<<

стр. 2
(всего 4)

СОДЕРЖАНИЕ

>>

Удельная нагрузка на крыло, кгс/м — 79 64 68 64
Удельная нагрузка на мощность, кгс/л. с. — 3,95 3,74 3,99 3,58/2,45
у земли 274 246 , 240 235 —
Максимальная скорость, км/ч

на высоте 3000 м — — 235 214 279
Время набора высоты, 3000 м — 10,2 8,3 9,95 6,0
мин 5000 м 14—16 23,9 21,6 25,17 12,8
Время виража, с (Н= 1000 м) 18—20 20 13 16,2—17 14,5
Практический потолок, м 6400 5800 5740 5340 6860
Число пулеметов 2 2 2 2 2


В заключении отмечалось, что И-2бис имеет малую скорость, недоста­точные скороподъемность и потолок, плохую маневренность и поэтому не может быть признан современным истребителем. Преимущество его по сравнению с И-2 заключалось только в конструктивных и эксплуатацион­ных качествах, но он не удовлетворял требованиям того времени к боевому истребителю. Да и удовлетворить их при таком моторе, как «Либерти», не представлялось возможным. Нужны были новые самолеты с более мощ­ными двигателями. Однако пока они создавались, И-2бис оставался един­ственным отечественным серийным истребителем, состоявшим на воору­жении. Выпуск этого самолета позволил освободиться от иностранной зависимости, и устаревшие истребители зарубежных марок были 'сняты с вооружения.
Говоря о трудностях создания первых отечественных истребителей и ряде неудач, нельзя не упомянуть об обстановке, в которой они проекти­ровались. Как уже отмечалось, разработку истребителя вели две конкури­рующие конструкторские группы: Поликарпова — Косткина и Григоровича. Между ними возникла острейшая конкуренция. Проекты разрабатывались с необычайной быстротой. Теоретически и экспериментально проекты не отрабатывались, отсутствовала даже элементарная проверка расчетов, аэродинамические исследования не проводились. Об этом начальнику ВВС докладывал помощник председателя НТК УВВС Н. М. Харламов (впослед­ствии начальник ЦАГИ), обеспокоенный сложившейся ситуацией [1]. Подводя итог своему обширному докладу, Н. М. Харламов называл сле­дующие главные, по его мнению, препятствия в развитии отечественной авиации: отсутствие единства между работниками промышленности, конку­

ИЗ серийный И-4 (АНТ-5)
ОПЫТНЫЙ И-4 (АНТ-5) дублер И-4 :ерийный И-5 второй опытный И-5 :ерийный И-5 :ерийный эталон 1933 И-7 опытный И-7 :ерийный эталон 1933
октябрь 1927 декабрь 1928— апрель 1929 октябрь 1929 июль— август 1931 1932 весна 1933 1931 июнь 1933
BM-W-VI Юпи­тер-VI Юли
тер-IV М-22 М-22 М-22 М-22 М-17 М-17
500/730 420 480 480 480 480 480 500/730 500/730
1862 1398 1364 1427 1262 1355 1395 1740 1808
27,9 23,8 23,8 23,8 21,25 21,25 21,25 25,3 25,3
67 59 57 60 59 64 67 69 71
3,73/2,55 3,32 2,84 2,97 2,63 2,83 2,94 3,47/2,38 3,61/2,48
278 240 257 250 268 278 286 (276 без обтека­телей) 291 279
263 — 250 238 259 268 259 286 265
6,0 6,7 5,5 5,83 4,24 5,6 5,9 5,18 5,27
12,8 14,0 11,0 12,45 8,58 . 10,9 11,5 11,04 11,16
14 12,5—13 11,5 12,2—13 9,1-9,3 9,5 9,8—10,1 12 12
7000 7200 7650 7120 8220 7300 7520 7200 7340
2 2 2 2 2 2 2 2 2
Таблица 1
ренция, проявлявшаяся в уродливых формах, игнорирование опыта науки.
Конечно, какие-то ошибки и просчеты в организации отечественного самолетостроения были неизбежны. Важно было быстрее преодолеть период становления и уже тогда приступить к широкомасштабной плановой работе по созданию советской авиации. Как показали последующие годы, уроки первых лет были учтены: ни один из военных самолетов не подни­мался в воздух прежде, чем на это не давали <добро» ученые ЦАГИ.
В середине 20-х годов среди советских авиационно-технических работ­ников велась дискуссия о том, каким должен быть перспективный истреби­тель. Изучалась альтернатива: что лучше для истребителя — большая скорость или лучшая маневренность? Дело в том, что в тот период времени моторы воздушного охлаждения при одинаковой мощности с моторами жидкостного охлаждения имели меньший вес. В то же время из-за большего их миделя и отсутствия капотов (они были разработаны позднее) аэро­динамическое сопротивление самолетов с такими моторами оказывалось больше. Для обеспечения хорошей маневренности самолета в первую очередь важно весовое совершенство, поэтому преимущество имели моторы воздушного охлаждения. Однако на максимальную скорость истребителя его вес оказывает весьма слабое влияние, а главную роль играет лобо­вое сопротивление, поэтому для скоростного самолета предпочтительнее оказывался мотор жидкостного охлаждения.
Окончательно было принято решение разрабатывать и строить оба вида моторов и с ними создавать перспективные истребители. Ими стали истребитель А. Н. Туполева И-4 с мотором воздушного охлаждения и истребитель Н. Н. Поликарпова И-3 с мотором жидкостного охлаждения.






