о маневренных свойствах истребителей, то понимали под этим горизонтальный маневр, т. е. радиус и время совершения круга. К началу второй мировой войны с ростом скорости полета роль горизонтального маневра стала падать, а пришедший ему на смену вертикальный маневр поставил перед конструкторами иные требования, и истребители, маневренные в горизонтальной плоскости, сошли со сцены. Разделение истребителей на скоростные и маневренные утратило прежний смысл. Пройдут столетия, окончательно уйдут в прошлое войны между народами. При изучении истории войн, может быть, возникнет мысль об аналогии между воздушным боем самолетов и единоборством богатырей и рыцарей. Для этого, безусловно, есть основания. В единоборстве богатырей и рыцарей обычно преследовалась цель не убить противника, а лишить его возможности дальнейшего сопротивления. Так, рыцарь, сброшенный с коня, был совершенно беспомощен. В воздушном бою основная задача -- сбить самолет, уничтожить его как боевую силу. Однако, когда сбивают самолет, может погибнуть и его экипаж. В период первой мировой войны вероятность гибели летчика-истребителя была особенно велика. Во-первых, вес летчика составлял в то время 12-16% веса самолета; во-вторых, парашютов еще не было. Достаточно было повредить ответственный силовой элемент или орган управления, чтобы самолет был сбит и возможность его посадки была исключена. У летчика оставалась единственная надежда на "удачный" удар о землю, при котором он не будет убит. Если учесть, что самолеты были довольно легкие, некоторая вероятность остаться живым при падении с большой высоты была. Парашюты для опасения летчиков стали применяться только с 1926-- 1928 гг. Истребители периода второй мировой войны имели вес 3000-3500 кГ и доля веса пилота снизилась до 2-2,5%; кроме того, пилот был прикрыт бронеспинкой сзади и бронестеклом спереди. В случае необходимости летчик мог, сбросив крышку фонаря, относительно легко покинуть самолет и спуститься на парашюте. Вероятность гибели летчика в случае, когда сбивали самолет, стала меньше. С появлением и развитием реактивных самолетов-истребителей доля веса летчика снизилась еще больше и дошла до одного процента и даже менее того. Интересно, что полетный вес одноместных реактивных истребителей 1950-- 1955 гг. стал даже выше, чем вес многоместного тяжелого бомбардировщика "Илья Муромец" 1914-- 1918 гг. Однако возможности для спасения летчика ухудшились в связи с трудностью покидания самолета на большой скорости. Тогда были разработаны катапультные кресла, при помощи которых летчик буквально выстреливался из самолета. Эти выстреливания подвергают летчика таким нагрузкам, которые ранее были бы признаны как весьма опасные для жизни. Но, если условия полета все усложняются -- в связи с ростом высоты и скорости, -- то средства спасения соответственно совершенствуются. ХАРАКТЕРИСТИКИ МАНЕВРЕННОСТИ Если мы хотим рассмотреть, как совершенствовались маневренные характеристики самолетов, то необходимо начать с частных показателей маневренности. Можно судить о маневренности по минимальной кривизне траектории 1/r, которую может описать самолет; однако, в полете измерить радиус r довольно трудно. Более удобным критерием является время совершения полного круга t или угловая скорость, достигаемая при длительном развороте, w=V/r. Характеристики маневрирования можно рассматривать с двух позиций. Первая из них основана на том, что маневрирующие самолеты занимаются взаимным преследованием, стараясь зайти друг другу "в хвост" для выполнения стрельбы из оружия, установленного примерно по линии полета. Этот вид стрельбы обладает очень высокой прицельностью. В указанном, очень характерном, виде маневрирования оба самолета движутся по примерно одинаковым траекториям с приблизительно одинаковыми скоростями и перегрузками. Однако некоторые различия в их движении есть, и мы их далее рассмотрим. Вторая позиция основана на рассмотрении характеристик маневрирования в связи со способностью самолета проявить инициативу для начала боя и для выхода из него. Так, возможен случай, когда самолет может успешно вести маневрирование при взаимном преследовании, но не может прекратить боя, так как при попытке это сделать он будет атакован противником. И, наоборот, самолет может обладать такими свойствами, которые дают ему возможность атаковать противника, но делают его менее маневренным в условиях взаимного преследования. Маневрирование самолета связано с искривлением траектории его движения в вертикальной и горизонтальной плоскостях, а это требует изменения подъемной силы, и в основном ее увеличения. Изменение подъемной силы оценивается коэффициентом перегрузки n_y=Y/G. По известным значениям коэффициента перегрузки n_y, скорости полета V, высоты h, угла наклона траектории q и угла крена g можно найти радиусы кривизны траектории. Так, в случае виража с утлом крена g мы получим значения радиуса и угловой скорости:

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

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

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

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

Поскольку аэродинамическое качество К_A входит в формулу под кубичным корнем, его можно определять довольно грубо. Полетный вес самолета складывается из веса пустого самолета G₀, в который входят вес конструкции, вес двигательной установки и вес части оборудования, которое необходимо для полета, независимо от его назначения. Это оборудование обычно называют несъемным, в отличие от другой части оборудования, которое включается в нагрузку. В величину G₀ входят и веса баков, трубопроводов, электропроводки и т. п., т. е. всего, что относится к конструкции самолета и не предназначено для легкой съемки. В вес самолета входит, кроме того, вес топлива G_T, который обычно выражают в виде доли от полного веса G_T/G. Третью часть полетного веса составляет вес нагрузки G_нaгp, в который входят вес летчика, вес необходимого ему снаряжения, вес парашюта, оружия и боеприпасов. Вес нагрузки тоже удобно представить в виде доли от полного веса G_нaгp/G. Теперь выражение для перегрузки можно представить следующим образом:

Величина перегрузки определяется тремя основными факторами: 1) значением К_у=6,8(К_max)^1/3 или К_у=7,2(К_max)^1/3 для винта изменяемого шага; величина К_у связана с аэродинамическим качеством самолета; 2) значением величины

