 детали,  отводЯщие  тепло,  --  радиаторы  и
ребристые цилиндры -- были заключены в специальные каналы, скорость потока в
которых была значительно ниже скорости основного воздушного потока. ќто 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.  ‚начале эти
туннели представлЯли собой наружные надстройки,  а затем их стали все больше
и больше убирать  внутрь фюзелЯжа или крыльев. …сли взЯть, например, самолет
"џк-3" (1943 г.), то о наличии у него внутренних  туннелей можно было судить
лишь по небольшим воздухозаборникам.
     ‘  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.
     …ще одним крупным источником сопротивлениЯ  самолетов ЯвлЯлась открытаЯ
кабина экипажа, защищеннаЯ только спереди козырьком  более или  менее грубой
формы.  Ћбтекание   козырька   и  выреза  в  фюзелЯже  приводило  к  сильной
турбулизации потока и увлечению некоторой массы воздуха вслед за  самолетом.
ќто увлечение  и ЯвлЯетсЯ источником сопротивлениЯ. „лЯ его ликвидации стали
применЯть закрытые  кабины, вначале  довольно грубые по форме,  а затем  все
более обтекаемые.
     Џосле того как убрано шасси,  снижено сопротивление системы охлаждениЯ,
сделана  обтекаемаЯ  кабина,  начинает  доминировать  сопротивление  трениЯ,
обусловленное большими поверхностЯми крыльев и  их недостаточной гладкостью.
Џоэтому   следующим  мероприЯтием  было  уменьшение  площади  крыльев  путем
перехода от бипланов к монопланам,  или вернее, увеличение удельной нагрузки
на  крыло  <i>G</i>/<i>S</i>.  Ћднако размах  крыльев при этом не должен быть  уменьшен во
избежание  уменьшениЯ подъемной  силы. Џрактически это  привело к сохранению
размаха  крыльев  при  уменьшении  их площади  <i>S</i>,  что  дало  увеличение  их
удлинениЯ l=<i>1</i><sup>2</sup>/<i>S</i>.
     Џереход   к   свободно   несущим   монопланам   освободил  самолеты  от
сопротивлениЯ стоек и  расчалок. Џроблема гладкости обшивки  встала особенно
остро  длЯ   крыльев  с   металлической   обшивкой.  ‚начале  отказались  от
гофрированной обшивки и  перешли на гладкую и  более  толстую обшивку. ‡атем
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. ЋптимальнаЯ --  "зеркальнаЯ"
гладкость требовала значительного усложнениЯ  технологии и не нашла широкого
применениЯ.
     Џереход  на повышенную удельную нагрузку на крыло длЯ истребителей -- с
40-60 <i>кѓ</i>/<i>м</i><sup>2</sup> до 100-150  <i>кѓ</i>/<i>м</i><sup>2</sup> -- потребовал разработки
и  применениЯ   средств   механизации   крыльев   с  целью   увеличениЯ   их
Cy<sub>max</sub>.  ќто   было   достигнуто  применением  закрылков,  щитков,
предкрылков и различных в разных сечениЯх профилей крыльев. …стественно, что
наибольший успех  имели  те  мероприЯтиЯ,  которые давали полезный  эффект в
разных отношениЯх  или, во всЯком  случае, не  имели серьезных отрицательных
свойств.
     Ќа  рис.  5  приведен  график  изменениЯ   значений  F<sub>0</sub>  длЯ
истребителей по годам. ‚ период  первой мировой  войны  вначале  наблюдалось
некоторое  уменьшение   вредной  площади   с  1  <i>м</i><sup>2</sup>  до   0,7-0,8
<i>м</i><sup>2</sup>, достигнутое благодарЯ некоторым  аэродинамическим улучшениЯм;
однако  к концу  войны  вместе с  резким  увеличением  мощностей  двигателей
увеличилось и значение F<sub>0</sub>.
     ‚   период   1920--   1930   гг.   наблюдалось   небольшое   уменьшение
F<sub>0</sub>, а после 1934 г. его значение  снизилось более чем в два раза,
и  длЯ монопланов  периода второй  мировой  войны  было характерно  значение
<i>F</i><sub>0</sub>, равное 0,35-0,3.
     Љак   мы   показали,   уменьшение   <i>F</i><sub>0</sub>   слабо   увеличивает
максимальную подъемную силу; так,  если F<sub>0</sub> будет  уменьшено в три
раза, то подъемнаЯ сила увеличитсЯ только на 20%.
     <img      border=0     width=304      height=209      id="_x0000_i1103"
src="pishnoff_150.gif" alt=Pishnoff-150.gif>
     ђис.  5. ѓрафик изменениЯ  приведенной  вредной  площади  <i>F</i><sub>0</sub>
маневренных истребителей по годам
     „лЯ увеличениЯ  максимальной перегрузки при  маневре важнейшее значение
имело применение высотных двигателей.  Џринцип  работы  высотных  двигателей
состоит в следующем. ‚ес двигателЯ определЯетсЯ его максимальной мощностью и
схемой  конструкции.   Ћсновную  долю  веса   составлЯют  система  сжатиЯ  и
расширениЯ газов и система передачи энергии на винт.  “ обычного невысотного
двигателЯ расчетным по прочности и весу параметром ЯвлЯетсЯ  работа на малой
высоте, т. е. при максимальной плотности воздуха. Џо мере подъема на  высоту
двигатель все  более  и более  разгружаетсЯ  и,  таким  образом, оказываетсЯ
излишне  прочным и  излишне тЯжелым  длЯ  этих  высот. Џроще  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. ’акой  двигатель называетсЯ переразмеренным,  и
при  определенном  весе на расчетной высоте он  окажетсЯ  более  мощным, чем
невысотный двигатель.