Истребитель И-26нс

Первый на нсиытания вышел И-4, который после И-2 был принят на во оружение ВВС.
Истребитель И-4 (заводское обозначение АНТ-5) проектировался в АГОС ЦАГИ бригадой П. О. Сухого. Общее руководство проектом осу­ществлял А. Н. Туполев. В соответствии с техническими требованиями УВВС самолет должен был обладать следующими характеристиками: максимальная скорость 260 км/ч, посадочная 100 км/ч, продолжитель­ность полета на номинальном режиме 2,25 ч, практический потолок 8000 м, время набора высоты 5000 м не более 12 мин, вооружение — четыре пуле­мета «Викксрс» калибра 7,62 мм.
И-4 стал первым отечественным истребителем цельнометаллической конструкции, которая имела много общего с конструкцией построенных ранее цельнометаллических самолетов АНТ-2 и АНТ-3. Обшивка крыльев, оперения и фюзеляжа (кроме его носовой и верхней частей) изготовлялась из гофрированного кольчугалюминия. Схема И-4 — резко выраженный подкосный полутораплан, почти моноплан-парасоль. Небольшого размаха нижнее крыло но площади было в пять раз меньше верхнего (4 м про­тив 19,8 м2).
Опытный экземпляр И-4 с двигателем «Юпитер-IV* мощностью 420 л.с. был выпущен в июле 1927 г. С 10 августа по 2э сентября этого же года он проходил заводские испытания (летчик М. М. Громов), а 28 сентября был передан в НИИ ВВС на государственные испытания, которые прово­дили летчики-испытатели А. Ф. Анисимов, М. М. Громов, И. Ф. Козлов, А. Б. Юмашев. Данные самолета оказались ниже требуемых (см. табл. 1), но все же достаточно высокими. Самолет получил высокую оценку военных, и в том же 1927 г. он.был рекомендован на вооружение, а следовательно, в серийное производство.
Одновременно и АГОС ЦАГИ строился второй опытный экземпляр И-4 — дублер (его иногда называли И-4бнс), который создавался с учетом опыта разработки и испытаний первого И-4. На И-4бис был установлен мотор <Юпитер-VI > мощностью 480 л. с. * Дублер решено было использовать как эталон для серийного производства.
И-4бис был построен в июле 1928 г., в том же месяце он прошел заводские испытания и был передан на государственные. Хорошие летно технические данные, показанные в ходе испытаний (см. табл. I), подтверди­ли правильность заключения НИИ ВВС о принятии его на вооружение. Серийные истребители по качеству изготовления несколько уступали
Было налажено отечественное производство этого мотора, который в серии назывался М-22.
Истребитель И-4


дублеру, и их летные данные были ниже, но все же оставались на довольно высоком уровне (см. табл. 1).
Истребитель И-4 состоял на вооружении до 1933 г. включительно. Кроме своего прямого назначения, он использовался и в исследователь­ских целях, в частности, в 1931 г. проходил испытания серийный И-4, переделанный в монопланный вариант (нижнее крыло было убрано). На верхнем крыле установили управляемые летчиком предкрылки, на инди­видуальные обтекатели цилиндров мотора для снижения аэродинамичес­кого сопротивления поставили кольцо Тауненда. На испытаниях в НИИ ВВС этот вариант И-4 при весе 1385 кгс показал скорость у земли 269 км/ч, время виража —12,2 с, время набора высоты 5 км —10,7 мин. Вследствие незначительного улучшения летных характеристик переделка серийных самолетов в моноплан была признана нецелесообразной.
И-4 использовался в начальном варианте системы «Самолет—Звено», предложенной В. С. Вахмистровым: на крыле тяжелого бомбардировщика ТБ-1 располагались два И-4, они могли отцепляться в воздухе и совер­шать самостоятельный полет, что и выполнялось в ходе испытаний.
С 1931 г. И-4 применялся для испытания авиационного воору­жения нового тогда вида — дннамореактнвных пушек, разработанных Л. В. Курчевским. Две такие пушки (первоначально калибра 76 мм) крепились под верхним крылом И-4.
Разработку истребителя И-3 Н. Н. Поликарпов начал в 1926 г. Наиболее сложным в создании этой машины оказался выбор мотора. Первоначально предполагался мотор РТЗ. Под него и был сделан эскиз­ный проект истребителя. 22 декабря 1926 г. на заседании Технического Совета при Авиатресте, посвященном рассмотрению этого проекта, Н. Н. Поликарпов показал, что с мотором РТЗ невозможно достичь тре­буемых летных данных (скорость — 300 км/ч, практический потолок — 7,2—8 км, время набора высоты 5 км —12 мин.), по расчетам, например, скорость получалась равной только 270 км/ч. Основной причиной явля­лись невысокая мощность мотора и слишком большой его вес. Нужен был другой мотор.
Ни у кого из присутствующих на Техническом Совете не было до­статочной ясности в том, на какой двигатель ориентироваться — на раз­рабатываемый отечественный или на новый иностранный. Первый вариант
Истребитель И-3
казался рискованным, поскольку у отечественных моторостроителей еще не было опыта создания и доводки мощных моторов. Второй вариант вызывал ряд проблем, связанных с приобретением лицензии на постройку. Военные предлагали ориентироваться на отечественный М-13. Н. Н. По­ликарпов и С. В. Ильюшин, входивший в Технический Совет, предлагали взять за основу немецкий BMW-VI, Их предложение и было принято.
Проект истребителя И-3 с BMW-VI рассматривался в Техническом Совете Авиатреста 1 июня 1927 г. Проект одобрили и направили в НТК УВВС, где он был утвержден. Весной 1928 г. на испытания вышел первый опытный экземпляр И-3. Испытывал его летчик М. М. Гро­мов.
И-3 представлял собой одностоечный биплан в основном деревян­ной конструкции. Обшивка — гладкая. Самолет отличался весьма чистыми аэродинамическими формами. Из-за сравнительно большого веса мотора вес И-3 заметно превышал вес других отечественных* истребителей тех лет.
В ходе испытаний первый экземпляр И-3 показал самую большую для отечественных истребителей того времени скорость — 290 км/ч \3]. Летом 1928 г. был выпущен второй экземпляр И-3, который в начале октября 1928 г. передали на государственные испытания; вес его был на 50 кгс меньше первого. Государственные испытания И-3 закончились в 1929 г. По результатам этих испытаний (см. табл. 1) истребитель был рекомен­дован на вооружение. К тому времени положительно решился вопрос и о лицензионном производстве мотора BMW-VI. С этим мотором И-3^вы­пускался серийно и состоял на вооружении несколько лет. По своим* ха­рактеристикам серийные самолеты несколько уступали опытному экзем­пляру (см. табл. 1).
В 1927 г. Авиатрест готовил пятилетний план опытного самолето­строения. В соответствии с этим планом предусматривалось создание легкого истребителя смешанной конструкции с мотором воздушного ох­лаждения М-22. Было предложение использовать хорошо зарекомендо­вавшую себя схему истребителя И-4, выполнить его конструкцию дере­вянной, а работы поручить ЦАГИ.
Н. Н. Поликарпов предлагал строить новый легкий И-5 на основе И-3, используя преемственность конструкции и опыт работы, и поручить разработку этой машины Отделу сухопутного самолетостроения (ОСС)

