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 KG0 самолет "И-16" мало уступал лучшим истребителям-бипланам, а его характеристика сопротивления была почти вдвое меньше, чем у них (F00,4). 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 rсамG/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 hк 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 nу 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 KG0 и nу этого самолета, отнесенные к действительной мощности у земли, то вес конструкции у него оказывается выше, а nу меньше, чем у лучших истребителей-бипланов. Однако, если отнести эти характеристики к эквивалентной мощности, то конструкция должна быть оценена как очень легкая, а значение nу 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 nу. Как видно, в период первой мировой войны значение nу возросло примерно на 30%, что соответствует увеличению горизонтальной составляющей перегрузки на 40%. В период 1920-- 1930 гг. значение nу повышалось сравнительно медленно, а затем темп роста увеличился, и к 1938 г. nу достигло величины 4, т. е. вдвое большей, чем перед началом первой мировой войны.
      На рис. 6 пунктиром показано изменение величины эквивалентной перегрузки для самолетов с высотными двигателями. Напомним, что эта величина характеризует перегрузку при маневре на больших высотах. Как видно, применение высотных двигателей дало очень резкое повышение nу по годам.
      Для получения величины nу на высотах, превышающих границу высотности двигателей, нужно воспользоваться графиком, приведенным на рис. 3. Например, для самолета "И-5" с двигателем малой высотности перегрузка у земли равна 3,25. Подъемная сила на высоте 4 км при винте фиксированного шага составит 0,59 от ее значения у земли (см. рис. 3), а коэффициент перегрузки будет равен 0,593,251,92.
      Рис. 6. График изменения максимального значения коэффициента перегрузки маневренных истребителей по годам
      У самолета "И-153" эквивалентная перегрузка равна 5,25 (см. рис. 6); коэффициент падения перегрузки на высоте 4 км при винте изменяемого шага будет равен 0,63 (см. рис. 3) и коэффициент перегрузки будет равен nу0,63 5,25 3,3, т. е. на 70% больше, чем у самолета "И-5". На малой высоте преимущество в величине перегрузки у самолета "И-153" по сравнению с ее величиной у самолета "И-5" будет лишь около 20%.
      На рис. 7 дано изменение коэффициента веса пустого самолета по годам. Мы уже указывали, какое важное значение для получения высокой маневренности имеет величина KG0. Чем меньше величина KG0, тем большая перегрузка может быть получена при определенном значении относительной величины полезной нагрузки. Если же значение KG0 велико, то самолет может оказаться маневренным только при относительно малой нагрузке.
      Как видно из графика, приведенного на рис. 7, резкое уменьшение значения KG0 имело место в период первой мировой войны, а затем возможность его уменьшения была почти исчерпана. Пунктирной линией дано изменение величины KG0, отнесенной к эквивалентной мощности высотных двигателей; как видно из графика, с ростом высотности произошло новое значительное уменьшение KG0.
      Рис. 7. График изменения коэффициента веса маневренных истребителей без нагрузки по годам
      Если бы в современных условиях сконструировать маневренный самолет с турбовинтовым двигателем, то величина KG0 оказалась бы у него значительной меньшей, чем у самолета с поршневым двигателем, и, соответственно, можно было бы получить высокую маневренную перегрузку. Однако еще более выгодно использовать турбореактивный двигатель. Определение максимальной перегрузки для самолета с турбореактивным двигателем довольно просто. Для этого нужно взять силу тяги ТРД Р при скорости, соответствующей маневру, т. е. около 85% статической тяги Р0; эту тягу нужно умножить на аэродинамическое качество и разделить на вес самолета. Мы получим: ny0,85K*P0/G. Так, при значениях P0/G, равных 0,5-0,7, мы получим значение , ny равное 4,5-6 и даже больше. Можно сделать специальный самолет со значением P0/G больше единицы, и тогда можно получить ny более 8. Однако такая перегрузка будет очень тяжела для летчика. Самолеты с ТРД имеют значение P0/G не менее 0,25, тогда при хорошем аэродинамическом качестве ny будет не менее 3. С поднятием на высоту ny будет уменьшаться примерно по закону
      до границы стратосферы, а затем -- пропорционально изменению давления.