     Џоскольку  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.  ђеализациЯ  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.
     Ќаиболее эффективным средством  предварительного сжатиЯ смеси  оказалсЯ
центробежный нагнетатель.  Ћн  и  нашел  самое  широкое применение  в период
1935-- 1945 гг. …го  основное  преимущество заключаетсЯ  в небольшом весе, а
основной недостаток -- в излишнем нагревании смеси, в свЯзи с чем понижаетсЯ
ее  плотность.  Џри  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.  Џри большой  высотности двигателЯ падение его мощности на
малых  высотах  приводило  к  существенному ухудшению  летных  характеристик
самолета на этих высотах, и особенно его маневренности. „лЯ устранениЯ этого
недостатка были сконструированы устройства длЯ изменениЯ передаточного числа
привода центробежного нагнетателЯ.
     „ругим   недостатком   двигателЯ   с   нагнетателем   было    ухудшение
экономичности,  т. е. повышение удельного  расхода двигателЯ.  Џричина 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. ќтот недостаток
можно  устранить,  если подавать  выхлопные  газы  на  турбину,  а с турбины
передавать  мощность через  специальный  редуктор на  вал  двигателЯ.  ’акаЯ
система  применЯлась на  поршневых двигателЯх  во второй  половине сороковых
годов, однако с поЯвлением турбовинтовых двигателей эта система отпала.
     ‡начительно 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. „остоинство 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.
     „лЯ  сравнениЯ  маневренных  характеристик  самолетов  с невысотными  и
высотными  двигателЯми  необходимо  принЯть   некоторую  систему  сравнениЯ.
Ћчевидно,  что  на малой высоте самолет с  невысотным двигателем будет более
маневренным. Ќа больших высотах, наоборот, более маневренным будет самолет с
высотным  двигателем.  Ћднако  высотности  бывают  разные  и поэтому  трудно
выбрать  высоту длЯ  сравнениЯ.  Њожно производить сравнение по максимальным
перегрузкам, независимо от высоты.
     Њожно  провести  и  такое условное сравнение: знаЯ  мощность  высотного
двигателЯ N<sub>p</sub>  на расчетной высоте, находим  затем его мощность на
малой  высоте  N<sub>э</sub>,  как  если  бы  он  был невысотным, или, иначе
говорЯ, продолжаем его характеристику мощности по высотам до высот,  меньших
расчетной, вплоть до уровнЯ земли.
     Џо этой мощности находим перегрузку  <i>n</i><sub>уэ</sub> и длЯ  самолетов  с
высотными  двигателЯми.  ‘ледует  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.
     Џерейдем  к  обзору  маневренных  самолетов  периода  1932--  1938  гг.
Ћсновные характеристики рассмотренных  самолетов даны в табл.  3.  Џоскольку
они  имели  высотные  двигатели с  винтами  изменЯемого шага, значениЯ  <i>Y</i>  и
<i>n</i><sub>у</sub>   даны   длЯ   мощностей   N<sub>р</sub>    и   N<sub>э</sub>.
•арактеристики виражей  приведены  длЯ малых  высот,  но  при  условии,  что
перегрузка  соответствует  мощности  на  расчетной  высоте.  Ќа  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.
     ‘амыми  замечательными   по  маневренным  характеристикам  длЯ   второй
половины тридцатых годов ЯвлЯютсЯ самолеты конструкции Ќ.  Ќ. Џоликарпова --
"€-15", "€-16" и его модификации и самолет "€-153".  Џоследний самолет можно
рассматривать  как   самое  высокое  достижение  в  области  конструированиЯ
маневренных  самолетов   с  поршневыми  двигателЯми.  ‘амолет  "€-153"  имел
максимальную перегрузку на малой высоте около 4, а по эквивалентной мощности
-- более 5. ќто позволЯло самолету выполнЯть пилотаж с высокими перегрузками
в течение длительного времени без потери энергии.
     ‘амолет "€-153" ЯвлЯетсЯ дальнейшим развитием самолетов "€-5" и "€-15".
‘начала был сделан переход от самолетов "€-5"  к  самолетам  "€-15"; оба они
представлЯют  собой бипланы  примерно с  одинаковыми  размахами и  площадЯми
крыльев.  Њощность  двигателЯ  у  самолета  "€-15"  в  полтора раза выше,  а
эквивалентнаЯ даже в два раза выше, чем у "€-5"; однако вес пустого самолета
"€-15" увеличен примерно на 30%, а полетный вес на 20% по сравнению  с весом
самолета "€-5". ЊаксимальнаЯ подъемнаЯ сила увеличилась на 30% и коэффициент
перегрузки на малой высоте -- примерно на 8%, достигнув  величины около 3,5.
Ќа  высотах более 2,5 <i>км</i> преимущество  в  маневренной перегрузке  составлЯет
около 30%.  Ќа самолете "€-15" были сделаны также некоторые аэродинамические
улучшениЯ шасси, капота двигателЯ и др.