Центрального конструкторского бюро. Аииатрест принял решение дать за­дание на разработку И-5 АГОС ЦАГИ (то есть А. Н. Туполеву) н ана­логичное задание на истребитель И-б дать ОС С (то есть Н. Н. Поли­карпову).
Помимо И-5 и И-6 в план опытного строительства были включены истребители И-7 с мотором BMW-VI, И-8 с мотором жидкостного охлаж­дения Кертисс <Конквсррор>, И-9 в различных вариантах с разрабатывав шимися отечественными двигателями монгдостью 500 — 64)0 л. с. и И-10 с перспективным мотором М-41, Пятилетний план опытного строительства Авиатрсст принял в июне 1928 г.
Получилось так, что АГОС ЦАГИ, занятый в основном проектиро­ванием и разработкой крупных цельнометаллических самолетов различного назначения, не смог сосредоточить необходимые силы на разработке истре­бителя И-5. В то же время конструкторский коллектив под руководством Н. Н. Поликарпова вел интенсивную разработку истребителя И-6. Его проектирование началось в сентябре 1928 г. На испытания И-6 вышел ранней весной 1930 г., но уже в отсутствие Н. Н. Поликарпова. В 1929 г. Н. Н. Поликарпов, Д. П. Григорович и ряд других конструкторов были арестованы по ложным обвинениям. Из группы арестованных авиацион­ных инженеров в декабре 1929 г. был создан конструкторский коллектив, которому и передали задание на разработку истребителя И-5, сняв его с АГОС ЦАГИ.
Проектирование И-5 иод руководством Н. Н. Поликарпова и Д. П. Гри­горовича шло очень быстро. Пригодился, видимо, опыт работы над И-6. Весной 1930 г. И-5 был построен и начались его испытания. Назывался этот самолет необычно — ВТ 1 f (аббревиатура ВТ означала - внутренняя тюрьма).
Один за другим в течение трех месяцев вышли три опытных экземпляра этого истребителя: первый (ВТ-11) имел двигатель Юпитер-VII с нагнета­телем для увеличения высотности мотора, второй, названный «Клим Воро­шилов», имел обычный Юпитер-VI (М-22), третий, названный «Подарок XVI партсъезду», имел новый отечественный мотор М-15; этот самолет отличался еще тем, что на нем было установлено кольцо Таунснда, н то время как на первых двух стояли индивидуальные обтекатели головок цилиндров.
Второй опытный гноемпляр истребителя И-5
Испытания И-5 начались неудачно. На одном из первых двух экземпля­ров в первом же полете летчик-испытатель И. Ф. Пстроп потерпел аварию:


Истребитель И-5 серийной постройки
в кошу? пробега самолет вдруг встал боком и перевернулся. В аварии обви­нили летчика [4]. Забегая кемцого вперед, здесь уместно отметить, что впоследствии, когда самолет стал выпускаться серийно, из строепых частей, стали поступать сведения об аналогичных авариях. Обнаружился скрытый дефект, проявлявшийся только в штилевую погоду, при ветре же пло­щади рулей было достаточно для удержания самолета от разворота при остановке. Изменения, внесенные и конструкцию шасси по предло­жению И. Ф. Петрова, избавили серийные истребители И-5 от этого недо­статка. Если не считать этой аварии, то заводские испытания И-5 шли успешно — он иоказал прекрасные летные качества. Сразу после завод­ских испытаний состоялось решение о принятии его на вооружение к за­пуске в серию. Случай сам по себе довольно редкий, когда самолет еще до государственных испытаний передаетси в серию. Среди трех вариантой И-5 и И-6, испытьшавшихся почти одновременно, предпочтение было отдано И-5 с мотором М-22. Ответственными но внедрению самолета в серию назначили трех конструкторов: Д. П. Григоровича (руководитель), И, М. Косткина и К. А. Виганда. Простота конструкции И-5 способство­вала быстрому налаживанию его серийного производства. В 1931 г. завод уже выпустил несколько десятков И-5. Намеченный в 1932 г. запуск в серию варианта И-5 с мотором М-15 не был осуществлен (5J,
Государственные испытания И-5 с мотором М 22 проводились в июле — августе 1931 г., то есть тогда, когда самолет уже поставлялся в строевые части. Военные специалисты отмечали, что И-5 может считаться вполне современным истребителем. Он обладал высокими летными данными (см. табл. 1) и в воздушном бою имел преимущество над И 3, И-4 и фран­цузским чСПАД 51». И-5 быстро реагировал на действия рулей, перемену режима мотора, был легок в управлении, устойчив, приятен и неутомителен в пилотирванни. обладал малым разбегом н пробегом (соответственно 54 и 105 м). И-5 оказался простым н удобным в обслуживании [61. Самолет имел много достоинств, но вскрылись и некоторые недостатки. В частности, ва И-5 были случаи попадании в опасные режимы плоского штопора, приведшие в воинских частях к ряду катастроф. Требовалось неотложно найти меры по преодолению этого недостатка. Оригинальным решением стало введение поворотных передних стоек коробки крыльев. Стойки имели увеличенную хорду и управлялись летчиком. Действовали они очень эффективно — штопор после поворота стоек почти сразу прекращался. Правда, управлять ими в режиме штопора было все же трудно.





Истребитель И-7 на испытаниях
В процессе серийного производства истребитель И-5 неоднократно улучшался. Выше уже говорилось об усовершенствовании шасси с целью избежать разворота при пробеге, об установке кольца Тауненда. В 1933 г. деревянный винт заменили металлическим и установили обтекатели колес, что позволило увеличить скорость до 286 км/ч вместо 276 км/ч (см. табл. 1). Истребитель И-5 состоял на вооружении около девяти лет.
Если И-5 являлся полностью оригинальным самолетом, то истребитель И-7 представлял собой развитие немецкого самолета Хейнкель HD-37. кото­рый неоднократно проходил в СССР летные испытания. Скорость у земли составляла 301 км/ч, а на высоте 3 км — 291 км/ч, время виража — 12с, а набор высоты 5 км занимал 10,2 мин. Для 1929 г. это были очень неплохие данные. Началась подготовка к его серийному выпуску
По схеме, конструкции, размерам и мотору (BMW-VI) И-7 был иден­тичен HD-37. Характерной особенностью конструкции этого биплана было то, что лонжероны и нервюры выполнялись без гвоздей и шурупов на одном казеиновом клее.
Опытный самолет И-7 вышел на испытания в 1931 г. По своим данным он несколько уступал HD-37 (см, табл. 1). Серийные самолеты стали выпускаться только с 1932 г. В ходе серийного производства И-7 претерпел некоторые изменения. В частности, улучшили радиатор, разместив его в подвесной корзине, изменили капоты моторов для большего удобства, ускорения обслуживания и др. 16, д.З]. Все изменения улучшали в основ­ном эксплуатационные качества истребителя, но приводили к снижению летных данных: И-7 уступал И-5 в маневренности при близких характерис­тиках скорости и скороподъемности. В этих условиях он был не нужен. Выпуск И-7 запоздал, и этот истребитель не занял заметного места в оте­чественной авиации.
Быстрое развитие авиационной техники далЪ возможность уже в 20-х годах решать все новые и новые тактические задачи. Появилась возмож­ность проводить более узкую «специализацию» самолетов с той или иной целью. Разнообразие задач, возлагавшихся на истребители, и разнотип­ность их потенциальных противников привели к идее создания ряда спе­циализированных типов. Для их обозначения в разных странах во второй