      ========
      ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕКОТОРЫХ МАНЕВРЕННЫХ САМОЛЕТОВ
      Для того чтобы познакомить читателя с летно-техническими характеристиками маневренных самолетов периода 1913-- 1938 гг., т. е. за двадцать пять лет их развития, мы приведем материалы, полученные путем поверочных расчетов с использованием современных методов. Мы выбрали самолеты, во-первых, характерные с точки зрения истории их развития, и, во-вторых, близкие к самолетам, применявшимся в русской и советской авиации.
      Возглавить эту группу должен самолет французской конструкции "Моран-Ж" (1913 г.), на котором много летал П. Н. Нестеров и на котором он таранил австрийский самолет. Летали на нем и многие другие русские летчики в период 1914-- 1917гг. Обучение на самолете "Моран" производилось и после Октябрьской революции, в период 1918-- 1922 гг., причем этот самолет использовался для обучения высшему пилотажу, пока на смену ему не пришел самолет У-1 ("Авро"). Самолет "Моран-Ж" был уже подробно описан в статье "На чем летал П. Н. Нестеров", и здесь мы не будем возвращаться к нему.
      Самолет "Ньюпор-17"
      Вторым самолетом, на котором необходимо остановиться, будет тоже самолет французской конструкции -- "Ньюпор-17", на котором летали, дрались с неприятелем, демонстрировали высший пилотаж, вероятно, все русские и советские летчики-истребители в период 1916-- 1922 гг. Полуторопланы "Ньюпор" (см. рис. 2, б и рис. 8) применялись в разных модификациях, но самолет "Ньюпор-17" был самым типичным из них, и большое количество таких самолетов было построено в России. На самолетах "Ньюпор-17" дрались советские летчики с самолетами интервентов, разыскивали войска белогвардейцев и интервентов, штурмовали их пулеметным огнем и даже производили бомбометание. Много недостатков имели самолеты "Ньюпор-17" -они легко срывались в штопор, разрушались в полете, часто ломались при посадке, однако достоинствами их были большая "резвость" при маневрировании и хороший обзор для летчика.
      Рис. 8. Самолет "Ньюпор-17" -- виды спереди и сверху
      На рис. 9 приведены поляра самолета "Ньюпор-17" и профиль его крыльев; как видно из рисунка, самолет имел тонкое крыло со значительной кривизной средней линии. Эффективное удлинение крыла около 5; по известной максимальной скорости и примерному значению коэффициента полезного действия винта была найдена эквивалентная вредная площадь F00,76 м, после чего оказалось возможным составить уравнение поляры:
      Cх0,065 + 0,065Су2
      В районе Сумах и на малых Су поляра "отваливает" от теоретической, как показано на рис. 9. Максимальное аэродинамическое качество получилось равным примерно 7,7. Затем по характеристике двигателя "Рон" (мощностью 110 л. с.) был подобран винт диаметром 2,45 м и шагом 2,75 м. Характеристики тяги и полезной мощности были определены обычными приемами, путем сопоставления коэффициентов мощности винта
      с аналогичными коэффициентами для двигателя.
      На рис. 10 приведены характеристики потребной и располагаемой мощностей, для высот полета 0, 2, 4 и 6 км. При расчете потребной мощности на малой высоте и малой скорости была учтена вертикальная составляющая тяги, и это дало уменьшение минимальной скорости примерно на 12%.
      Рис. 9. Профиль крыла и поляра самолета "Ньюпор-17"
      По пересечениям потребных и располагаемых мощностей были определены максимальные скорости (рис. 11). По максимальным избыточным мощностям DNNр-- Nп были определены максимальные вертикальные скорости и подсчитано время подъема на разные высоты.
      Для расчета виражей был построен вспомогательный график (рис. 12) зависимости потребной Qгор и располагаемой Р тяги от кинетической высоты hкV2/2g. Проведя на этом графике прямые из начала координат, получим режимы полета с максимальной перегрузкой; величина перегрузки равна отношению P/Qгop в точках пересечения луча с кривыми располагаемой и потребной тяги. Максимальная подъемная сила оказалась равной Ymах1360 кГ; по приближенному расчету мы получили величину 1320 кГ.
      На рис. 13 даны характеристики маневренности самолета на малой высоте. Минимальный радиус виража оказался равным около 50 м и минимальное время совершения круга-- 10 сек. Был произведен также расчет виража для гипотетического случая, когда при больших Су поляра не "отваливает", а продолжает следовать закону Сх 0,065(1+ Су2).