     ‘амолет  "€-153",  выпущенный  примерно  через  4  года  после самолета
"€-15",  имел еще более мощный высотный двигатель, на  нем  были установлены
убирающеесЯ шасси и  закрытаЯ кабина. ќто  дало увеличение аэродинамического
качества с 9,7 до 11. Ќа маневренных характеристиках, естественно, сказалось
в  основном увеличение  мощности  двигателЯ примерно на 30%  при  увеличении
полетного  веса  примерно  на  17%.  ‚  результате   маневреннаЯ  перегрузка
увеличилась примерно на 15%, а на больших  высотах -- на 30% благодарЯ более
значительной   высотности   двигателЯ.   ‘амолет   "€-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.   ‚ысокие
характеристики  самолета  "€-153"  получены  в  результате   большого  опыта
конструкторской деЯтельности Ќ. Ќ. Џоликарпова, целеустремленно направленной
на создание маневренного истребителЯ.
     Ќ.  Ќ. Џоликарповым был построен целый рЯд самолетов-бипланов,  которые
имели высокие характеристики длЯ  своего  времени. Ћднако  он  понимал,  что
бипланам  присущи   органические  недостатки  и  что  переход  на  монопланы
неизбежен. ‚  1934 г.  Ќ. Ќ.  Џоликарпов выпускает свой  знаменитый  самолет
"€-16", в котором он стремилсЯ совместить скоростные и маневренные свойства.
     •отЯ   к  1934   г.  истребители-монопланы  стали   строить  и   другие
конструкторы, отечественные и иностранные, тем не менее, самолет "€-16"  был
весьма   оригинален  по  своим  формам;  он  казалсЯ  чрезмерно  коротким  и
тупоносым. •востовое  оперение  располагалось  почти  вслед за крылом, и это
вызывало  сомнение   по  поводу  устойчивости  самолета.   Ѓыли  опасениЯ  и
относительно   надежности   его  выхода  из   штопора.   ‘амолет   испытывал
замечательный  мастер  высшего пилотажа  --  ‚алерий  Џавлович  —калов;  при
испытаниЯх  самолет  показал  замечательные  длЯ  того времени  скоростные и
маневренные качества. €менно  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.
     €з материалов, приведенных в табл. 3, видно, что по характеристике веса
пустого    K<sub>G0</sub>    самолет     "€-16"    мало    уступал    лучшим
истребителЯм-бипланам, а его  характеристика сопротивлениЯ была  почти вдвое
меньше, чем у  них  (<i>F</i><sub>0</sub>=0,4).  Љоэффициент перегрузки  у самолета
"€-16" был  более  3,  а с  более мощным двигателем --  более  3,5 на  малой
высоте.
     ‘омнениЯ в  отношении  устойчивости  самолета "€-16" быстро рассеЯлись.
Џравда, первые серии самолета, на котором был установлен относительно легкий
двигатель,  имели   заднюю   центровку  и   недостаточную  устойчивость   по
перегрузке.  Ќекоторым летчикам это  даже нравилось, так как градиент усилиЯ
по перегрузке был мал и самолет был очень "резвым".
     Ћднако  то, что  было  хорошо  при  маневрировании  в  хорошую  погоду,
оказалось  плохим  при  полете  в  сложных  метеорологических  условиЯх  при
отсутствии видимости. ‚ этих условиЯх летчик не мог контролировать поведение
самолета  по   угловой  скорости  тангажа.  Џосле  установки  более  тЯжелых
двигателей  центр тЯжести самолета сдвинулсЯ вперед, и самолет  стал прост в
пилотировании, несмотрЯ на свой короткий хвост. “даление хвостового оперениЯ
от  центра тЯжести самолета сказываетсЯ  на демпфирующем эффекте продольного
движениЯ; однако это не единственный  фактор;  демпфирование в  большой мере
определЯетсЯ     действием     крыла.    Џри    характеристиках    плотности
r<sub>сам</sub>=<i>G</i>/<i>gSl</i>, присущих  самолету "€-16",  демпфирование  продольных
движений достаточно велико.
     ‘амолет  "€-16",   будучи  близким   к  бипланам  по  перегрузке,  имел
значительно меньшую площадь крыльев и, следовательно, более высокую удельную
нагрузку.  ќто   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. ‘амолет  "€-16"
ЯвилсЯ   как   бы   промежуточным   звеном   длЯ   перехода   к   скоростным
истребителЯм-монопланам периода второй  мировой войны.  Ќа нем стал возможен
высший  пилотаж  в виде  комбинации  и  вращений и движений  в  вертикальной
плоскости,  что  ЯвлЯетсЯ  характерным  длЯ  современной  программы  высшего
пилотажа.
     ЋпасениЯ   в  отношении  трудности  выхода  самолета  из   штопора   не
оправдались. Џослушав  споры ученых, в  которых принимал участие и автор, ‚.
Џ. —калов решил испытать самолет, и оказалось, что даже при задней центровке
самолет  легко выходил из штопора, чего не  наблюдалось у самолетов-бипланов
"€-15"  и  "€-153".  ‚. Џ.  —каловым  была даже предложена новаЯ  фигура  --
восходЯщий  штопор.   ‘амолет  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.  “словиЯ  начала штопора
определЯлись допустимой перегрузкой по прочности самолета.
     Џреимущество  самолета "€-16" в  отношении  маневренности  определЯлось
также более высоким уровнем кинетической энергии при полете на  максимальной
скорости. ’ак, если длЯ самолетов "€-5" и "€-15" значениЯ <i>h</i><sub>к</sub> были
соответственно 310 и 400 <i>м</i>, то длЯ самолета "€-16" и его модификации 1938 г.
эти значениЯ были соответственно равны 630 и 700 <i>м</i>.
     Љак 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. Ћтсутствие подразделениЯ истребителей на  скоростные и
маневренные нужно понимать  в  смысле  особенностей их аэродинамики.  Ћднако
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.