Опытный истребитель И-8 (АНТ-13) с мотором «Конкверрор»

половине 20-х годов появились даже специальные термины, такие, в част­ности, как «истребитель заграждения и преследования», «жокей», «пере­хватчик» и др. Появились и первые специализированные истребители. Такой истребитель разрабатывался в АГОС ЦАГИ — это был И-8 (АНТ-13), или, как его еще называли, «жокей». По тактическому замыслу истреби­тели типа «жокей» предназначались главным образом для работы в сис­теме противовоздушной обороны важных по своему значению тыловых объектов. «Жокей», обладая хорошей маневренностью и скороподъем­ностью, должен был выполнять перехват, а затем вести воздушный бой с прорвавшимся в тыл противником путем коротких и быстрых атак. Отличная маневренность должна была обеспечить «жокею» как уход из-под огня атакуемого, так и возможность быстрого возобновления атаки. О том, сколь высокими летными данными должен был обладать такой перехватчик для успешных действий, можно судить по тем тактико-техни­ческим требованиям, которые предъявлялись военными специалистами к И-8: он должен был иметь максимальную скорость 310 км/ч на высоте 5 км, практический потолок — 8300 м, а время набора высоты 5 км — 6— 7 мин. Эти требования были утверждены в январе 1930 г., после чего и развернулось проектирование истребителя.
Первые расчеты показали, что несмотря на хорошие данные мотора «Конквсррер» (600 л. с.) и сравнительно небольшие размеры истребителя его скорость не превышала 281 км/ч у земли и 250 км/ч на высоте 5 км, скороподъемность оказалась неудовлетворительной, а потолок мал. Изу­чение и сопоставление возможных направлений повышения летных данных выявило, что лучшие результаты получаются в случае установки нагне­тателя на мотор (тогда его называли импеллером). Благодаря увеличе­нию высотности мотора существенно улучшились характеристики само­лета; скорость — 313 км/ч на высоте 3,6 км и 303 км/ч на высоте 5 км, потолок — 9000 м. Но из-за отсутствия нагнетателя И-8 достраивался под имевшийся обычный мотор.
И-8 представлял собЪй биплан, конструкция которого в отношении применяемых материалов носила экспериментальный характер: крылья с металлическим каркасом и полотняной обшивкой, расчалки коробки крыльев — из стальных лент, полки лонжеронов — из нержавеющей стали 2А, нервюры и оперение — из кольчугалюминия, каркас фюзеляжа — из сварных хромомолнбденовых или углеродистых труб.
В ноябре 1930 г. постройка И-8 завершилась, и 12 декабря этого же года М. М. Громов совершил на нем первый полет. Вес И-8 сос­тавлял 1424 кгс. Начались заводские испытания и совершенствование са­молета, которое продолжалось до 1932 г. включительно, после чего ра­боты были прекращены. О результатах испытаний И-8 данные отсутствуют. На государственные испытания он не передавался. Главным обстоятель­ством, определившим судьбу этого не совсем обычного самолета, стало решение не приобретать мотор <Конкверрор», а альтернативной замены ему не нашлось.
Надо сказать, что одна из главных технических проблем в создании первых отечественных истребителей, начиная с И-1 и кончая И-10, заклю­чалась в крайне ограниченном выборе моторов. Из-за отсутствия отечест­венных мощных двигателей приходилось ориентироваться на иностран­ные. Попытки создать собственные мощные двигатели пока не давали положительных результатов. По этой причине и не были созданы ис­требители И-9 и И-10.
Таким образом, в конце 20-х—начале 30-х годов советские Военно-Воздушные Силы имели на вооружении достаточно современные по тому времени истребители И-3, И-4 и Й-5*. Истребитель И-5 по праву счи­тался лучшим среди них. Он стал этапной машиной отечественной ис­требительной авиации.
Заметное место в деятельности Авиатреста занимала разработка двух­местных истребителей, которые создавались во многих странах. О пред­ставлениях специалистов по поводу боевого применения двухместного истребителя можно судить по известной в свое время книге Н. И. Шаурова «Развитие военных типов сухопутных самолетов», в которой он писал: «Тактика воздушного боя, с одной стороны, и необходимость выполнения задач на сопровождение бомбардировщиков, с другой, выставили требо­вание на двухместный истребительный самолет. Предпосылками к этому послужили соображения следующего порядка. Одноместный истребитель, имея оружие, стреляющее только вперед, по направлению полета, ос­тается беззащитным сзади. Во многих случаях воздушного боя против двухместных и особенно многоместных самолетов при выходе из атаки одноместный самолет не может ничего противопоставить оборонительному огню атакуемых. Для этого ему необходимо сделать новый маневр, т. е. следующую атаку.
Предполагалось, что двухместный истребитель в своих активных действиях против воздушного противника, начав атаку передними пулеме­тами, продолжит ее задними пулеметами стрелка. Таким образом повыша­ется эффективность атаки и одновременно прикрывается выход из нее.
При выполнении задач на сопровождение истребитель связан в своих действиях с соблюдением общей оборонительной системы группы. Пред­полагается, что двухместный истребитель в этих случаях дает больше преимуществ, имея возможность, не нарушая общего боевого порядка группы, принимать на себя атаки противника, действуя своим задним маневренным оружием. Кроме того, двухместный истребитель (правда, не каждый) способен вести бой на параллельных курсах. Имелось в виду и бомбометание по колонне бомбардировщиков в воздухе» [7]. К этому мож­но только добавить, что в воздушном бою на виражах двухместный истре­битель мог поразить противника огнем заднего подвижного пулемета.
Основная техническая проблема при создании двухместного истреби­теля заключалась в трудности достижения высоких летных данных. Это объяснялось тем, что двухместный истребитель должен нести большую нагрузку, чем одноместный (еще один член экипажа и дополнительное вооружение с боезапасом). Кроме того, из-за наличия второй кабины с вооружением аэродинамика двухместного истребителя оказывалась хуже, чем одноместного. Поэтому двухместные истребители при прочих равных условиях всегда проигрывали в летных качествах современным им одноместным машинам.
Первым советским двухместным истребителем стал самолет 2И-Н1,или ДИ-1, разработанный под руководством Н. Н. Поликарпова в 1926 г.