      Рис 10 График располагаемых мощностей двигательной группы и мощностей, потребных для горизонтального полета самолета "Ньюпор-17"
      Полученные результаты показаны на рис. 12 и 13 пунктирной линией. Подобное продление поляры имело бы место при более широких крыльях. Как видно из рисунков, это дало бы незначительное увеличение перегрузки, но значительно уменьшило бы радиус и время виража (время виража снизилось бы до 8,1 сек, а радиус был бы равен 35 м). Следует указать, что если у самолета "Ньюпор" средняя ширина крыла (сумма ширины верхнего и нижнего крыльев) составляла около 1,9 м, то у английского самолета Сопвич "Кемел" она была равна 2,7 м. При взлете самолета "Ньюпор" среднее значение силы тяги составляло около 250 кГ, или 45% веса. Это довольно большая тяга, которая давала среднее ускорение, равное со 4 м/сек2; при отрыве на скорости, равной 20 м/сек, время разбега будет равно 5 сек и длина разбега -- 50 м. При скорости встречного ветра 5 м/сек длина разбега составляла всего 30 м.
      Рис. 11 График скоростей и скороподъемности самолета "Ньюпор-17"
      Рис. 12. График для расчета максимальной перегрузки самолета "Ньюпор-17"
      Взлет самолета "Ньюпор" был очень эффектным -- после очень короткого разбега самолет почти сразу переходил на набор высоты под углом 16о-17о. Некоторые летчики после отрыва начинали выполнять спиральный набор высоты. При крене в 45о и скорости около 100 км/час самолет мог выполнять спираль с радиусом около 70 м, совершая один виток за 17 сек и набирая около 80 м высоты. Спиральный взлет был очень опасен, так как в случае остановки двигателя на малой высоте летчик не успевал перевести самолет на планирование и он обычно переходил в штопор.
      Рис. 13 Характеристики маневренности самолета "Ньюпор-17" на малой высоте
      Расчет расхода топлива в полете показал, что минимальный часовой расход составлял около 12 кг/час при скорости 100 км/час и около 25 кг/час на мощности, близкой к максимальной. При запасе топлива, равном около 60 кг, время полета с маневрированием составляло около 2 час. Максимальную дальность самолет имел при скорости 125 км/час, при километровом расходе 0,12 кг/км; при этих условиях максимальная дальность могла составить около 500 км.
      Приведенные материалы могут дать известное представление о том, что представлял собой истребитель времен первой мировой войны.
      При неработающем двигателе винт обычно останавливался и величина вредной площади становилась равной около 1,2 м, а аэродинамическое качество К6. При скорости 80-85 км/час скорость снижения была равна 4 м/сек; при спирали с креном в 45о и скорости 100 км/час радиус спирали был равен около 80 м, время витка -- 20 сек и снижение за один виток -- около 120 м.
      Самолет И-5
      Самолет "И-5" (рис. 14) был разработан группой конструкторов под руководством Н. Н. Поликарпова и Д. П. Григоровича в 1930 г. Это был типичный биплан с двигателем воздушного охлаждения, имеющим звездообразное расположение цилиндров. Вначале на каждом цилиндре был индивидуальный обтекатель, а затем был применен общий кольцевой обтекатель.
      Рис 14 Схема истребителя "И-5"
      Крылья самолета имели довольно толстый профиль с плоской нижней стороной. Казалось бы, ни по схеме, ни по мощности двигателя самолет не отличался от ранее построенных истребителей. Его достоинства определялись малым весом пустого самолета и большим значением перегрузки при маневре; хорошо были отработаны и его органы управления.
      На рис. 15 даны поляры и профиль крыла самолетов "И-5" и "И-153". На рис. 16 даны графики скоростей по высотам и вертикальных скоростей для самолета "И-5".
      Для расчета маневров самолета удобно применить такую последовательность. Для некоторой скорости V мы знаем максимальную силу тяги двигательной группы Р; при установившейся скорости полета или маневра эта тяга должна быть равна силе сопротивления; отсюда мы можем найти коэффициент сопротивления СxP/qS, а, пользуясь полярой или формулой для нее, по Сх, находим Су, и тогда величина подъемной силы будет:
      Рис. 15. Профиль крыла и поляры самолетов истребителей "И-5" и "И-153"
      Рис. 16. Характеристики скоростей и скороподъемности самолета "И-5"
      Рис. 17. Характеристики тяги и максимальной подъемной силы самолета "И-5" для малой высоты
      Произведя такие расчеты для ряда скоростей, мы сможем построить график подъемной силы по скорости (рис. 17); затем определим коэффициент перегрузки nу для желаемого значения веса самолета и найдем радиус виража и время совершения круга:
      Величины ny, r, t наносим на график (рис. 18). Подобный расчет можно проделать и для другой высоты, взяв соответственно силу тяги и значение скоростного напора для этой высоты.