     Џо  своей  аэродинамике и  по  мощности  двигателей  истребители  ‘‘‘ђ,
ѓермании, Ђнглии и ‘Ђ 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. Њаневренность  каждого  истребителЯ  можно  было
повысить,  уменьшив  его  полетный  вес. ’ак, например,  известный  немецкий
истребитель Њессершмидт Me-109" имел две  модификации:  одну с  более мощным
вооружением  и, следовательно,  более  тЯжелую  -- "G"  и вторую  -- легкую,
маневренную   --   "F".  ђазница  в  весах   этих  модификаций  самолетов  и
соответственно  в  значениЯх  <i>n</i><sub>у</sub>  составлЯла  15-20%.  Ћблегчение
самолетов   достигалось  в  основном   путем   уменьшениЯ  запаса   топлива,
боеприпасов,  числа стволов оружиЯ и т.  п.  ќти мероприЯтиЯ в  значительной
мере ухудшали боевые качества самолетов. —ем меньше был вес пустого самолета
или,  вернее, чем меньше  была  величина  <i>Y</i>/<i>G</i><sub>0</sub>,  тем больше  была
возможность облегчить самолет.
     Ќе   впадаЯ   в  преувеличение   достижений  отечественной  научной   и
конструкторской  мысли, можно  утверждать, что в  отношении веса конструкции
советские истребители были среди лучших.
     ‚  данной работе мы не будем  анализировать характеристики истребителей
второй мировой войны. ‚ табл.  3 приведены  характеристики самолета "џк-1Њ",
специально  облегченного  длЯ  повышениЯ  маневренных  характеристик.   …сли
рассматривать  значениЯ  K<sub>G0</sub>   и  <i>n</i><sub>у</sub>  этого  самолета,
отнесенные к  действительной мощности у  земли, то  вес  конструкции  у него
оказываетсЯ    выше,    а    <i>n</i><sub>у</sub>    меньше,    чем    у     лучших
истребителей-бипланов.   Ћднако,   если   отнести   эти   характеристики   к
эквивалентной мощности, то конструкциЯ должна быть оценена как очень легкаЯ,
а значение <i>n</i><sub>у</sub> как достаточно высокое.
     „лЯ 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.  Ќа  рис. 6. дано  изменение  максимального
значениЯ  коэффициента перегрузки <i>n</i><sub>у</sub>. Љак видно, в  период первой
мировой  войны  значение   <i>n</i><sub>у</sub>  возросло  примерно   на  30%,  что
соответствует  увеличению  горизонтальной составлЯющей перегрузки  на 40%. ‚
период  1920--  1930  гг.  значение  <i>n</i><sub>у</sub>  повышалось  сравнительно
медленно, а затем темп роста увеличилсЯ, и к  1938 г. <i>n</i><sub>у</sub> достигло
величины 4, т. е. вдвое большей, чем перед началом первой мировой войны.
     Ќа   рис.  6   пунктиром  показано   изменение  величины  эквивалентной
перегрузки длЯ самолетов с высотными двигателЯми. Ќапомним, что эта величина
характеризует  перегрузку  при  маневре   на  больших  высотах.  Љак  видно,
применение высотных двигателей дало  очень резкое повышение <i>n</i><sub>у</sub> по
годам.
     „лЯ  получениЯ  величины <i>n</i><sub>у</sub> на  высотах, превышающих границу
высотности двигателей, нужно  воспользоватьсЯ  графиком, приведенным на рис.
3.  Ќапример,  длЯ самолета "€-5" с двигателем малой высотности перегрузка у
земли равна 3,25.  ЏодъемнаЯ сила  на высоте  4 <i>км</i>  при винте фиксированного
шага  составит 0,59 от ее значениЯ  у  земли (см.  рис.  3),  а  коэффициент
перегрузки будет равен 0,59•3,25=1,92.
     <img      border=0      width=419     height=400      id="_x0000_i1104"
src="pishnoff_151.gif" alt=Pishnoff-151.gif>
     ђис. 6. ѓрафик изменениЯ максимального значениЯ коэффициента перегрузки
маневренных истребителей по годам
     “  самолета  "€-153" эквивалентнаЯ перегрузка равна  5,25 (см. рис. 6);
коэффициент  падениЯ перегрузки на высоте  4  <i>км</i> при  винте изменЯемого шага
будет  равен  0,63  (см.  рис.  3)  и  коэффициент  перегрузки  будет  равен
<i>n</i><sub>у</sub>=0,63 •  5,25 = 3,3, т. е. на 70% больше, чем у самолета "€-5".
Ќа малой  высоте преимущество в величине  перегрузки  у самолета "€-153"  по
сравнению с ее величиной у самолета "€-5" будет лишь около 20%.
     Ќа  рис. 7 дано изменение коэффициента  веса пустого самолета по годам.
Њы уже указывали, какое важное значение  длЯ получениЯ высокой маневренности
имеет  величина K<sub>G0</sub>.  —ем  меньше  величина  K<sub>G0</sub>,  тем
большаЯ   перегрузка  может   быть   получена   при   определенном  значении
относительной величины  полезной нагрузки.  …сли  же значение K<sub>G0</sub>
велико, то самолет может оказатьсЯ маневренным только при относительно малой
нагрузке.
     Љак  видно  из  графика,  приведенного  на  рис.  7,  резкое уменьшение
значениЯ K<sub>G0</sub> имело  место в период первой мировой  войны, а затем
возможность  его  уменьшениЯ  была почти исчерпана.  Џунктирной линией  дано
изменение  величины  K<sub>G0</sub>,  отнесенной  к  эквивалентной  мощности
высотных двигателей; как  видно  из  графика, с ростом  высотности произошло
новое значительное уменьшение K<sub>G0</sub>.