, которая определяет степень нагружения самолета топливом и полезной нагрузкой; если эта величина мала, то полет будет кратковременным, а вооружение самолета слабым; 3) значением параметра K_G0= G₀/(Nl)^2/3, который имеет очень важное значение для характеристики не только маневренных самолетов, но и самолетов любого назначения. Величина K_y/K_G₀=n_y₀=Y_max/G дает соотношение максимальной подъемной силы и веса пустого самолета. Для получения самолета с высокими маневренными характеристиками необходимо уменьшать значение K_G0, что может быть достигнуто уменьшением веса конструкции и применением более легких двигателей. У маневренного самолета конструкцию нельзя облегчать за счет уменьшения запаса прочности, хотя в истории самолетостроения и были отдельные примеры, когда маневренные самолеты были недостаточно прочными. Наиболее легкими являются двигатели воздушного охлаждения, и маневренные самолеты, как правило, снабжались такими двигателями. Относительный вес топлива не может быть очень малым, иначе время полета окажется незначительным. Если при состязаниях по высшему пилотажу можно иметь минимальный запас топлива, соответствующий выполняемой программе, то для самолета-истребителя запас топлива необходим не только для обеспечения достаточного времени нахождения над полем боя. Полное израсходование топлива в условиях воздушного боя может оказаться гибельным для летчика, поскольку самолет становится беспомощным. Запас топлива у маневренных истребителей лежит в пределах 10-14% взлетного веса. Увеличение аэродинамического качества хотя и способствует улучшению маневренности, но в слабой степени. Наконец, маневренность улучшается при уменьшении относительного веса нагрузки. Поскольку сама нагрузка может быть уменьшена только за счет уменьшения веса оружия, боеприпасов и оборудования, необходимых для ведения воздушного боя, то возможности здесь небольшие. Что касается относительного веса полезной нагрузки, то она будет убывать по мере увеличения веса самолета, а значит, и мощности двигателя. Поскольку в истории развития маневренных истребителей происходил неуклонный рост мощности двигателей и полетных весов, уменьшение относительного веса полезной нагрузки определяло рост максимальной перегрузки при маневре. Переход на винты изменяемого шага существенно повысил маневренные характеристики самолетов, особенно при полете на больших высотах. При винте фиксированного шага двигатель развивает полную мощность только при полете самолета на максимальной скорости на расчетной высоте. При уменьшении скорости и увеличении высоты винт оказывается "тяжел", т. е. число оборотов его уменьшается и соответственно уменьшается мощность двигателя. Своеобразный эффект дает применение высотных двигателей. На высотах от расчетной (где мощность двигателя максимальна) и выше маневренные свойства самолета значительно повышаются. Однако на малых высотах мощность двигателя оказывается пониженной (особенно при отсутствии многоскоростной передачи к нагнетателю) и маневренные свойства самолета ухудшаются. ОБЗОР ИСТОРИИ РАЗВИТИЯ МАНЕВРЕННЫХ ИСТРЕБИТЕЛЕЙ 1914-1920 гг. Выше мы изложили методику анализа маневренных характеристик самолетов. Ею мы воспользуемся и при обзоре истории развития маневренных самолетов. Рассмотрим самолеты периода первой мировой войны 1914-- 1919 гг. и периода между двумя мировыми войнами, т. е. 1919-- 1939 гг. В качестве объектов рассмотрения возьмем самолеты, которые, по мнению автора, наиболее полно характеризуют маневренное направление; по этим самолетам имеются достаточно полные сведения и они имели широкое распространение, т. е. являлись серийными. Наибольшее внимание будет уделено самолетам, которые применялись в старой русской армии и в Военно-Воздушных Силах Советской Армии. В таблицах 1-- 3 приведены характеристики 24-х самолетов; из них 15 -- с двигателями воздушного охлаждения и 9 -- с двигателями водяного охлаждения. 17 самолетов были на вооружении русской дореволюционной или советской авиации или же использовались как трофейные. Эти самолеты автору хорошо знакомы, многие из них он наблюдал в полете, изучал их конструкцию, участвовал в некоторых испытаниях и т. п. Маневренные самолеты строили конструкторы, которые считали высокую маневренность очень важным достоинством самолета-истребителя. Среди них особенно нужно отметить Николая Николаевича Поликарпова, который проявлял исключительную заботу об обеспечении маневренности самолетов своей конструкции. Из числа приведенных в таблицах самолетов, шесть -- его конструкции, и все они обладали наиболее высокими показателями по маневренности. Количественные характеристики, приведенные в таблице 1-- 3, показывают, что именно было достигнуто в отношении маневренности самолетов. Кроме размеров, площадей и весов, самолет характеризуется аэродинамической и силовой схемами, материалами и технологией изготовления деталей, наличием специальных устройств, агрегатов, оборудования, вооружения, пилотажной и контрольной аппаратуры и др. Важным фактором для характеристики самолета является схема обзора для летчика. При разработке новой конструкции ее автор руководствуется некоторым замыслом, который в ранние годы развития авиации зависел в значительной мере от интуиции. Впоследствии замысел новой конструкции стал все более определяться результатами специальных исследований. В данной работе мы не будем анализировать развитие самолетостроения в целом и ограничимся лишь рассмотрением развития маневренных истребителей. Начнем с общих пояснений к материалам, приведенным в таблицах 1-- 3. В графе 1 по вертикали дана мощность двигателя N на малой высоте; в случае, если двигатель высотный, в той же графе дана эквивалентная мощность, т. е. мощность, которую двигатель имел бы у земли, если бы его мощность на больших высотах экстраполировать на малые высоты по обычному закону зависимости мощности от высоты. Таблица 1 Самолеты-истребители 1914-- 1919 гг. с двигателями воздушного охлаждения

	Самолет	Год, страна	N, л.с.	l, м	S, м²	G₀, кГ	G, кГ	l_э /l_э	(N l_э)^2/3	K_G0	K_G	Сх₀	F₀, м²	K_а	Cy_н	K_y	Y	n_y	V_max, км/час	Сy_max	V_ман, м/сек	r, м	t, сек	Примечания
			1	2	3	4	5	6	7	8	9	10	11	12	13	14	15	16	17	18	19	20	21	22
1	"Моран-Ж", моноплан	1913 г., Франция	80	9,2	15,2	350	500	9/5,3	80	4,4	6,25	0,085	1,0	6,8	1,15	12,8	1000	2,0	130	1,2	30	50	11	Был на вооружении русской авиации в 1914 -- 1915 гг., строился в России
2	"Фоккер E-II", моноплан	1916 г., Германия	100	10,2	17	400	610	10/5,8	100	4,0	6,1	0,085	1,10	7,0	1,20	13,0	1300	2,15	140	1,1	33	60	11	Был на вооружении в Германии в 1916 г.
3	"Ньюпор-11", полутороплан	1915 г., Франция	80	7,3	13,3	320	480	7,7/5,7	72	4,4	6,67	0,080	0,78	6,4	1,00	12,6	910	1,9	150	1,1	31	62	12	Был на вооружении в России в 1915-- 1916 гг.
4	"Ньюпор-17", полутороплан	1916 г., Франция	110	8,15	15	370	550	8,6/5,7	98	3,8	5,6	0,065	0,76	7,7	1,00	13,4	1320	2,4	168	1,1	36	60	11	Был на вооружении в России и строился в 1916-- 1920 гг.
5	Сопвнч "Кемел", биплан	1917 г., Aнглия	130	8,55	23	420	650	9,5/4,1	114	3,7	5,7	0,040	0,72	8,8	0,70	14,0	1600	2,45	180	1,0	33	52	10	--
6	Сопвич, триплан	1917 г., Англия	130	8,2	25	400	640	9,5/4,0	114	3,5	5,6	0,035	0,70	8,8	0,60	14,0	1600	2,5	180	1,0	32	48	9,5	Несколько образцов были использованы в России для тренировок в 1918 -- 1919 гг.
7	"Фоккер DR-1", триплан	1917 г., Германия	110	7,2	20	375	570	8,0/3,2	86	4,3	6,62	0,045	0,60	7,5	0,68	13,3	1140	2,0	175	1,3	26	42	10	--
8	Сопвпч "Снайп", биплан	1918 г., Англия	230	9,45	25	600	915	10,3/4,2	178	3,35	5,15	0,038	0,96	9,3	0,70	14,3	2500	2,7	200	1,0	40	66	10,5	Трофейные образцы использовались в советской авиации в 1919-- 1923 гг.

Таблица 2 Самолеты-истребители 1914-- 1920 гг. с двигателями жидкостного охлаждения

	Самолет	Год, страна	N, л.с.	l, м	S, м²	G₀, кГ	G, кГ	l_э /l_э	(N l_э)^2/3	K_G0	K_G	Сх₀	F₀,м²	K_а	Cy_н	K_y	Y	n_y	V_max, км/час	Сy_max	V_ман, м/сек	r, м	t, сек	Примечания
			1	2	3	4	5	6	7	8	9	10	11	12	13	14	15	16	17	18	19	20	21	22
9	"Спад-VII", биплан	1916 г., Франция	130	7,8	18	545	770	8,5/4,0	117	4,6	6,6	0,06	0,80	7,5	0,9	13,3	1560	2,0	180	1,0	37	82	14,0	Строился в России в 1917-- 1920 гг.
10	"Альбатрос D-V", полутороплан	1917 г., Германия	160	9,0	21	680	910	9,8/4,5	135	5,0	6,75	0,06	0,95	7,9	0,9	13,5	1820	2,0	175	1,1	36	75	13,5	Основной истребитель Германии в 1917-- 1918 гг.
11	SE-5, биплан	1918 г., Англия	200	8,15	24	655	885	9,0/3,35	148	3,7	6,0	0,045	0,85	7,7	0,7	13,4	2000	2,3	200	1,0	36	67	11,5	Основной истребитель Англии в 1918-1919 гг.
12	"Фоккер D-VII", биплан	1918 г., Германия	220	9,0	22	700	900	10,0/4,5	170	4,1	5,3	0,05	0,85	8,5	0,85	13,8	2350	2,6	200	1,4	35	58	10,0	Был на вооружении Советской авиации в 1922 -- 1926 гг.
13	"Мартинсайд F-4", биплан	1919 г., Англия	300	9,8	28	820	1090	10,7/4,1	218	3,8	5,0	0,05	1,05	8,1	0,8	13,6	2970	2,75	210	1,0	41	68	10,5	Был на вооружении советской авиации в 1922 -- 1927 гг.