Двухместный истребитель ДИ-1 (2И-Н1)
Он представлял собой одностоечный биплан с импортным двигателем жидкостного охлаждения «Нэпир Лайон» мощностью 450 л. г. Конструк­ция — в основном деревянная. Вооружение состояло из двух пулеметов калибра 7,62 мм: одного синхронного, а второго на турели у стрелка, сидевшего в открытой кабине за летчиком. Большое внимание конструк­торы уделили аэродинамике истребителя: он имел аэродинамически очень чистые формы, почти нигде не нарушаемые выступающими деталями. Хорошие аэродинамические свойства и легкость конструкции в сочетании с современной силовой установкой способствовали достижению высоких летных характеристик.
На заводских испытаниях зимой 1926 г. ДИ-1 демострировал хоро­шие качества. Так, его скорость была 268 км/ч, потолок — свыше 6 км. Но 31 марта 1927 г. на девятом полете произошла катастрофа из-за срыва фанерной обшивки сначала с верхнего правого, а затем и с ниж­него правого крыла. Летчик-испытатель В. Н. Филиппов и хронометра­жист В. В. Михайлов погибли. Было установлено, что катастрофа про­изошла из-за производственного дефекта. После катастрофы дальнейшие работы были прекращены, но опыт создания ДИ-1 конструкторы в даль- ' нейшем использовали при разработке истребителя И-3.
Похожая судьба постигла и двухместный истребитель Н. Н. Поли­карпова Д-2 (или ДИ-2) с мотором BMW-VI, созданный на базе И-3. Он отличался от И-3 чуть большими размерами, измененным опере­нием и наличием второй кабины для стрелка. По сравнению с ДИ-1 во­оружение ДИ-2 было усилено: он имел два синхронных пулемета и два на турели у стрелка.
Испытания ДИ-2 закончились катастрофой, в которой погиб летчик А. В. Чекарев. При пикировании отвалилось горизонтальное оперение (предположительно из-за вибраций) и самолет врезался в землю. После этого работы были прекращены несмотря на то, что уже предполагался его серийный выпуск.
Следующий двухместный истербитсль ДИ-3 с мотором BMW-VI, раз­работанный в ЦКБ под руководством Д. П. Григоровича, вышел на ис­пытания в августе 1931 г. Отличительной особенностью ДИ-3 было раз­несенное двухкилевое вертикальное оперение, впервые примененное на отечественном самолете для удобства ведения огня с задней стрелковой точки. Конструкция самолета — смешанная.
Истребитель на испытаниях показал неплохие данные, но потребова­лась доводка. После ряда переделок ДИ-3 оказался перетяжеленным (его вес 2122 кгс) и первоначальные показатели снизились. На государ­ственных испытаниях он показал скорость у земли всего 256 км/ч, время виража 13,1 с, потолок 6300 м, а время набора высоты 5 км— 17,5 мин. По заключению военных специалистов эти показатели уже не удовлетво­ряли требованиям времени, и ДИ-3 не был принят на вооружение.
Оригинальную схему двухместного истребителя-моноплана предложил
A. Лявиль, который возглавлял небольшую конструкторскую группу —
Бюро новых конструкций (БНК). Истребитель ДИ-4 с мотором «Кон-
кверрор» представлял собой под косный высокоплан с небольшой «чайкой»
для улучшения обзора вперед и разнесенным вертикальным оперением.
Схема «чайка» была впервые применена в СССР. Самолет был построен
в начале 1933 г. Он имел цельнодюралевую конструкцию. Обшивка
везде гладкая. Правда, ввиду недостаточного числа подкрепляющих эле-
ментов она получилась неровной, с «хлопунами». Вооружение: два син-
хронных ПВ-1 калибра 7,62 мм (в перегрузку можно было ставить еще два
таких пулемета), а на турели стрелка пулемет Дегтярева того же калибра.
Заводские испытания проводили летчики Б: Л. Бухгольц и Ю. И. Пи-онтковский, а государственные, завершившиеся в июне 1933 г.,—
B. К. Коккинаки [6, д. 6]. Военные не рекомендовали самолет на воору-
жение и в серию, поскольку он показал низкие летные данные (скорость
у земли 266 км/ч, потолок 6440 м, время виража 15 с. время набора
высоты 5 км— 17 мин.). Кроме того, ДИ-4 нельзя было без полной пере-
делки конструкции модифицировать под другой двигатель, так как «Кон-
кверрор» серийно в СССР не выпускался. Основными причинами, из-за
которых ДИ-4 не смог достичь лучших характеристик, являлись: пере-
тяжеленность конструкции (взлетный вес 1949 кгс); низкое качество произ-
водственного выполнения; неудовлетворительные аэродинамические формы
(крепления шасси, толстый 16%-й профиль крыла по всему размаху); не-
совершенство силовой схемы (крепление подкосов крыльев к шасси). В
результате ДИ-4 заметно уступал одноместным истребителям. Так, воз-
душные «бои» с истребителем И-4, созданным намного раньше, выявили
его полное превосходство над ДИ-4 [6, д. 6].
Таким образом, до 1934 г. задача вооружения ВВС полноценным двухместным истребителем так и не была решена. Немногим лучше обсто­яло дело и за рубежом. Хотя там и было разработано несколько типов сравнительно удачных истребителей, однако широкого распространения в ВВС западных стран они не получили.
По мере развития авиационной техники задача создания боеспособного двухместного истребителя становилась все сложнее. Если в начальный период развития таких истребителей примерно до 1930 г. аэродинами­ческое сопротивление открытой кабины со стрелком в общей сумме аэро­динамического сопротивления было сравнительно невелико, то по мере улучшения аэродинамики истребителей, увеличения нагрузки на крыло доля сопротивления кабины стрелка значительно возрастала. Поэтому, для того чтобы двухместный истребитель стал конкурентоспособен с одноместным, необходимо было уменьшить его аэродинамическое сопро­тивление.
Одна из последних попыток создать двухместный истребитель-биплан, близкий по своим данным к одноместному, была предпринята в ЦКБ в 1935 г. В. П. Яценко под руководством С. А. Кочеригина разработал ори­гинальный самолет ЦКБ-11 или ДИ-6. Для целостности изложения имеет смысл рассказать об этом самолете именно здесь, хотя он вышел и был принят на вооружение позже, чем известные одноместные истребители И-15 и И-16.
При создании ДИ-6 очень большое внимание конструкторы уделили улучшению аэродинамических свойств и применили ряд передовых по тому времени технических решений: мотор воздушного охлаждения Райт «Циклон» Ф-3 (в серии М-25) заключался в хорошо обтекаемый капот; кабина стрелка имела фонарь, а нижнее крыло бипданной коробки —