     <img      border=0      width=423      height=280     id="_x0000_i1105"
src="pishnoff_152.gif" alt=Pishnoff-152.gif>
     ђис. 7. ѓрафик изменениЯ коэффициента веса маневренных истребителей без
нагрузки по годам
     …сли бы  в современных условиЯх  сконструировать  маневренный самолет с
турбовинтовым  двигателем, то величина  K<sub>G0</sub> оказалась бы  у  него
значительной  меньшей,   чем   у   самолета  с  поршневым   двигателем,   и,
соответственно,  можно  было бы  получить  высокую  маневренную  перегрузку.
Ћднако еще более выгодно использовать турбореактивный двигатель. Ћпределение
максимальной  перегрузки длЯ самолета с  турбореактивным двигателем довольно
просто. „лЯ этого  нужно взЯть силу тЯги ’ђ„ <i>ђ</i> при скорости, соответствующей
маневру,  т.  е.  около  85% статической  тЯги <i>ђ</i><sub>0</sub>; эту тЯгу нужно
умножить  на  аэродинамическое  качество и разделить  на  вес  самолета.  Њы
получим:    <i>n</i><sub>y</sub>=0,85<i>K</i>*<i>P</i><sub>0</sub>/<i>G</i>.    ’ак,    при    значениЯх
<i>P</i><sub>0</sub>/<i>G</i>, равных 0,5-0,7, мы получим значение ,  <i>n</i><sub>y</sub> равное
4,5-6  и  даже  больше.  Њожно  сделать  специальный  самолет  со  значением
<i>P</i><sub>0</sub>/<i>G</i>  больше единицы,  и тогда можно получить <i>n</i><sub>y</sub> более
8. Ћднако  такаЯ перегрузка  будет очень  тЯжела длЯ летчика. ‘амолеты с ’ђ„
имеют   значение   <i>P</i><sub>0</sub>/<i>G</i>   не  менее   0,25,  тогда   при  хорошем
аэродинамическом качестве  <i>n</i><sub>y</sub>  будет не менее 3.  ‘  поднЯтием на
высоту <i>n</i><sub>y</sub> будет уменьшатьсЯ примерно по закону
     <img border=0 src="pishnoff_153.gif" alt=Pishnoff-153.gif>
     до границы стратосферы, а затем -- пропорционально изменению давлениЯ.

        ‹…’ЌЋ-’…•Ќ€—…‘Љ€… •ЂђЂЉ’…ђ€‘’€Љ€ Ќ…ЉЋ’Ћђ›• ЊЂЌ…‚ђ…ЌЌ›• ‘ЂЊЋ‹…’Ћ‚


     „лЯ    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.  Њы   выбрали
самолеты, во-первых,  характерные  с точки зрениЯ  истории  их развитиЯ,  и,
во-вторых, близкие к самолетам, применЯвшимсЯ в русской и советской авиации.
     ‚озглавить эту группу должен самолет французской конструкции  "Њоран-†"
(1913 г.), на  котором  много  летал Џ. Ќ. Ќестеров и  на котором он таранил
австрийский самолет. ‹етали на  нем и многие другие русские летчики в период
1914--   1917гг.   Ћбучение  на  самолете  "Њоран"   производилось  и  после
ЋктЯбрьской  революции,  в  период 1918--  1922  гг.,  причем  этот  самолет
использовалсЯ  длЯ  обучениЯ высшему  пилотажу, пока на смену  ему не пришел
самолет “-1 ("Ђвро"). ‘амолет "Њоран-†" был уже подробно описан в статье "Ќа
чем летал Џ. Ќ. Ќестеров", и здесь мы не будем возвращатьсЯ к нему.

     <a name=Ќьюпор17>‘амолет </a>"Ќьюпор-17"

     ‚торым  самолетом,  на  котором  необходимо  остановитьсЯ,  будет  тоже
самолет французской конструкции -- "Ќьюпор-17", на котором летали, дрались с
неприЯтелем,  демонстрировали  высший  пилотаж,  вероЯтно,  все  русские   и
советские  летчики-истребители   в  период  1916--  1922  гг.  Џолуторопланы
"Ќьюпор" (см.  рис. 2,  <i>б</i> и рис. 8) применЯлись в  разных  модификациЯх,  но
самолет "Ќьюпор-17" был самым типичным из них,  и  большое количество  таких
самолетов  было  построено  в  ђоссии.  Ќа  самолетах   "Ќьюпор-17"  дрались
советские    летчики   с   самолетами   интервентов,    разыскивали   войска
белогвардейцев   и  интервентов,  штурмовали  их  пулеметным  огнем  и  даже
производили бомбометание.  Њного  недостатков  имели самолеты "Ќьюпор-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.