В графе 2 по вертикали дан габаритный размах крыла l; в случае биплана -- размах большего крыла, обычно верхнего; в графе 3 дана площадь крыла, или крыльев, S; если крыло притыкается к фюзеляжу, то принимается, что крыло как бы продолжается внутри фюзеляжа. В графе 4 приведен вес пустого самолета G₀, т. е, без летчика, без топлива и съемного оборудования и вооружения; в графе 5 дан взлетный вес G, как он приводился в материалах, откуда были заимствованы эти данные. В графе 6 приведены эквивалентный размах крыла l_э и эффективное удлинение крыла l_э; величина l_э у монопланов принималась равной габаритному размаху или же из него вычиталась длина выдающихся кончиков крыла; для бипланов величина l_э определялась по формуле

где l -- размах большего крыла; l₁ -- размах меньшего крыла; h -- расстояние между крыльями; эффективное удлинение крыла определялось по формуле l_э= l_э²/S. В графе 7 приведена характеристика, входящая в формулу для подъемной силы, в графе 8 -- характеристика веса пустого самолета и в графе 9 -- то же для взлетного веса; в графе 10 приведен коэффициент лобового сопротивления Сх₀ при Су=0, полученный, как это было описано, по расчету для известной максимальной скорости. В графе 11 дана эквивалентная вредная площадь F₀ для самолета: F₀= Сх₀S/1,28, в графе 12 -- максимальное аэродинамическое качество К_а, в графе 13 -- коэффициент подъемной силы Су_н, соответствующий максимальному качеству, и в графе 14 -- величина К_у, равная 6,8(К_а)^1/2 -- 7,2(К_а)^1/2. В графе 15 дана максимальная подъемная сила Y при полете на малой высоте, а в случае высотного двигателя дано еще значение Y_а соответствующее эквивалентной мощности высотного двигателя (см. табл. 3). Таблица 3 Самолеты-истребители 1923 -- 1938 гг.

	Самолет	Год, страна	N, л.с.	l, м	S, м²	G₀, кГ	G, кГ	l_э /l_э	(Nl_э)^2/3	K_G0	K_G	Сх₀	F₀, м²	K_а	Cy_н	K_y	Y	n_y	V_max, км/час	Сy_max	V_ман, м/сек	r, м	t, сек	Примечания
			1	2	3	4	5	6	7	8	9	10	11	12	13	14	15	16	17	18	19	20	21	22
С двигателями воздушного охлаждения
14	Глостер "Гемкок", биплан	1925 г., Англия	420	9,1	27,0	880	1250	10/3,7	260	3,3	4,8	0,042	0,9	8,3	0,70	14	3000/-	2,85/-	250	1,0	46	80	10,5	--
15	"И-4", полутороплан	1927 г., СССР	420	11,4	24,0	920	1360	11,4/5,4	285	3,25	4,75	0,045	0,8	9,6	0,85	14,5	4150/-	3,0/-	260	1,2	48	82	10,5	Первый советский металлический истребитель
16	"И-5", биплан	1930 г., СССР	480	9,6	21,0	900	1300	10,4/5,1	290	3,1	4,48	0,042	0,7	9,7	0,80	14	4000/-	3.3/-	280	1,35	50	80	10	Состоял на вооружении ВВС СССР
17	"И-15", биплан	1934 г., СССР	720/1000	9,7	22,0	1170	1570	10,3/4,8	380	3,0	4,12	0,041	0,7	9,7	0,78	14,5	5600/6900	3,5/4,4	320	1,35	55	92	10	То же
18	"И-16", моноплан	1934 г., СССР	750/1070	9,0	14,5	1300	1680	9,0/5,6	360	3,6	4,7	0,035	0,4	11,0	0,70	15	5300/6800	3,15/4,0	400	1,3	67	155	15	"
19	"И-16", моноплан	1938 г., СССР	920/1500	9,0	14,5	1450	1830	9,0/5,6	410	3,5	4,45	0,035	0,4	11,0	0,70	15	6500/8800	3,5/4,7	420	1,3	74	170	14,5	"
20	"И-153", биплан	1938 г., СССР	920/1500	10,0	22,0	1440	1850	10,5/5,0	450	3,15	4,1	0,030	0,52	11,0	0,70	15	7300/10000	4,0/5,3	385	1,35	62	105	10	"
С двигателями жидкостного охлаждения
21	"Фоккер D-11", полутороплан	1924 г., Голландия	300	11,4	21,5	920	1320	11,4/6,0	230	4,1	5,7	0,056	0,95	9,2	1,00	14	3200/-	2,5/-	220	1,4	41	75	11,5	Состоял на вооружении ВВС СССР в 1925-1930 гг.
22	"И-3", биплан	1928 г., СССР	500/600	11,0	27,0	1420	1660	11,8/5,1	320	4,3	5,2	0,042	0,9	9,6	0,80	14,5	4700/-	2,8/3,2	280	0,35	46	83	11,5	То же
23	Хаукер "Фьюри", биплан	1934 г., Англия	600/880	9,2	24,5	1230	1640	10,0/4,1	330	3,7	5,0	0,040	0,75	9,0	0,70	14	4700/6000	2,8/3,6	300	1,2	50	95	12	--
24	"Як-1М", моноплан	1941 г., СССР	1200/2000	9,2	14,8	2100	2650	9,2/5,7	490	4,2	5,4	0,022	0,25	13,0	0,60	17	8300/11500	3,1/4,3	570	1,0	95	320	21	Состоял на вооружении ВВС СССР

В графе 16 приведены значения коэффициента перегрузки при выполнении маневра на мощности двигателя, равной его мощности у земли, и на эквивалентной мощности. В графе 17 дана максимальная скорость на малой высоте, а в графе 18 -- значение коэффициента подъемной силы при маневре; оно принималось равным Су_ман= 2Су_н но не более 0,85 Су_mах. В графе 19 дана скорость при маневре V_ман, определяемая по формуле

в графе 20 -- радиус виража r, определяемый по формуле

в графе 21 - время совершения круга при вираже

Первым истребителем и первым маневренным истребителем следует считать французский самолет "Моран-Ж". На этом самолете знаменитый русский летчик П. Н. Нестеров выполнил первый таран в воздушном бою; на нем впервые устанавливались пулеметы для стрельбы через плоскость вращения винта. Однако самолет "Моран-Ж" как истребитель не получил распространения. Причиной этого была его относительно небольшая скорость -- 130 км/час; перегрузка при маневре на этом самолете на малой высоте была равна приблизительно 2, а на высоте 2000 м лишь около 1,5; наконец, условия обзора для летчика были плохими. Подробные характеристики этого самолета были даны в статье "На чем летал П. Н. Нестеров". Как истребитель более успешным был самолет "Фоккер Е-II", построенный в Германии и являвшийся в сущности модификацией самолета "Моран-Ж" (рис. 2, а). В самолет были внесены некоторые улучшения: была повышена мощность двигателя до 100 л. с., а затем и до 160 л. с.; крыло было несколько опущено и благодаря этому улучшен обзор для летчика; коэффициент перегрузки повысился, и самолет отличался хорошей маневренностью. Однако и самолет "Фоккер Е-II" не долго состоял на вооружении. Следует упомянуть, что самолет "Моран" имел модификацию с более мощным двигателем и улучшенной аэродинамикой, но и эта модификация применялась мало. Еще до войны 1914 г. проводились состязания в полетах на скорость на гидросамолетах. В 1914 г. на этих состязаниях победу одержал маленький самолет-биплан английской фирмы Сопвич; при том же двигателе, который был установлен на самолете "Моран-Ж", -- мощностью 80 л. с., -- он развил скорость на 20 км/час больше, несмотря на свои громоздкие поплавки. У самолета "Моран-Ж" источником большого сопротивления являлись тросовые растяжки, идущие к крыльям; общая протяженность растяжек была равна около 44 м и площадь сопротивления составляла около 0,3 м².