Самолеты ОПЫТНЫ Е

И-15 (ЦКБ-3) на лыжах И-14 (АНТ 31) И-14 дублер (АНТ-31бис) И-14 дублер (АНТ-31бис) И 16 (ЦКБ-12) шасси убрано И-16 (ЦКБ-12бис) на лыжах
Дата испытаний декабрь 1933 май — декабрь 1933 март — май 1934 осень 1934 апрель 1934 февраль 1934
Место испытаний НИИ ВВС ОЭЛИД ЦАГИ НИИ ВВС НИИ ВВС НИИ ВВС НИИ ВВС
Мотор РЦФ-3. <Мер-кур-IW РЦФ-2 РЦФ-3 М-22 РЦФ 2
Мощность на расчетной высоте, л. с. 710 500 710 710 480 710
Взлетный вес, кгс 1358 1455 1527 (1478)* 1345 4357
Площадь крыла, м2 23,6 16,8 16,8 16.8 14,5 14,5
Удельная нагрузка на крыло, кгс/м2 58 86 91 — 93 93
Максимальная скорость, км/ч у земли 324 316 358 352 359 346

на высоте 353 2300 389 4550 372 1050 402 3000 340 3000 351 900
Посадочная скорость, км/ч 80—85 — — — 109 —
Время набора высоты, мин 3000 м 3,1 4,43 3,9 — 4,4 3,7

5000 м 6,2 8,03 7,9 8,7 9,4 7,9
Время виража, с 8,0 16,5— 17,0 13,5— 14,0 — 12—14 15,5
Практический потолок, м 8000 9400 8800 8500 7180 7200
Вооружение: число стволов X калибр или тип пулеметы 2(4) X X 7,62 1 X 7,62 2 X 7,62 2 X 7,62 2 X 7,62 2 X 7,62

пушки — (2 X X АПК) 2 X ХАПК-Н 2Х хАПК-37 — —
* Пулеметный вариант
развитые зализы; обшивка везде гладкая. Однако главным являлось применение впервые на биплане убирающегося шасси, которое в полете складывалось в центроплан нижнего крыла. Конструкция ДИ-6 — сме­шанная с применением различных материалов (сталь, дюралюминий, де­рево, полотно). Колеса шасси — тормозные с оригинальной внутренней

ОПЫТНЫЕ ПЕРВЫЕ СЕРИЙНЫЕ
И-16 (ЦКБ-126ис) ИП-1-(ДГ-52)
лыжи убраны ДИ 6 (ЦКБ 11) И Z
завод Ns 39 И-15 головной завода Мг 39 И-16 тип 4 завод ЛЬ 21 И 16 тип 5 завод Мв 39 И-14 головной завода N* 125 ДИ-6 головной
сен­тябрь — октябрь
1934 январь — март 1935 май — ноябрь 1935 июль — октябрь 1933 август — сентябрь 1934 ок­тябрь — ноябрь 1935 сен­тябрь — декабрь
1935 август — сентябрь 1936 октябрь 1936
НИИ ВВС НИИ
ВВС НИИ
ВВС НИИ ВВС НИИ ВВС НИИ ВВС Завод Mb 39 НИИ ВВС НИИ ВВС
РЦФ-3 РЦФ-3 РЦФ-3 М 22 М-25 М 22 М 25 М-25 М-25
710 710 710 480 710 480 710 710 710
1430 1740 1874 1648 1370 1354 1535 1540 1955
14,5 19,6 25,2 19,6 23,6 14,5 14,5 16,9 25,2
98 89 75 84 58 93 106 91 78
362 368 340 259 315 362 396 375 324
437 410 385 248 367 457 449 369
3000 3000 3000 3000 3000 3250 3400 3000
НО 103 — НО 90 107 115 — 95
— 4,3 4,6 6,5 3,2 — — 3,5 5,7
6,2 8,64 8,9 14,0 6,1 9,2 6,2 6,5 11,4
14,0 14—15 11,0 16,8 9,0 14,0 14—15 12,0 11—12
8800 7700 8340 7000 9800 7440 9250 9420 7700
2 X 7,62 1(2) X X 7,62 3 X 7,62 1 X 7,62 2(4) X 7,62 2 X 7,62 2 X 7,62 2(4) X X 7,62 3 X 7,62
— 2 X X АПК 76 — 2 X X АПК-4 — — — — —
Таблица 2
масляно-воздушной амортизацией. Костыль также с амортизацией. Два несинхронных скорострельных пулемета ШКАС калибра 7,62 мм распо­лагались в нижнем крыле, а третий — на шкворневой установке стрелка. Предусматривалось и бомбовое вооружение: под нижним крылом ставили держатели для небольших бомб обшим весом до 40 кгс.
Двухместный истребитель ДИ-6 с мотором М 25

Истребитель проходил летные испытания в мае — ноябре 1935 г., показал хорошие скоростные и маневренные данные (табл. 2) и его реко­мендовали в серию. Серийные самолеты начали выходить осенью 1936 г. По своим летным характеристикам они уступали опытному образцу [6, д. 179J (см. табл. 2), но еще удовлетворяли требованиям времени.
В 1937 г. стали выпускать уже усовершенствованный вариант ЛИ <>. на котором вместо мотора М-25 установили более мощный и высотный М-25В, увеличили площадь элеронов и опустили вниз горизонтальное оперение, чтобы избавиться от бафтинга. возникавшего на некоторых режимах полета. Испытания самолета показали, что по характеристикам он стал близок к опытному |9].
ДИ-6 выпускался не только как истребитель. Небольшое число их построили в варианте штурмовика (ДИ-6Ш), под нижним крылом которого были установлены четыре пулемета ПВ-1. Кроме того, бронировалась спинка и чашка сиденья летчика и стрелка; мотор М-25, стабилизатор опущен. В этой модификации самолет принимал участие в боях во время военного конфликта с Финляндией.
В целом, двухместный истребитель ДИ-6 был довольно удачным и по своим скоростным показателям превосходил такие современные ему одноместные истребители, как И-15 и И-15бис. Правда, из-за большого веса ДИ-6 уступал им в маневренности и скороподъемности (см. табл. 2).
Истребители ДИ-6 принимали участие в военных действиях в Монголии, куда они прибыли в июле 1939 г. одновременно с новыми одноместными истребителями И-153 «Чайка». ДИ 6 использовался там, в частности, и как истребитель сопровождения. Известен такой эпизод из боевой прак тики его применения [8]. Группа японских истребителей-монопланов встретилась в воздухе со скоростными бомбардировщиками СБ, которые шли на боевое задание в сопровождении истребителей ДИ-6. Приняв, ви­димо, наши истребители за одноместные И-15бис, японцы начали органи зацию своей атаки. Они пропустили колонну советских самолетов вперед и ринулись на них сзади-сверху. Внезапная скоростная атака японцев скорее всего увенчалась бы успехом, если бы истребители сопровождения оказались одноместными — они не успели бы развернуться навстречу ата­кующим. Но в данном случае получилось иначе: при сближении с колонной
советских самолетов японцы неожиданно для себя встретились с огнем стрелков ДИ-6. Потеряв сразу два самолета, японские летчики отказа­лись от боя.
Несмотря на определенные успехи, летчикам на ДИ-6 все же трудно было вести активный воздушный бой с более скоростными японскими истребителями. По опыту воздушных боев в Испании и МоЯголии стало ясно, что главным тактическим параметром истребителя становится ско­рость. На основе бипланной схемы добиться высоких скоростей было невозможно. Поэтому дальнейшее совершенствование ДИ-6 становилось бесперспективным. Этот истребитель выпускался сравнительно недолго (примерно в течение двух лет). В 1939 г. его уже не строили.