     <img border=0 src="pishnoff_154.gif" alt=Pishnoff-154.gif>
     ђис. 8. ‘амолет "Ќьюпор-17" -- виды спереди и сверху
     Ќа рис.  9 приведены полЯра самолета "Ќьюпор-17" и профиль его крыльев;
как  видно из рисунка, самолет имел  тонкое крыло  со значительной кривизной
средней  линии.  ќффективное   удлинение   крыла   около  5;   по  известной
максимальной скорости и  примерному значению коэффициента полезного действиЯ
винта была найдена эквивалентнаЯ вреднаЯ площадь <i>F</i><sub>0</sub>=0,76 <i>м</i>, после
чего оказалось возможным составить уравнение полЯры:
     Cх=0,065 + 0,065‘у<sup>2</sup>
     ‚  районе  ‘у<sub>мах</sub>  и  на  малых  ‘у  полЯра  "отваливает"  от
теоретической,  как  показано  на  рис.  9.   Њаксимальное  аэродинамическое
качество получилось  равным примерно 7,7. ‡атем по характеристике  двигателЯ
"ђон" (мощностью  110 <i>л. с.</i>) был подобран винт диаметром 2,45 <i>м</i> и шагом 2,75
<i>м</i>.  •арактеристики  тЯги   и  полезной  мощности  были  определены  обычными
приемами, путем сопоставлениЯ коэффициентов мощности винта
     <img border=0 src="pishnoff_155.gif" alt=Pishnoff-155.gif>
     с аналогичными коэффициентами длЯ двигателЯ.
     Ќа   рис.  10  приведены  характеристики   потребной   и  располагаемой
мощностей, длЯ высот полета 0, 2, 4 и 6  км. Џри  расчете потребной мощности
на малой высоте и малой скорости была учтена вертикальнаЯ составлЯющаЯ тЯги,
и это дало уменьшение минимальной скорости примерно на 12%.
     <img border=0 src="pishnoff_156.gif" alt=Pishnoff-156.gif>
     <img border=0 src="pishnoff_157.gif" alt=Pishnoff-157.gif>
     ђис. 9. Џрофиль крыла и полЯра самолета "Ќьюпор-17"
     Џо пересечениЯм  потребных  и  располагаемых  мощностей были определены
максимальные  скорости  (рис.  11).  Џо  максимальным  избыточным  мощностЯм
D<i>N</i>=<i>N</i><sub>р</sub>--  <i>N</i><sub>п</sub> были определены  максимальные вертикальные
скорости и подсчитано времЯ подъема на разные высоты.
     „лЯ  расчета  виражей  был  построен вспомогательный  график  (рис. 12)
зависимости потребной <i>Q</i><sub>гор</sub> и располагаемой <i>ђ</i> тЯги от кинетической
высоты  <i>h</i><sub>к</sub>=<i>V</i><sup>2</sup>/2g.  ЏроведЯ на этом  графике  прЯмые из
начала координат, получим режимы полета с максимальной перегрузкой; величина
перегрузки  равна отношению <i>P</i>/<i>Q</i><sub>гop</sub> в  точках  пересечениЯ луча  с
кривыми  располагаемой   и   потребной  тЯги.  ЊаксимальнаЯ  подъемнаЯ  сила
оказалась  равной  <i>Y</i><sub>mах</sub>=1360  <i>кѓ</i>;  по  приближенному  расчету  мы
получили величину 1320 <i>кѓ</i>.
     Ќа рис. 13 даны  характеристики маневренности самолета на малой высоте.
Њинимальный  радиус  виража оказалсЯ равным около 50  <i>м</i> и  минимальное времЯ
совершениЯ  круга--   10  сек.  Ѓыл  произведен  также   расчет  виража  длЯ
гипотетического  случаЯ,  когда при  больших ‘у  полЯра не  "отваливает",  а
продолжает следовать закону ‘х = 0,065(1+ ‘у<sup>2</sup>).
     <img border=0 src="pishnoff_158.gif" alt=Pishnoff-158.gif>
     ђис 10 ѓрафик располагаемых мощностей двигательной группы  и мощностей,
потребных длЯ горизонтального полета самолета "Ќьюпор-17"
     Џолученные  результаты показаны  на рис. 12  и  13  пунктирной  линией.
Џодобное  продление  полЯры имело бы  место при более  широких  крыльЯх. Љак
видно из рисунков,  это  дало  бы  незначительное увеличение перегрузки,  но
значительно уменьшило бы радиус и времЯ виража (времЯ виража снизилось бы до
8,1 <i>сек</i>, а радиус был бы равен 35 <i>м</i>). ‘ледует указать, что если  у  самолета
"Ќьюпор"  среднЯЯ ширина  крыла  (сумма ширины  верхнего  и нижнего крыльев)
составлЯла около 1,9 <i>м</i>,  то у английского самолета  ‘опвич "Љемел"  она была
равна 2,7  <i>м</i>.  Џри  взлете  самолета  "Ќьюпор" среднее  значение  силы  тЯги
составлЯло около  250  <i>кѓ</i>,  или 45% веса. ќто довольно большаЯ тЯга, котораЯ
давала  среднее  ускорение,  равное  со 4 <i>м</i>/<i>сек</i><sup>2</sup>;  при отрыве  на
скорости, равной 20  <i>м</i>/<i>сек</i>, времЯ разбега будет равно 5 <i>сек</i> и длина  разбега
-- 50  <i>м</i>. Џри скорости  встречного  ветра 5 <i>м</i>/<i>сек</i>  длина разбега  составлЯла
всего 30 <i>м</i>.
     <img border=0 src="pishnoff_159.gif" alt=Pishnoff-159.gif>
     ђис. 11 ѓрафик скоростей и скороподъемности самолета "Ќьюпор-17"
     <img border=0 src="pishnoff_160.gif" alt=Pishnoff-160.gif>
     ђис.   12.  ѓрафик   длЯ   расчета   максимальной  перегрузки  самолета
"Ќьюпор-17"
     ‚злет самолета "Ќьюпор" был очень  эффектным --  после очень  короткого
разбега  самолет   почти   сразу  переходил  на   набор  высоты   под  углом
16<sup>о</sup>-17<sup>о</sup>.  Ќекоторые  летчики  после   отрыва  начинали
выполнЯть  спиральный набор высоты.  Џри крене  в 45<sup>о</sup> и  скорости
около 100 <i>км</i>/<i>час</i>  самолет  мог  выполнЯть  спираль с  радиусом  около  70 <i>м</i>,
совершаЯ один виток за 17 <i>сек</i> и набираЯ около 80 <i>м</i>  высоты. ‘пиральный 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.