Рис. 2 Вид сбоку типичных истребителей времен первой мировой войны: а -- "Фоккер Е II", б -- "Ньюпор-17", в -- Сопвич "Кемел"; г -- Сопвич, триплан У маленького биплана фирмы Сопвич общая длина растяжек оказалась вдвое меньше, сами растяжки были тоньше, и экономия в сопротивлении составила около 20-25%. Начиная с этого времени, т. е. с 1914 г., маленький биплан стал классической схемой маневренного истребителя, которая просуществовала около 20 лет и даже в настоящее время частично сохранилась для акробатических самолетов. Благодаря уменьшению сопротивления у бипланов их максимальная скорость оказалась выше примерно на 10%, а после улучшения носовой части фюзеляжа и перехода на ленточные растяжки -- на 20%, при той же мощности двигателя. Только с развитием моноплана с крылом без растяжек и с убирающимся шасси преимущество малыми бипланами было утрачено. Переход на бипланы позволил несколько уменьшить размах крыльев -- с 9-10 м до 7,5-8,5 м. Каждое крыло стало значительно уже, и это улучшило обзор; с уменьшением размаха повысилась угловая скорость накренения -- благодаря уменьшению аэродинамического демпфирующего момента крыльев. Маленькие бипланы оказались очень подвижными, их преимущества как истребителей были совершенно явными. В 1915 г. во Франции выпускаются одноместные истребители-полуторопланы "Ньюпор-10" и "Ньюпор-11"; они поступили и в русскую армию и строились затем в России -- в основном на заводе "Дукс" в Москве. За его миниатюрные размеры и легкость самолет "Ньюпор-11" называли "Бебе". В дальнейшем в России и после Октябрьской революции еще оставались самолеты "Ньюпор-17", -21, -23, -24 и -24 бис; они отличались друг от друга сравнительно немного. Самолет "Ньюпор-17" имел двигатель мощностью 110 л. с. и размеры его были немногим больше, чем у самолета "Ньюпор-11"; "Ньюпор-23" имел двигатель мощностью 120 л. с.; самолет "24 бис" отличался от самолета "23" тем, что у него было несколько скруглено сечение фюзеляжа. Обращаясь к схеме самолетов "Ньюпор" (см. рис. 2, б), прежде всего следует отметить прекрасный обзор для летчика: верхнее крыло -- более широкое, находится почти на уровне глаз; нижнее крыло имеет ширину лишь 0,7 м и расположено прямо снизу, мало закрывая землю. Типична стойка в форме буквы "V". В русской авиации времен первой мировой войны самолет "Ньюпор" был основным истребителем; таковым он оставался и в период гражданской войны. На этом самолете летчики прекрасно выполняли высший пилотаж и успешно вели воздушные бои; конструкция его была проста -- в основном дерево, полотно и тросовые растяжки; металлическими были только шасси и каркас оперения из тонких труб. Однако у самолета "Ньюпор" были и серьезные недостатки. Это, прежде всего, малый запас прочности и низкая жесткость, которая была обусловлена схемой с узким однолонжеронным нижним крылом. Такая схема слабо противостояла крутящим моментам. На самолетах "Ньюпор", особенно когда они поизносились, было много случаев поломки в воздухе. Другим большим недостатком самолета был его резкий срыв в штопор. Из табл. 1 видно, что при полете самолета "Ньюпор" на максимальном качестве Су_н=l,0, а Су_mах был у него не выше 1,3. При полете с максимальной подъемной силой на маневре самолет был очень близок к срыву и при появлении срыва сразу начинал быстро вращаться в штопоре. Если при этом был запас высоты, то из штопора можно было быстро выйти. Однако были часты сваливания в штопор на взлете, если летчик начинал круто набирать высоту с недостаточной скоростью или если вдруг падала тяга винта. Много летчиков погибло или было тяжело ранено при сваливаниях самолета в штопор на малой высоте. "Вертлявость" самолета, особенно на больших углах атаки, использовалась опытными летчиками для эффектного пилотажа и в воздушном бою. К 1918 г. фирма "Ньюпор" отказалась от полуторопланов и перешла на "чистые" бипланы с равными по площади крыльями. Бипланы с равными по площади крыльями широко применялись на английских истребителях периода первой мировой войны. В 1917 г. английской фирмой Сопвич был выпущен один из лучших истребителей того времени "Кемел" ("Верблюд") с ротативным двигателем мощностью 130 л. с. (рис. 2, в). Характеристики этого самолета приведены в табл. 1; как видно, у самолета "Кемел" при маневре на малой высоте перегрузка n_у доходила почти до 2,5 и время виража составляло около 10 сек. Высота потолка у самолета "Кемел" достигала 7 км. Следует указать, что высота потолка является косвенным свидетельством высокой маневренности. При полете на потолке максимальная подъемная сила равна весу и n_у=1; по мере уменьшения высоты значение n_у будет расти соответственно росту величины Y/Y_н. На рис. 3 показано относительное изменение величины Y/Y₀ с высотой: эта зависимость подсчитана по формуле

Изменение мощности двигателей с высотой зависит от изменения числа оборотов, от изменения атмосферного давления и температуры и от величины механических потерь в двигателе. При винте фиксированного шага с поднятием на высоту число оборотов двигателя понижается и это приводит к дополнительному уменьшению мощности. У ротативных двигателей механические потери выше и поэтому с поднятием на высоту мощность убывает более значительно. На рис. 3 даны три кривые, для которых были подобраны следующие формулы: 1) для ротативного двигателя с винтом фиксированного шага

2) для обычного поршневого двигателя с винтом фиксированного шага

3) для обычного поршневого двигателя с винтом изменяемого шага, сохраняющего постоянную скорость вращения независимо от высоты и скорости полета,