В первой половине 30-х годов в развитии истребителей начался новый этап. В тот период появился и получил развитие совершенно новый в тех­ническом отношении вид машин этого класса,— скоростные истребители-монопланы. Создание скоростных истребителей было обусловлено всем ходом эволюции авиационной науки и техники и явилось своеобразным итогом обширных исследований в разных областях самолетостроения. Высокая скорость этих истребителей частично достигалась за счет ухуд­шения их маневренных качеств. Поэтому по своей классификации истре­бители традиционной бипланной схемы в то время стали называться ма­невренными, а новые машины — скоростными.
Некоторое время развитие скоростных и маневренных истребителей шло параллельно. Конечно это не означает, что истребители как класс боевых самолетов развивались исключительно по указанным направлениям. Строились и непрерывно совершенствовались истребители, занимавшие как бы промежуточное положение, а также такие, которые должны были действовать в ином тактическом ключе. К последним относились двухмест­ные истребители, истребители с мощным пушечным вооружением и дру­гие. Тем не менее эти два направления являлись главными путями эво­люции истребителей в 30-е годы. В Советском Союзе эти две тенденции развития истребителей проявились, пожалуй, наиболее отчетливо и рань­ше, чем в других странах.
У маневренных и у скоростных истребителей были свои особенности развития как в техническом отношении, так и в плане их тактического использования. Поэтому имеет смысл рассмотреть их отдельно.


МАНЕВРЕННЫЕ ИСТРЕБИТЕЛИ
Маневренные истребители совершенствовались путем последователь­ного развития бипланной схемы на основе улучшения аэродинамики компо­новки (при сохранении сравнительно небольшой удельной нагрузки на крыло) и применения все более мощных и высотных моторов. Этим обеспе­чивалось увеличение максимальной скорости, высотности, скороподъем­ности и потолка при отличных маневренных качествах.
Одним из лучших в мировой практике самолетостроения образцов маневренного истребителя стал советский И-15 «Чайка» с мотором Райт «Циклон» Ф-3. Этот истребитель создан конструкторским коллективом под руководством Н. Н. Поликарпова. По схеме и конструкции И-15 являлся развитием истребителя-биплана И-5, но в отличие от него верхнее крыло И-15 было выполнено по типу «чайка* (отсюда и название самолета). Тем самым уменьшалось лобовое сопротивление верхнего крыла и снижа­лась его вредная интерференция с фюзеляжем, повышалось так называемое эффективное удлинение крыла, что способствовало снижению индуктивного
Н. Н. Поликарпов < 1892-1944)
сопротивления. Одновременно улучшался обзор вперед-вверх, что в воз душном бою имеет большое значение, так как позволяет непрерывно видеть противника при атаке его снизу-сзади, а также в бою на виражах.
Важнейшим фактором в резком улучшении летных характеристик истребителя И-15 по сравнению с И-5 стала установка нового мощного американского двигателя воздушного охлаждения Райт «Циклон» Ф 3 (в дальнейшем для краткости будем называть его РЦФ-3, как его называли во многих официальных документах тех лет). Предполагалось развернуть отечественное серийное производство этого мотора, являвшегося в то время одним из лучших двигателей и имевшего перспективу дальнейшего развн тия. Благодаря установке приводного центробежного нагнетателя (ПЦН) высотность РЦФ-3 составляла 2000 м. На номинальном режиме работы РЦФ-3 имел у земли мощность 625 л. с, против 480 л. с. у М-22, установлен­ного на И-5, а на расчетной высоте 2 км — 712 л. с. Габаритные размеры РЦФ-3 были немного меньше, чем у М-22, что сильно упрощало установку его на истребитель с размерами, близкими к И-5. Правда, РЦФ-3 имел на 72 кгс больший вес, тем не менее вес И-15 был почти такой же, как у И-5, чему способствовало применение новых материалов (хромомолибде новые трубы, листовой электрон и др.), а также высокая весовая культура проектирования, присущая конструкторскому бюро Н. Н. Поликарпова.
Первый опытный экземпляр «гтреОикмя И IS (ЦКЬ 3)
Летные испытания опытного экземпляра И-15, установленного на лыжи, закончились в конце декабря 1933 г. Истребитель показал превосходные летные качества и по всем показателям существенно превзошел И-5: скорость на высоте 3 км достигла 350 км/ч, а у земли 324 км/ч (у И-5 эта­лона 1933 г. соответственно было 259 и 286 км/ч), на набор высоты 5 км И-15 требовалось всего 6 мин, а И-5 тратил 11,5 мин, время виража было рекордно малым — 8 с, а у И-5—10,1 с. Конечно, испытания вы­явили и недостатки нового истребителя, но они не носили принципиаль­ного характера, и многие из них были устранены при внедрении са­молета в серию. В частности, удалось устранить вибрацию элеронов, улучшить устойчивость пути. Серийный выпуск И-15 с РЦФ-3 начался в 1934 г. Летные качества серийных самолетов по сравнению с опыт­ным мало изменились (см. табл. 2, 3 и рис. 1 и 2).
В середине 30-х годов И-15 станезится одним из основных истре­бителей советских ВВС. Устойчивый, легкоуправляемый, с высокими лет­ными данными и отличными взлетно-посадочными характеристиками, он пользовался заслуженной любовью летчиков. Показателен отзыв о само­лете летчика-испытателя М. Л. Галлая: «Это был очень легкий по весу, исключительно хорошо управляемый самолет, обладавший поразительной способностью устойчиво держаться в воздухе едва ли не в любом по­ложении» [9]. Производство И-15 началось на двух заводах, и уже в 1934 г. было выпущено 94 самолета.
В середине 30-х годов отечественные самолеты впервые столкнулись в воздухе с боевыми самолетами ряда развитых стран. Истребитель И-15 участвовал в боях в небе Испании (с осени 1936 г.) и Китая (с осени 1937 г.). На первых этапах борьбы отечественный истребитель зарекомен­довал себя с лучшей стороны. Интересно сравнить «Чайку» с лучшими образцами серийных маневренных бипланов Германии (Хсйнкель Не-51), Италии (Фиат CR-32) и Японии (Накадзима Ki. 10, его еще называли тип 95 или 1-95, а у нас И 95). Эти самолеты принимали активное участие в боевых действиях в Испании (Не-51 и CR-32) и Китае (И-95). Тро4>ей вые образцы этих самолетов проходили летные испытания в НИИ ВВС.
Истребитель Не-51 с мотором BMW-VI, поднявшийся впервые в воз­дух летом 1933 г., являлся дальнейшим развитием истребителя Хейн кель HD-37, который строился и в СССР под обозначением И-7. Как отмечали советские испытатели, самолет Не-51 обладал целым рядом