      Самолет И-153
      Как мы уже указывали, дальнейшим развитием самолета "И-5" явился самолет "И-15", который имел более мощный двигатель и несколько улучшенную аэродинамику. У самолета "И-153" кроме дальнейшего повышения мощности двигателя воздушного охлаждения была более существенно улучшена аэродинамика. Поэтому мы не будем приводить характеристики самолета "И-15", а прямо перейдем к самолету "И-153", у которого маневренные характеристики были наиболее высокими и который был последним из маневренных бипланов.
      Оба самолета, "И-15" и "И-153", были сконструированы под руководством Н. Н. Поликарпова. Схема самолета "И-153" приведена на рис. 19, его поляра была приведена на рис. 15; она отличается от поляры самолета "И-5" только меньшим значением Сх и тем, что аэродинамическое качество повысилось до значения К11. Характеристика полезной мощности была построена для винта изменяемого шага при условии сохранения постоянного числа оборотов независимо от высоты и скорости полета.
      Рис. 18. Характеристики маневренности самолета "И-5" на малой высоте
      Рис. 19. Схема истребителя "И-153"
      Расчет горизонтальных и вертикальных скоростей производился по графику полезных и потребных мощностей. При расчете потребных мощностей NпoтpQV/75 подъемная сила самолета определялась с учетом вертикальной составляющей тяги, при использовании геометрического построения на поляре, предложенного Н. Е. Жуковским (рис. 20).
      На рис. 21 приведены горизонтальные скорости полета и время подъема на высоты. Как видно из графика, скороподъемность самолета очень высокая. Скорость отрыва при взлете равна около 35 м/сек при среднем значении силы тяги 850 кГ; среднее ускорение при разбеге jср3,8 м/сек2, время разбега -- 9 сек и длина разбега около 160 м.
      Расчет характеристик маневренности на малой высоте производим таким же методом, как делали это для самолета "И-5" (рис. 22). На этом же графике нанесена характеристика перегрузки, допустимой по условию Cyдoп0,85Сумах, nу доп Cyдoп qS/G.
      Рис. 20. Поляры самолета "И-153" без тяги и с тягой
      Рис. 21. Характеристики скоростей и скороподъемности самолета "И-153"
      Рис. 22. Характеристики маневренности самолета "И-153" на малой высоте
      Затем, как мы это уже делали ранее, находим радиус виража и время совершения полного круга; эти расчеты производились для полетного веса 1700 кГ. Как видно из графика, максимальная перегрузка доходит до 3,6 и минимальное время виража составляет около 11 сек, т. е. почти такое же, как и у самолета "И-5".
      У самолета "И-153", как это было и у самолета "И-15", верхнее крыло сделано по схеме "чайка", т. е. оно не проходит над фюзеляжем, как это было типично для бипланов, а выгибается и примыкает к фюзеляжу. Это сделано для улучшения обзора вперед, что очень важно для истребителя. Благодаря такой схеме образуется не только значительная боковая поверхность, но, сливаясь с фюзеляжем, эта поверхность придает крылу более высокое удлинение. Основные крылья, которые не дают боковой силы, экранируют боковые поверхности как шайбы и тоже увеличивают их удлинение.
      В результате расчета было получено, что аэродинамическое качество в боковом направлении, т. е. соотношение коэффициента боковой силы Cz и коэффициента сопротивления Cх имеет величину 3,5-- 4,0. Градиент боковой силы меньше градиента подъемной силы примерно в пять раз. Эффективный размах боковых поверхностей благодаря экранирующему действию крыльев получился равным около 3 м и тогда максимальное значение боковой силы оказывается равным около 2000 кГ, т. е. больше веса самолета. Благодаря этому самолет "И-153" был способен летать по горизонтали с креном 90о, т. е. на боку. Подобный своеобразный вид полета выполнялся практически.