Рис. 3. График изменения подъемной силы с высотой: 1 -- самолет с ротативным двигателем и винтом фиксированного шага; 2 -- самолет с обычным поршневым двигателем и винтом фиксированного шага; 3 -- самолет с обычным поршневым двигателем и винтом изменяемого шага с постоянной скоростью вращения Важным достоинством бипланов с равными по площади крыльями было относительно малое значение Су_н и при полете на максимальном качестве у них оставался еще большой запас угла атаки до срыва обтекания. В 1917 г. фирма Сопвич выпустила истребитель-триплан, т. е. довольно необычной схемы, которая, хотя и применялась ранее, но успеха не давала (см. рис. 2, г). Как видно из табл. 1, самолет Сопвич, триплан, имел почти такие же характеристики по размаху и площади, что и биплан "Кемел"; летные характеристики его тоже почти такие же. Некоторое число трипланов Сопвич попало в Россию и затем в ВВС Советской Армии, где они использовались в основном для тренировок в школах. Пример с трипланом Сопвич наглядно показывал, что дело не в схеме самолета, а в том, чтобы иметь достаточно большой эффективный размах крыльев и не очень большую величину Су_н. Грубую ошибку делали некоторые конструкторы, которые пытались применить трипланную схему, уменьшая размах крыльев. Недостатком триплана Сопвич был, видимо, худший обзор для летчика и недостаточная жесткость высокой схемы из трех крыльев. Этот самолет был одним из немногих удачных трипланов. Самолетов "Кемел" в России не было, если не считать единичных экземпляров и трофеев гражданской войны. В 1917 г. в Россию было прислано из Англии некоторое количество самолетов "Виккерс F.В-19". Они в общем напоминали самолеты "Кемел", но имели меньший размах крыльев -- всего лишь 7,35 м -- и относительно широкие крылья без выноса верхнего крыла вперед, столь типичного для фюзеляжных бипланов. На малых высотах и без вооружения самолет фирмы Виккерс был очень маневренным. Как боевой самолет он оказался неудачным вследствие того, что у него был плохой обзор для летчика, который находился под крылом в очень широком фюзеляже. Таким образом, для повышения маневренности самолетов изыскания в области их аэродинамических схем не дали большого эффекта. Более существенными факторами были конструктивная целесообразность и обеспечение обзора для летчика. Лучшей схемой оказалась бипланная, с выносом верхнего крыла вперед; впоследствии было выяснено, что нижнее крыло целесообразно немного уменьшать. Однако решающим фактором было повышение мощности двигателей воздушного охлаждения. Если в начале первой мировой войны применялись мощности порядка 80 л. с., а в середине ее -- мощности порядка 120-130 л.с., то к концу войны появились маневренные истребители с ротативными двигателями мощностью 220-230 л. с. Соответственно, если в начале войны маневренные перегрузки были около 2, в середине ее -- 2,4-2,5, то к концу войны они достигали значений 2,7-2,8. Среди последних типов самолетов-бипланов в Советском Союзе было несколько трофейных экземпляров английского истребителя Сопвич "Снайп". У этого самолета (кроме того, что на нем был установлен более мощный двигатель) был увеличен размах крыльев, а бипланная коробка была снабжена двумя парами стоек, что увеличивало сопротивление, но в то же время позволяло несколько уменьшить вес конструкции. Малый вес конструкции этого самолета характеризуется очень низким значением K_G0 (K_G0=3,35) -- наиболее низким среди всех самолетов времен первой мировой войны. В Германии после уже описанного моноплана фирмы Фоккер появились маневренные истребители-бипланы, а в 1917 г. был построен и получил широкое применение самолет-триплан этой фирмы. Это был сравнительно небольшой самолет, что конечно привело к уменьшению его подъемной силы, которая была равна около 1150 кГ вместо 1600 кГ у триплана фирмы Сопвич, однако и вес триплана фирмы Фоккер был меньше. По расчету (см. табл. 1) перегрузка при маневре у триплана "Фоккер DR-1" была сравнительно невелика (n_у = 2). Малый размах крыльев приводил к увеличению скорости накренения. Однако основное достоинство триплана "Фоккер DR-1" заключалось в следующем. Это был, видимо, первый самолет со свободнонесущими крыльями, хотя и трипланной схемы. Крылья были соединены стойкой, но растяжки отсутствовали и профиль крыла был достаточно толстым. У самолетов фирмы Сопвич крылья имели тонкий профиль с малой кривизной и поэтому значение Су при маневре едва ли могло превышать единицу. У триплана "Фоккер DR-1" значение Су при маневре было не менее 1,3-1,4, и в результате радиус виража у него был меньше, чем у какого-либо другого истребителя того времени. Для сравнения рассмотрим характеристики истребителей с двигателями жидкостного охлаждения, которые, как правило, были более быстроходными, но менее маневренными, чем истребители с двигателями воздушного охлаждения. Наиболее типичными из них были французские истребители "Спад" модели VII и XIII. Этот самолет представлял собой небольшой биплан, нижнее крыло которого было немного меньше верхнего. Наиболее примечательным свойством этого самолета являлась компактность расположения грузов -- двигателя, топлива, оружия и летчика. Стремление к компактности расположения грузов с целью уменьшения момента инерции проявлялось у конструкторов многих самолетов того времени. Только значительно позднее, после развития теории динамики вращательных движений, выяснилось, что уменьшение моментов инерции не имеет большого значения. Несмотря на то, что самолет имел небольшой размах крыльев, крылья у него были соединены с каждой стороны двумя парами стоек. Это было сделано для обеспечения большей жесткости тонких крыльев в условиях длительного пикирования. Самолет "Спад-VII" с двигателем Испано-Суиза мощностью 150 л. с. строился в России в 1917-- 1918 гг., однако построено их было немного -- в основном из-за недостатка двигателей. Его маневренные характеристики были значительно хуже, чем у самолетов "Ньюпор", но скорость была выше, чем у них, особенно при крутом снижении. Самолет "Спад-XIII", на котором был установлен тот же двигатель, но повышенной мощности, был наиболее быстроходным истребителем в период 1917-- 1918 гг. На этом самолете был впервые применен "двигатель-пушка", т. е. пушка у него была прикреплена к двигателю и стреляла через полый вал редуктора, на котором был установлен винт. Эта схема вооружения широко использовалась во время второй мировой войны. Автор много раз наблюдал полеты самолета "Спад-VII", но никогда не видел, чтобы на этом самолете выполнялся сложный пилотаж. В Германии и в Англии в период 1917-- 1918 гг. строился целый ряд истребителей с двигателями водяного охлаждения; среди них наиболее известен немецкий самолет "Альбатрос D-V" с двигателем мощностью 160 л. с. и английский самолет "SE-5" с двигателем мощностью 200 л. с. В 1918 г. в Германии поступил на вооружение очень интересный самолет-истребитель, биплан "Фоккер D-VII". Его особенностью были свободнонесущие крылья толстого профиля с большой кривизной средней линии. Крылья соединялись стойками, что придавало конструкции большую жесткость на кручение, так как естественная жесткость крыльев на кручение при полотняной обтяжке была недостаточна. На самолете был установлен двигатель БМВ водяного охлаждения мощностью 185-220 л. с. Самой главной особенностью самолета было применение профиля крыла с очень высокой несущей способностью. На рис. 4 дано сравнение зависимостей Су по a для английского профиля "RAF-15" и профиля крыла самолета "Фоккер D-VII". Как видно, у последнего срыв не только происходит на больших углах атаки, но и протекает более плавно. Особенности профиля крыла самолета "Фоккер D-VII" очень убедительно проявлялись в практике полетов. Неожиданные явления потери управляемости и сваливания на крыло, характерные для английских и французских истребителей того времени, не имели места у самолета "Фоккер D-VII". Это не только снизило аварийность, но и позволяло при маневрировании спокойно доводить самолет до больших значений Су, уменьшая тем самым радиус виража. После окончания первой мировой войны фирма "Фоккер" стала строить свои самолеты в Голландии. В 1922 г. Советский Союз закупил у нее партию самолетов "Фоккер D-VII", которыми были вооружены несколько авиационных отрядов. В эксплуатации самолеты показали себя с хорошей стороны.