     <img border=0 src="pishnoff_161.gif" alt=Pishnoff-161.gif>
     ђис. 13 •арактеристики  маневренности  самолета  "Ќьюпор-17"  на  малой
высоте
     ђасчет расхода топлива в полете показал, что минимальный часовой расход
составлЯл  около 12 <i>кг</i>/<i>час</i>  при скорости 100 <i>км</i>/<i>час</i> и  около  25  <i>кг</i>/<i>час</i>  на
мощности,  близкой к максимальной.  Џри запасе топлива, равном около 60  <i>кг</i>,
времЯ  полета  с  маневрированием  составлЯло  около  2  <i>час</i>.   Њаксимальную
дальность  самолет имел при скорости 125  <i>км</i>/<i>час</i>,  при километровом  расходе
0,12  <i>кг</i>/<i>км</i>; при этих условиЯх максимальнаЯ дальность могла  составить около
500 <i>км</i>.
     Џриведенные  материалы  могут дать известное представление о  том,  что
представлЯл собой истребитель времен первой мировой войны.
     Џри  неработающем  двигателе  винт  обычно  останавливалсЯ  и  величина
вредной площади становилась равной  около 1,2 <i>м</i>, а аэродинамическое качество
Љ=6. Џри  скорости  80-85 <i>км</i>/<i>час</i> скорость  снижениЯ была  равна 4 <i>м</i>/<i>сек</i>; при
спирали  с креном в 45<sup>о</sup> и  скорости 100 <i>км</i>/<i>час</i> радиус спирали был
равен около 80 <i>м</i>, времЯ витка -- 20 <i>сек</i> и снижение за один  виток  --  около
120 <i>м</i>.

     <a name=€5>‘амолет €-5</a>

     ‘амолет  "€-5"  (рис.  14)  был  разработан  группой  конструкторов под
руководством Ќ. Ќ.  Џоликарпова  и „.  Џ.  ѓригоровича в  1930  г.  ќто  был
типичный биплан  с  двигателем воздушного охлаждениЯ, имеющим звездообразное
расположение  цилиндров.  ‚начале  на  каждом  цилиндре  был  индивидуальный
обтекатель, а затем был применен общий кольцевой обтекатель.
     <img border=0 src="pishnoff_162.gif" alt=Pishnoff-162.gif>
     ђис 14 ‘хема истребителЯ "€-5"
     ЉрыльЯ  самолета  имели  довольно  толстый  профиль  с  плоской  нижней
стороной.  Љазалось бы,  ни  по схеме, ни по  мощности двигателЯ  самолет не
отличалсЯ от  ранее построенных  истребителей.  …го достоинства определЯлись
малым  весом пустого самолета  и  большим  значением перегрузки при маневре;
хорошо были отработаны и его органы управлениЯ.
     Ќа  рис. 15 даны полЯры и профиль крыла  самолетов "€-5"  и "€-153". Ќа
рис. 16  даны  графики  скоростей по  высотам  и  вертикальных скоростей длЯ
самолета "€-5".
     „лЯ    расчета    маневров    самолета     удобно    применить    такую
последовательность. „лЯ некоторой скорости <i>V</i> мы знаем максимальную силу тЯги
двигательной группы  <i>ђ</i>; при установившейсЯ скорости полета или  маневра  эта
тЯга должна быть равна силе сопротивлениЯ; отсюда мы можем найти коэффициент
сопротивлениЯ  ‘x=<i>P</i>/<i>qS</i>,  а, пользуЯсь полЯрой или формулой длЯ  нее, по  ‘х,
находим ‘у, и тогда величина подъемной силы будет:
     <img border=0 src="pishnoff_166.gif" alt=Pishnoff-166.gif>
     <img border=0 src="pishnoff_163.gif" alt=Pishnoff-163.gif>
     <img border=0 src="pishnoff_164.gif" alt=Pishnoff-164.gif>
     ђис. 15. Џрофиль крыла и полЯры самолетов истребителей "€-5" и "€-153"
     <img border=0 src="pishnoff_165.gif" alt=Pishnoff-165.gif>
     ђис. 16. •арактеристики скоростей и скороподъемности самолета "€-5"
     <img border=0 src="pishnoff_171.gif" alt=Pishnoff-171.gif>
     ђис. 17. •арактеристики тЯги  и  максимальной  подъемной  силы самолета
"€-5" длЯ малой высоты
     ЏроизведЯ такие расчеты длЯ  рЯда скоростей, мы сможем построить график
подъемной силы по скорости (рис. 17); затем определим коэффициент перегрузки
<i>n</i><sub>у</sub> длЯ желаемого значениЯ веса самолета  и найдем радиус виража и
времЯ совершениЯ круга:
     <img border=0 src="pishnoff_167.gif" alt=Pishnoff-167.gif>
     ‚еличины <i>n</i><sub>y</sub>,  <i>r</i>,  <i>t</i>  наносим  на график  (рис. 18). Џодобный
расчет можно проделать и длЯ другой высоты, взЯв соответственно силу тЯги  и
значение скоростного напора длЯ этой высоты.