      Самолет И-16
      Как мы уже указывали, намерением конструктора Н. Н. Поликарпова было -совместить в самолете "И-16" скоростные и маневренные качества. Это ему удалось в основном осуществить. Схема самолета приведена на рис. 23, а основные характеристики даны в табл. 3. С тем же двигателем, что и у самолета "И-153", самолет "И-16" (модификации 1938 г.) имел почти тот же вес, но площадь крыльев у него была в полтора раза меньше, чем у самолета "И-153". Размах крыльев у обоих самолетов был одинаковым.
      Таким образом, основное отличие самолета "И-16" от самолета "И-153" состояло в большей величине удельной нагрузки на крыло и меньшем значении приведенной вредной площади F0. Благодаря этим особенностям у самолета "И-16" оказалась более высокая максимальная скорость -- на 10%, но и более высокая минимальная скорость -- примерно на 20%.
      Профилем крыла самолета "И-16" был профиль "Кларк-YH", который характерен несколько отогнутой вверх задней кромкой; на рис. 24 показан этот профиль в среднем сечении и поляра самолета.
      Характеристику тяги можно взять из расчета самолета "И-153", поскольку двигатели у этих самолетов одинаковые. Значения силы тяги P75N/V приведены на рис. 25. Дальнейший расчет производим, исходя из значений подъемных сил, способ определения которых был уже изложен ранее, но этот расчет мы повторяем для ряда высот от 0 до 11 км (рис. 26).
      Пользуясь этим графиком, мы можем определять характеристики маневра на любых скоростях и высотах при желаемых полетных весах. Исходя из веса 1750 кГ и задаваясь значениями перегрузок ny 1; 1,5; 2, 2,5 и 3, мы находим подъемные силы и скорости полета на различных высотах. По этим материалам строим график скоростей по высотам при указанных перегрузках (рис. 27), который дает области маневрирования и позволяет получить характеристики маневрирования при всех скоростях и высотах.
      Рис 23 Схема истребителя "И-16"
      Характеристики маневренности самолета приведены на рис. 28, причем вместо радиусов и времени виража даны значения угловой скорости при вираже wgnгор/V. На тот же график нанесены значения угловой скорости при вираже для самолета "И-153".
      Рис. 24. Профиль крыла и поляра самолета "И-16"
      Рис. 25. Характеристики тяги для самолета "И-16"
      Рис. 26. Зависимости подъемной силы от высоты и скорости полета для самолета "И-16"
      Рис. 27. График значений перегрузок в зависимости от высоты и скорости полета для самолета "И-16"
      Левые части графиков соответствуют условиям ограничений при Су0,85Суmах. Как видно из графика, при скоростях, меньших 70 м/сек (250 км/час), самолет "И-153" имеет большое превосходство в угловой скорости, или, иначе говоря, при определенной скорости он имеет меньший радиус виража. При скоростях, превышающих 100 м/сек (360 км/час), преимущество в угловой скорости имеет самолет "И-16". Какой же самолет имеет преимущество в воздушном бою? Это зависит от опыта летчика; самолету "И-153" не следовало завязывать бой при большой скорости, а самолету "И-16" -- при малой. Преимущество у того, кто располагает инициативой, а она у того, у кого больше скорость.
      Рис 28. Сравнительный график характеристик маневренности самолетов "И-16" и "И-153"
      Рис. 29. График изменения максимальной подъемной силы с высотой для самолета "И-16"
      Если самолет "И-153" предлагает маневрирование на низких скоростях, то самолет "И-16" может его не принять и удалиться с целью подготовки маневра для атаки, а самолет "И-153" лишен такой возможности.
      Взлет самолета "И-16" характеризуется скоростью отрыва, равной 150 км/час, временем разбега 10 сек и длиной разбега около 210-220 м; начальная вертикальная скорость у него около 16 м/сек, угол подъема -- около 15о. На рис. 29 дан график изменения максимальной подъемной силы с высотой, построенный по данным, полученным из графика, приведенного на рис. 26; этот график дает зависимость потолка самолета от его полетного веса.
      * *
      На этом мы заканчиваем рассмотрение истории развития маневренных самолетов с поршневой винтомоторной группой. Мы полагаем, что изложенный материал представляет не только исторический, но и методический интерес. Опыт истории всегда служит и для общего развития специалистов, и для правильного понимания путей продвижения в новое.
      Библиография
      1. Вейгелин К. Е., Путь летчика Нестерова, Оборонгиз, 1939.