Рис. 4. Сравнительные графики коэффициентов подъемной силы тонкого профиля RAF-15 и толстого профиля крыла самолета "Фоккер D-VII" В конце первой мировой войны в Германии фирмой Юнкере был построен истребитель-моноплан со свободнонесущим крылом металлической конструкции. Крыло было расположено в нижней части фюзеляжа и поэтому обзор для летчика был несравненно лучше, чем у самолета "Моран". Этот самолет по своей схеме послужил прообразом более поздних типов истребителей и во многом определил дальнейшее направление их развития, которое стало доминирующим в 1934-- 1935 гг. Заканчивая рассмотрение развития маневренных истребителей в период первой мировой войны, отметим, что в России -- на Русско-балтийском заводе и некоторыми конструкторами в других местах -- разрабатывались истребители различных типов, однако они не поступали на вооружение. Следует остановиться на истребителе С-20, сконструированном под руководством известного конструктора И. И. Сикорского. Он представлял собой нечто среднее между самолетами "Ньюпор" и "Кемел", а именно, нижнее крыло у него было более узким, но имело два лонжерона, что обеспечивало достаточную жесткость конструкции. Этот самолет, вероятно, не уступал по характеристикам лучшим истребителям того времени. Конструктором и владельцем небольшого заводика в Москве итальянцем Ф. Э. Моска был разработан истребитель "Моска бис" с двигателем "Рон" мощностью 80 л. с. Это был моноплан, его крыло было несколько приподнято над фюзеляжем и разрезано так, что летчик мог смотреть поверх крыла и под крыло. Самолет "Моска бис" был построен небольшой серией, но на фронт не поступил, поскольку он не мог конкурировать с истребителями противника. В 1920-- 1921 гг. самолеты "Моска бис" использовались в Московской авиационной школе. Крыло небольшого размаха, да еще с вырезами в центре, очень ухудшало его аэродинамическое качество, и самолетом было сложно управлять при посадке. Как видно из изложенного, период 1915-- 1920 гг. характерен применением самолетов разнообразных аэродинамических схем. Кроме описанных выше, были и еще более необычные схемы, которые, однако, оказались нецелесообразными. Так, встречались схемы четырехпланные, трипланы с различным расположением крыльев, бипланы, у которых верхнее крыло имело большой вырез для улучшения обзора или даже было совсем разрезано на две части. Подобные вырезы, и тем более разрезы, приводили к значительному ухудшению аэродинамического качества и тем самым к снижению максимальной подъемной силы. РАЗВИТИЕ МАНЕВРЕННЫХ ИСТРЕБИТЕЛЕЙ В ПЕРИОД 1920-- 1932 гг. После окончания первой мировой войны в развитии маневренных истребителей наступила некоторая пауза. Это объясняется тем, что ротативные двигатели не имели перспектив развития по мощности, их надежность была низка, а расходы топлива и особенно масла были велики. После того, как были выпущены английские ротативные двигатели "В. R" мощностью 220 л. с., конструирование ротативных двигателей было прекращено. Двигатели водяного охлаждения продолжали развиваться по мощности без существенного увеличения габаритных размеров. Так, появились двигатели Испано-Суиза мощностью 300 л. с., американский двигатель "Либерти" мощностью 400 л. с. и ряд других. В 1919 г. в Англии был выпущен истребитель "Мартинсайд F-4" с двигателем Испано-Суиза мощностью 300 л. с.; характеристики этого самолета приведены в табл. 2. Как видно, по своим маневренным характеристикам он не уступал лучшим маневренным истребителям конца первой мировой войны. Партия самолетов Мартинсайд была закуплена Советским Союзом в 1922 г. и ими было вооружено несколько авиационных отрядов. Самолет был прост в пилотировании, маневрен, но для своего времени недостаточно быстроходен. К 1924-- 1925 гг. появились двигатели воздушного охлаждения мощностью около 400 л. с. с звездообразным расположением цилиндров, но уже не ротативные. Они были значительно легче двигателей водяного охлаждения, хотя лобовое сопротивление ребристых цилиндров было велико. Типичным представителем подобных двигателей был английский двигатель "Юпитер" фирмы Бристоль. Это направление развития авиационных двигателей оказалось очень плодотворным и его придерживались многие фирмы вплоть до 1944-- 1945 гг., когда на смену поршневым пришли реактивные двигатели. Звездообразные двигатели воздушного охлаждения находятся в эксплуатации на транспортных и спортивных самолетах и вертолетах и в настоящее время. Двигатель английской фирмы, естественно, был установлен вначале на английском самолете. В табл. 3 приведены характеристики самолета "Гемкок" фирмы Глостер. Это был обычный биплан, подобный тем, которые строились в период первой мировой войны, но на нем был установлен двигатель мощностью 420 л. с. Коэффициент перегрузки при маневре достигал у него величины 2,85. Советские конструкторы Н. Н. Поликарпов и Д. П. Григорович, которые начали развертывать свою работу в 1920-- 1921 гг., могли ориентироваться только на двигатель М-5 (т. е. "Либерти"), который не был предназначен для истребителей. Тем не менее, в 1923 г. Н. Н. Поликарпов выпускает свой первый истребитель моноплан "И. Л.", подобный самолету "Юнкере", но, в отличие от него, деревянной конструкции, поскольку отечественного дуралюмина в то время еще не было. Несколько позже Д. П. Григорович выпускает истребитель-биплан "И-2" с тем же двигателем М-5; этот самолет строился серийно и был на вооружении некоторых авиаотрядов. Затем самолет "И-2" был несколько улучшен и стал называться "И-2 бис". Самолет "И. Л." Н. Н. Поликарпова был построен в нескольких экземплярах, но затем возникли трудности с выводом его из штопора; тогда Н. Н. Поликарпов на некоторое время вернулся к бипланам. Основным назначением истребителя является борьба с разведчиками и бомбардировщиками противника. Преимущество в скорости над этими самолетами для истребителей является совершенно необходимым. Поэтому конструкторы истребителей не могли чрезмерно увлекаться улучшением их маневренных свойств. В 1926 г. автор несколько месяцев работал в конструкторском бюро Н. Н. Поликарпова, где занимался вопросами аэродинамики. Н. Н. Поликарпов уделял большое внимание вопросам маневренности, однако, в то время он поставил перед собой основную задачу -- повысить скорость, и приступил к проектированию истребителя, который был выпущен в 1928 г. под маркой "И-3". Это был биплан с уменьшенным нижним крылом, с двигателем водяного охлаждения БМВ-6 мощностью около 500 л. с. Этот самолет имел очень хорошие аэродинамические формы; его максимальная скорость достигала 280 км/час, а коэффициент перегрузки при маневре был довольно высок и составлял около 2,8. Конструкторское бюро А. Н. Туполева к 1926 г. создало уже несколько удачных самолетов металлической конструкции -- разведчик "Р-3" ("АНТ-3") и двухмоторный бомбардировщик "ТБ-1" ("АНТ-4") -- и решило попробовать свои силы в создании истребителя. В 1927 г. был выпущен истребитель "И-4" ("АНТ-5") металлической конструкции, который следует именовать монопланом, так как нижнее крыло у него было очень небольшим, а впоследствии вообще было снято. На этом самолете был установлен двигатель воздушного охлаждения мощностью 420 л. с., и это позволило ему сочетать скорость 260 км/час с маневренной перегрузкой, равной 3,0, -- наиболее высокой к тому времени. Самолет "И-4" являлся очень маневренной и прочной машиной; он состоял на вооружении советской авиации, однако, недостаточное производство дуралюмина в то время ограничило производство самолетов. Тогда группе конструкторов, в которую входили Н. Н. Поликарпов, Д. П. Григорович, Б. Ф. Гончаров и другие, было поручено сконструировать еще более маневренный самолет, но деревянной конструкции, с звездообразным двигателем воздушного охлаждения мощностью 480 л. с. Эта задача была быстро и успешно выполнена, и в 1930 г. появился самолет "И-5", который в течение ряда лет являлся наиболее маневренным самолетом и пользовался любовью летчиков. Как видно из табл. 3, коэффициент перегрузки при маневре n_y у самолета "И-5" достигал значения 3,3, а характеристика веса конструкции была наименьшей из тех значений, которые встречались в то время в самолетостроении: К_G0=3,1, или, иначе говоря, вес пустого самолета составлял только 21% от величины максимальной подъемной силы. Самолет "И-5" успешно демонстрировал свое превосходство в сравнительных "воздушных боях" с образцами лучших зарубежных истребителей. РАЗВИТИЕ МАНЕВРЕННЫХ ИСТРЕБИТЕЛЕЙ В ПЕРИОД 1932-- 1940 гг. В начале тридцатых годов в самолетостроении начался поворот к всемерному повышению скоростных и высотных характеристик. Основными средствами увеличения скорости были уменьшение величины вредной площади F₀ и повышение отношения мощности двигателей к относительной плотности воздуха. Уменьшение величины вредной площади достигалось совместным использованием ряда мероприятий, каждое из которых, взятое в отдельности, казалось бы, давало сравнительно небольшой эффект. Так, если взять самолет грубой аэродинамической схемы, например, истребитель-биплан, имеющий F₀, равную около 0,8 м, то установка убирающегося шасси у этого самолета дала бы слабый эффект и не окупила бы конструктивных усложнений. Одним из крупных источников сопротивления самолета является двигатель воздушного охлаждения или радиатор двигателя водяного охлаждения. И ребристый двигатель, и радиатор являются такими телами, которые имеют высокий коэффициент сопротивления. Борьба за понижение сопротивления деталей, отводящих тепло от двигателя, велась на всем протяжении истории развития самолетов с поршневыми двигателями. Однако наиболее эффективные результаты были получены только в период 1933-- 1943 гг., когда детали, отводящие тепло, -- радиаторы и ребристые цилиндры -- были заключены в специальные каналы, скорость потока в которых была значительно ниже скорости основного воздушного потока. Это были кольцевые капоты, прикрывающие звездообразные двигатели, в которых применялось регулирование скорости протекающего потока, или воздушные туннели, в которых помещались ребристые цилиндры двигателей воздушного охлаждения с рядным расположением цилиндров, или радиаторы. Вначале эти туннели представляли собой наружные надстройки, а затем их стали все больше и больше убирать внутрь фюзеляжа или крыльев. Если взять, например, самолет "Як-3" (1943 г.), то о наличии у него внутренних туннелей можно было судить лишь по небольшим воздухозаборникам. С появлением турбореактивных двигателей необходимость в системах охлаждения почти исчезла, так как воздух, служащий для понижения температуры в камере сгорания, проходит через основной канал двигателя, а его масса используется для повышения реактивного эффекта двигателя. Еще одним крупным источником сопротивления самолетов являлась открытая кабина экипажа, защищенная только спереди козырьком более или менее грубой формы. Обтекание козырька и выреза в фюзеляже приводило к сильной турбулизации потока и увлечению некоторой массы воздуха вслед за самолетом. Это увлечение и является источником сопротивления. Для его ликвидации стали применять закрытые кабины, вначале довольно грубые по форме, а затем все более обтекаемые. После того как убрано шасси, снижено сопротивление системы охлаждения, сделана обтекаемая кабина, начинает доминировать сопротивление трения, обусловленное большими поверхностями крыльев и их недостаточной гладкостью. Поэтому следующим мероприятием было уменьшение площади крыльев путем перехода от бипланов к монопланам, или вернее, увеличение удельной нагрузки на крыло G/S. Однако размах крыльев при этом не должен быть уменьшен во избежание уменьшения подъемной силы. Практически это привело к сохранению размаха крыльев при уменьшении их площади S, что дало увеличение их удлинения l=1²/S. Переход к свободно несущим монопланам освободил самолеты от сопротивления стоек и расчалок. Проблема гладкости обшивки встала особенно остро для крыльев с металлической обшивкой. Вначале отказались от гофрированной обшивки и перешли на гладкую и более толстую обшивку. Затем перешли на заклепки с потайными головками, что можно было сделать лишь при еще более значительных толщинах обшивки и, наконец, стали применять такую технологию производства и обработки поверхности крыльев, которая обеспечивала удовлетворительную их гладкость. Оптимальная -- "зеркальная" гладкость требовала значительного усложнения технологии и не нашла широкого применения. Переход на повышенную удельную нагрузку на крыло для истребителей -- с 40-60 кГ/м² до 100-150 кГ/м² -- потребовал разработки и применения средств механизации крыльев с целью увеличения их Cy_max. Это было достигнуто применением закрылков, щитков, предкрылков и различных в разных сечениях профилей крыльев. Естественно, что наибольший успех имели те мероприятия, которые давали полезный эффект в разных отношениях или, во всяком случае, не имели серьезных отрицательных свойств. На рис. 5 приведен график изменения значений F₀ для истребителей по годам. В период первой мировой войны вначале наблюдалось некоторое уменьшение вредной площади с 1 м² до 0,7-0,8 м², достигнутое благодаря некоторым аэродинамическим улучшениям; однако к концу войны вместе с резким увеличением мощностей двигателей увеличилось и значение F₀. В период 1920-- 1930 гг. наблюдалось небольшое уменьшение F₀, а после 1934 г. его значение снизилось более чем в два раза, и для монопланов периода второй мировой войны было характерно значение F₀, равное 0,35-0,3. Как мы показали, уменьшение F₀ слабо увеличивает максимальную подъемную силу; так, если F₀ будет уменьшено в три раза, то подъемная сила увеличится только на 20%.