     <a name=€153>‘амолет €-153</a>

     Љак мы  уже  указывали,  дальнейшим  развитием  самолета  "€-5"  ЯвилсЯ
самолет  "€-15", который имел  более мощный двигатель и несколько улучшенную
аэродинамику.  “  самолета  "€-153"  кроме  дальнейшего  повышениЯ  мощности
двигателЯ   воздушного   охлаждениЯ   была   более   существенно    улучшена
аэродинамика. Џоэтому  мы не будем приводить характеристики самолета "€-15",
а прЯмо перейдем  к самолету "€-153", у которого  маневренные характеристики
были наиболее высокими и который был последним из маневренных бипланов.
     Ћба самолета, "€-15" и  "€-153", были сконструированы  под руководством
Ќ. Ќ. Џоликарпова.  ‘хема самолета "€-153" приведена на рис. 19, его  полЯра
была приведена на рис.  15; она отличаетсЯ от  полЯры самолета "€-5"  только
меньшим значением  ‘х  и  тем, что аэродинамическое  качество повысилось  до
значениЯ  Љ=11. •арактеристика  полезной мощности  была построена длЯ  винта
изменЯемого  шага   при   условии  сохранениЯ  постоЯнного   числа  оборотов
независимо от высоты и скорости полета.
     <img border=0 src="pishnoff_172.gif" alt=Pishnoff-172.gif>
     ђис. 18. •арактеристики маневренности самолета "€-5" на малой высоте
     <img border=0 src="pishnoff_173.gif" alt=Pishnoff-173.gif>
     ђис. 19. ‘хема истребителЯ "€-153"
     ђасчет горизонтальных и  вертикальных скоростей производилсЯ по графику
полезных   и   потребных   мощностей.   Џри   расчете  потребных   мощностей
N<sub>пoтp</sub>=<i>QV</i>/75  подъемнаЯ  сила   самолета  определЯлась   с  учетом
вертикальной составлЯющей тЯги, при использовании геометрического построениЯ
на полЯре, предложенного Ќ. …. †уковским (рис. 20).
     Ќа рис. 21 приведены горизонтальные скорости полета  и времЯ подъема на
высоты.  Љак  видно  из  графика, скороподъемность  самолета очень  высокаЯ.
‘корость отрыва при  взлете  равна около 35 <i>м</i>/<i>сек</i> при среднем  значении силы
тЯги 850 <i>кѓ</i>; среднее ускорение при разбеге  j<i>ср</i>=3,8 <i>м</i>/<i>сек</i><sup>2</sup>, времЯ
разбега -- 9 <i>сек</i> и длина разбега около 160 <i>м</i>.
     ђасчет характеристик маневренности на малой  высоте производим таким же
методом,  как делали  это  длЯ самолета "€-5" (рис. 22). Ќа этом  же графике
нанесена    характеристика     перегрузки,     допустимой     по     условию
Cy<sub>дoп</sub>=0,85‘у<sub>мах</sub>, <i>n</i><sub>у  доп</sub> = Cy<sub>дoп</sub>
<i>qS</i>/<i>G</i>.
     <img border=0 src="pishnoff_174.gif" alt=Pishnoff-174.gif>
     ђис. 20. ЏолЯры самолета "€-153" без тЯги и с тЯгой
     <img border=0 src="pishnoff_175.gif" alt=Pishnoff-175.gif>
     ђис. 21. •арактеристики скоростей и скороподъемности самолета "€-153"
     <img border=0 src="pishnoff_176.gif" alt=Pishnoff-176.gif>
     ђис. 22. •арактеристики маневренности самолета "€-153" на малой высоте
     ‡атем,  как  мы  это уже делали ранее, находим радиус  виража  и  времЯ
совершениЯ полного круга; эти расчеты производились длЯ полетного веса  1700
<i>кѓ</i>.  Љак  видно  из  графика,  максимальнаЯ  перегрузка  доходит  до  3,6  и
минимальное времЯ виража составлЯет около  11 <i>сек</i>, т. е. почти такое же, как
и у самолета "€-5".
     “ самолета  "€-153", как  это было и у  самолета "€-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. ќто сделано длЯ
улучшениЯ  обзора вперед, что  очень  важно длЯ истребителЯ. ЃлагодарЯ такой
схеме образуетсЯ не  только значительнаЯ боковаЯ поверхность, но, сливаЯсь с
фюзелЯжем,  эта поверхность придает крылу  более высокое удлинение. Ћсновные
крыльЯ, которые не  дают боковой силы,  экранируют  боковые  поверхности как
шайбы и тоже увеличивают их удлинение.
     ‚  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. ѓрадиент  боковой
силы меньше градиента подъемной силы примерно в пЯть раз. ќффективный размах
боковых  поверхностей благодарЯ  экранирующему  действию  крыльев  получилсЯ
равным около  3  <i>м</i> и  тогда максимальное  значение боковой силы  оказываетсЯ
равным около  2000 <i>кѓ</i>, т.  е. больше веса самолета. ЃлагодарЯ  этому самолет
"€-153" был способен летать по горизонтали с креном 90<sup>о</sup>, т. е. на
боку. Џодобный своеобразный вид полета выполнЯлсЯ практически.

     <a name=€16>‘амолет €-16</a>

     Љак мы уже указывали, намерением конструктора Ќ. Ќ. Џоликарпова было --
совместить  в  самолете  "€-16" скоростные и  маневренные  качества. ќто ему
удалось  в основном  осуществить.  ‘хема самолета приведена  на  р