Рис. 5. График изменения приведенной вредной площади F₀ маневренных истребителей по годам Для увеличения максимальной перегрузки при маневре важнейшее значение имело применение высотных двигателей. Принцип работы высотных двигателей состоит в следующем. Вес двигателя определяется его максимальной мощностью и схемой конструкции. Основную долю веса составляют система сжатия и расширения газов и система передачи энергии на винт. У обычного невысотного двигателя расчетным по прочности и весу параметром является работа на малой высоте, т. е. при максимальной плотности воздуха. По мере подъема на высоту двигатель все более и более разгружается и, таким образом, оказывается излишне прочным и излишне тяжелым для этих высот. Проще всего сделать двигатель высотным, т. е. приспособленным для работы на желаемой высоте, если рассчитать его размеры и прочность по условиям работы на расчетной высоте, а на меньших высотах не допускать работы на полной мощности путем ограничения подачи топлива. Такой двигатель называется переразмеренным, и при определенном весе на расчетной высоте он окажется более мощным, чем невысотный двигатель. Поскольку увеличение размеров двигателей для самолетов является нежелательным, то для увеличения мощности стали применять повышение числа оборотов двигателя и предварительное сжатие воздуха или рабочей смеси перед подачей в цилиндр. Реализация этих мероприятий происходила постепенно по мере улучшения конструкционных материалов, создания легких компрессоров для предварительного сжатия и разработки топлив, которые давали сгорание при повышенном давлении без явления детонации. Наиболее эффективным средством предварительного сжатия смеси оказался центробежный нагнетатель. Он и нашел самое широкое применение в период 1935-- 1945 гг. Его основное преимущество заключается в небольшом весе, а основной недостаток -- в излишнем нагревании смеси, в связи с чем понижается ее плотность. При работе на малой высоте, когда эффект сжатия не используется, мощность двигателя оказывается пониженной как вследствие затраты части мощности на вращение нагнетателя, так и в результате ненужного нагревания смеси. При большой высотности двигателя падение его мощности на малых высотах приводило к существенному ухудшению летных характеристик самолета на этих высотах, и особенно его маневренности. Для устранения этого недостатка были сконструированы устройства для изменения передаточного числа привода центробежного нагнетателя. Другим недостатком двигателя с нагнетателем было ухудшение экономичности, т. е. повышение удельного расхода двигателя. Причина этого заключается в том, что если сжатие рабочего тела происходит дважды -- в нагнетателе и в цилиндре, то расширение его происходит только в цилиндре, т. е. происходит как бы недорасширение рабочего тела, и выхлопные газы выбрасываются в атмосферу еще с большим запасом энергии. Этот недостаток можно устранить, если подавать выхлопные газы на турбину, а с турбины передавать мощность через специальный редуктор на вал двигателя. Такая система применялась на поршневых двигателях во второй половине сороковых годов, однако с появлением турбовинтовых двигателей эта система отпала. Значительно большее применение нашла несколько иная система: мощность, которую получала турбина от выхлопных газов, подавалась на привод нагнетателя, и двигатель освобождался таким образом от дополнительных затрат мощности на вращение нагнетателя. Достоинство подобных турбокомпрессорных агрегатов заключалось в основном в обеспечении ими большой высотности двигателя и применялись они поэтому на специальных высотных самолетах -- рекордных или военных разведчиках и истребителях. Для сравнения маневренных характеристик самолетов с невысотными и высотными двигателями необходимо принять некоторую систему сравнения. Очевидно, что на малой высоте самолет с невысотным двигателем будет более маневренным. На больших высотах, наоборот, более маневренным будет самолет с высотным двигателем. Однако высотности бывают разные и поэтому трудно выбрать высоту для сравнения. Можно производить сравнение по максимальным перегрузкам, независимо от высоты. Можно провести и такое условное сравнение: зная мощность высотного двигателя N_p на расчетной высоте, находим затем его мощность на малой высоте N_э, как если бы он был невысотным, или, иначе говоря, продолжаем его характеристику мощности по высотам до высот, меньших расчетной, вплоть до уровня земли. По этой мощности находим перегрузку n_уэ и для самолетов с высотными двигателями. Следует еще указать, что высотность двигателей зависит также и от скорости полета, если заборник воздуха поставлен против потока и в нем используется сжатие от скоростного напора. Перейдем к обзору маневренных самолетов периода 1932-- 1938 гг. Основные характеристики рассмотренных самолетов даны в табл. 3. Поскольку они имели высотные двигатели с винтами изменяемого шага, значения Y и n_у даны для мощностей N_р и N_э. Характеристики виражей приведены для малых высот, но при условии, что перегрузка соответствует мощности на расчетной высоте. На самом деле мощность у земли несколько меньше, чем на расчетной высоте, но зато плотность воздуха выше, и поэтому в области высот от земли до расчетной подъемная сила, а следовательно, и перегрузка примерно постоянны. Самыми замечательными по маневренным характеристикам для второй половины тридцатых годов являются самолеты конструкции Н. Н. Поликарпова -- "И-15", "И-16" и его модификации и самолет "И-153". Последний самолет можно рассматривать как самое высокое достижение в области конструирования маневренных самолетов с поршневыми двигателями. Самолет "И-153" имел максимальную перегрузку на малой высоте около 4, а по эквивалентной мощности -- более 5. Это позволяло самолету выполнять пилотаж с высокими перегрузками в течение длительного времени без потери энергии. Самолет "И-153" является дальнейшим развитием самолетов "И-5" и "И-15". Сначала был сделан переход от самолетов "И-5" к самолетам "И-15"; оба они представляют собой бипланы примерно с одинаковыми размахами и площадями крыльев. Мощность двигателя у самолета "И-15" в полтора раза выше, а эквивалентная даже в два раза выше, чем у "И-5"; однако вес пустого самолета "И-15" увеличен примерно на 30%, а полетный вес на 20% по сравнению с весом самолета "И-5". Максимальная подъемная сила увеличилась на 30% и коэффициент перегрузки на малой высоте -- примерно на 8%, достигнув величины около 3,5. На высотах более 2,5 км преимущество в маневренной перегрузке составляет около 30%. На самолете "И-15" были сделаны также некоторые аэродинамические улучшения шасси, капота двигателя и др. Самолет "И-153", выпущенный примерно через 4 года после самолета "И-15", имел еще более мощный высотный двигатель, на нем были установлены убирающееся шасси и закрытая кабина. Это дало увеличение аэродинамического качества с 9,7 до 11. На маневренных характеристиках, естественно, сказалось в основном увеличение мощности двигателя примерно на 30% при увеличении полетного веса примерно на 17%. В результате маневренная перегрузка увеличилась примерно на 15%, а на больших высотах -- на 30% благодаря более значительной высотности двигателя. Самолет "И-153" был последним истребителем-бипланом с поршневым двигателем и имел наиболее высокие характеристики по сравнению со своими предшественниками и с находившимися в эксплуатации одновременно с ним маневренными бипланами. Высокие характеристики самолета "И-153" получены в результате большого опыта конструкторской деятельности Н. Н. Поликарпова, целеустремленно направленной на создание маневренного истребителя. Н. Н. Поликарповым был построен целый ряд самолетов-бипланов, которые имели высокие характеристики для своего времени. Однако он понимал, что бипланам присущи органические недостатки и что переход на монопланы неизбежен. В 1934 г. Н. Н. Поликарпов выпускает свой знаменитый самолет "И-16", в котором он стремился совместить скоростные и маневренные свойства. Хотя к 1934 г. истребители-монопланы стали строить и другие конструкторы, отечественные и иностранные, тем не менее, самолет "И-16" был весьма оригинален по своим формам; он казался чрезмерно коротким и тупоносым. Хвостовое оперение располагалось почти вслед за крылом, и это вызывало сомнение по поводу устойчивости самолета. Были опасения и относительно надежности его выхода из штопора. Самолет испытывал замечательный мастер высшего пилотажа -- Валерий Павлович Чкалов; при испытаниях самолет показал замечательные для того времени скоростные и маневренные качества. Именно во время этих испытаний было показано, что скорость является важнейшим фактором маневренности, так как самолет, получив разгон, приобретает дополнительную кинетическую энергию и при малом лобовом сопротивлении эта энергия сохраняется длительное время. Из материалов, приведенных в табл. 3, видно, что по характеристике веса пустого K_G0 самолет "И-16" мало уступал лучшим истребителям-бипланам, а его характеристика сопротивления была почти вдвое меньше, чем у них (F₀=0,4). Коэффициент перегрузки у самолета "И-16" был более 3, а с более мощным двигателем -- более 3,5 на малой высоте. Сомнения в отношении устойчивости самолета "И-16" быстро рассеялись. Правда, первые серии самолета, на котором был установлен относительно легкий двигатель, имели заднюю центровку и недостаточную устойчивость по перегрузке. Некоторым летчикам это даже нравилось, так как градиент усилия по перегрузке был мал и самолет был очень "резвым". Однако то, что было хорошо при маневрировании в хорошую погоду, оказалось плохим при полете в сложных метеорологических условиях при отсутствии видимости. В этих условиях летчик не мог контролировать поведение самолета по угловой скорости тангажа. После установки более тяжелых двигателей центр тяжести самолета сдвинулся вперед, и самолет стал прост в пилотировании, несмотря на свой короткий хвост. Удаление хвостового оперения от центра тяжести самолета сказывается на демпфирующем эффекте продольного движения; однако это не единственный фактор; демпфирование в большой мере определяется действием крыла. При характеристиках плотности r_сам=G/gSl, присущих самолету "И-16", демпфирование продольных движений достаточно велико. Самолет "И-16", будучи близким к бипланам по перегрузке, имел значительно меньшую площадь крыльев и, следовательно, более высокую удельную нагрузку. Это не отразилось существенно на его взлетно-посадочных характеристиках, особенно на последующих модификациях самолета, снабженных посадочными щитками, однако радиусы кривизны траектории при маневре с максимальной перегрузкой увеличились, что видно из табл. 3. Самолет "И-16" явился как бы промежуточным звеном для перехода к скоростным истребителям-монопланам периода второй мировой войны. На нем стал возможен высший пилотаж в виде комбинации и вращений и движений в вертикальной плоскости, что является характерным для современной программы высшего пилотажа. Опасения в отношении трудности выхода самолета из штопора не оправдались. Послушав споры ученых, в которых принимал участие и автор, В. П. Чкалов решил испытать самолет, и оказалось, что даже при задней центровке самолет легко выходил из штопора, чего не наблюдалось у самолетов-бипланов "И-15" и "И-153". В. П. Чкаловым была даже предложена новая фигура -- восходящий штопор. Самолет разгонялся путем снижения, выводился на вертикальную восходящую траекторию, и затем, когда скорость в достаточной мере уменьшалась, рули ставились в штопорное положение и самолет делал штопор вверх, пока не иссякал запас скорости. Условия начала штопора определялись допустимой перегрузкой по прочности самолета. Преимущество самолета "И-16" в отношении маневренности определялось также более высоким уровнем кинетической энергии при полете на максимальной скорости. Так, если для самолетов "И-5" и "И-15" значения h_к были соответственно 310 и 400 м, то для самолета "И-16" и его модификации 1938 г. эти значения были соответственно равны 630 и 700 м. Как мы уже указывали, с началом второй мировой войны от разделения самолетов-истребителей на скоростные и маневренные отказались, поскольку доминирующим фактором при выполнении вертикальных маневров стал запас кинетической энергии. Отсутствие подразделения истребителей на скоростные и маневренные нужно понимать в смысле особенностей их аэродинамики. Однако сама по себе большая скорость, определяющая запас кинетической энергии, еще не характеризует маневренные свойства в маневренном бою, так как даже очень большой запас кинетической энергии, или вернее полной энергии (включая и начальную высоту полета), может быть израсходован при маневрировании с большими перегрузками. По своей аэродинамике и по мощности двигателей истребители СССР, Германии, Англии и США были довольно близки друг к другу; это обстоятельство было обусловлено взаимным ознакомлением с конструктивными идеями, которое имело место и до войны и еще более усилилось во время войны благодаря захвату сбитых самолетов. Маневренность каждого истребителя можно было повысить, уменьшив его полетный вес. Так, например, известный немецкий истребитель Мессершмидт Me-109" имел две модификации: одну с более мощным вооружением и, следовательно, более тяжелую -- "G" и вторую -- легкую, маневренную -- "F". Разница в весах этих модификаций самолетов и соответственно в значениях n_у составляла 15-20%. Облегчение самолетов достигалось в основном путем уменьшения запаса топлива, боеприпасов, числа стволов оружия и т. п. Эти мероприятия в значительной мере ухудшали боевые качества самолетов. Чем меньше был вес пустого самолета или, вернее, чем меньше была величина Y/G₀, тем больше была возможность облегчить самолет. Не впадая в преувеличение достижений отечественной научной и конструкторской мысли, можно утверждать, что в отношении веса конструкции советские истребители были среди лучших. В данной работе мы не будем анализировать характеристики истребителей второй мировой войны. В табл. 3 приведены характеристики самолета "Як-1М", специально облегченного для повышения маневренных характеристик. Если рассматривать значения K_G0 и n_у этого самолета, отнесенные к действительной мощности у земли, то вес конструкции у него оказывается выше, а n_у меньше, чем у лучших истребителей-бипланов. Однако, если отнести эти характеристики к эквивалентной мощности, то конструкция должна быть оценена как очень легкая, а значение n_у как достаточно высокое. Для иллюстрации развития маневренных самолетов в период 1913-- 1938 гг. мы построили на рис. 6 и 7 графики, дающие изменение основных показателей маневренных самолетов по годам. На рис. 6. дано изменение максимального значения коэффициента перегрузки n