Самолеты И-15 И 15бис И-153 < Чайка> ди-6 Не-51В-I2 CR-32бис3 Ki.ll
(И-9Я
Год выпуска 1934 1937 1939 1940 1937 1936 1936 193Щ
Год испытаний 1934 1937 1939 1940 1937 1937 1937 19»
Мотор Винт РЦФ-3 ВФШ М 25В ВФШ М-62 АВ-1 М-63 АВ 1 М-25В ВФШ BMW-VI ВФШ А-30RAbis ВФШ BMW-I ВФШ
Мощность на расчет­ной высоте, л. с. 710 750 800 900 750 750 600 mm
Взлетный вес,' кгс 1390 1700 1765 1902 2038 1900 1984 ism
Площадь крыла, м2 23,55 22,5 22,14 22,14 25,2 23,9 21,14 24,J
Удельная нагрузка на крыло, кгс/м 59 75 76 85 81 79 94 711
Максимальная скорость, км/ч у зем­ли 315 327 364 365 334 308 329 3001

на вы­соте 367 3000 379 3500 424 5000 427 5100 382 3000 315 1250 341 2000 3771 41О0|
Время набора высоты 5 км, мин 6,2 6,6 5,7 5,7 9,2 11,9 12,1 8,41
Время виража, с 9,0 10,5 13-13,5 14,5 — 11,3 13,5— 15,5 131
Практический пото­лок, м 9800 9300 10700 10600 8300 7740 7800 920о|
Дальность полета, км 550 520 560 510 — 400/720 — - 1
Вооружение: число стволовХ X калибр пуле­меты 2(4) X X 7,62 4 X 7,62 4 X 7,62 4 X 7,62 3 X 7,62 2 X 7,92 2Х 7,7 2Х 12,7 2X7,

пушки — — — — — — —
БИПЛАНЫ
' Взлетный вес советских истребителей указан без бронеспинок, вес которых составлял примерно 18,5
2 Поступил в НИИ ВВС с большими повреждениями, и хотя был восстановлен, скорость его, возможно,! сколько занижена.
3 Испытания велись без обтекателей шасси (этот самолет обычно так и использовался).
4 Испытания велись зимой, и самолет оборудовался лыжным убирающимся шасси.
5 Испытания велись без сдвижной чаем фонаря (так И-97 обычно и применялись).
6 В процессе летных испытаний в НИИ ВВС его хвостовое колесо не убиралось, хотя это конструкт) и предусматривалось.

Таблица 3
МОНОПЛАНЫ


И 16 тип 12
И-16 тип 10
И-164 тип 17
И-16 тип 18
И-16 тип 24
Ki.275 (И-97)
Bf-IO^B-
(Ме-109В 1)
ВМ^ЭВ
(Me 109В-2)
Bi-ЮЭЕ-З (Ме-109Е-3)

1937
1938
1938
1939
1940
1939
1937
1937

1937
1939
1939
1939
1940
1939-1940
1938
1940

М-25А ВФШ
М 25В ВФШ
М 25В ВФШ
М-62 АВ-1
М-63 АВ 1
рСотобуки ВФШ
Jumo-210D ВФШ
Jumo-210D ВИШ
DB-601A ВИШ (DM)

730
750
750
800
900
650
615. 680
максимал
1025

1696
1726
1810
1830
1882
1598
1782
1955
2605

14,54
14,54
14,54
14,54
14,54
18,61
16,76
16,76
16,3

117
119
124
126
130
86
106
117
160

393
398
385
411
415
395
380
410
440

432 2400
448 3160
425 2700
464 4400
470 4800
444 3100
423 2600
465 4000
550 4450

7,7
6,75
8,9
5,2
5,8
6,2
13
6,3е

16-17
16—18
17—18
17
17—18
12
167
23,9—26,0'

8340
8260
8240
9470
9900
10040
6600
8200
10000

520
525
485
440
500
630

2 X 7,62
4 X 7,62
2 X 7,62
4 X 7,62
4 X 7,62
2 X 7,7
2 X 7,7
3 X 7,7
4(2) X 7,62

2Х 20
2х 20
(2 X 20)



' При отклонении закрылков на 10°.
1 Характеристики приведены по материалам иностранной печати (не указан режим работы мотора: номинал ии пятиминутный форсаж. Как правило, в иностранной печати приводятся данные на максимальных ре­жимах работы моторов).
' Использование пятиминутного режима повышенной мощности, обычно применявшегося для набора высоты 1 ?вогда в воздушном бою, сокращало время подъема на высоту S км до 5,3—5,6 мин.
" При испытаниях в НИИ ВВС время виража на максимальном крейсерском режиме работы мотора н с уб­ранными закрылками составляло 26,5—29,4 с.°

?CM
250 300 350 400 450 Vma>
Риг I. Максимальны*.- скорости истребителей первой половины 30 X годин
Рис. 2. Максимальные ско|мкти серийных ист|>еЛиге кн Ш х годин
300 350 400 450 500 Vmav

Истребитель И-15 серийной постройки
достоинств. Его взлетно-посадочные свойства, устойчивость, пикирующие качества и живучесть могли служить примером. На этом самолете уже в те годы была установлена приемопередающая радиостанция. Рацио­нальным было капотирование мотора — чтобы раскапотить или закапотить мотор одному человеку требовалось примерно 3 мин — показатель очень высокий, что позволяло быстро осмотреть мотор и подготовить самолет к вылету. В то же время по первостепенно важным летным, данным, таким, как скорость, скороподъемность и маневренность, Не-51 существенно усту­пал И-15 (см. табл. 3 и рис. 2). Из-за этого, как показали учебные бон Не-51 с И-15 в НИИ ВВС, инициатива в бою принадлежала исключитель­но И-15 [6, оп. 8, д. 576]. Это полностью подтверждалось в боях в Испании, что заставило срочно готовить замену Нс-51В.
Итальянский цельнометаллический биплан Фиат CR-32 был в Испании самым многочисленны.*, истребителем из применявшихся на стороне фран­кистов. Этот истребитель являлся развитием маневренного биплана CR-30 и совершил первый полет в 1933 г., т.е. он был ровесником Не-51 и И-15. На CR-32 устанавливался мотор жидкостного охлаждения Фиат
Японский истребитель И 95

A30R. A. bis. Отличительной чертой этого истребителя являлось мощное пулеметное вооружение: в носовой части его фюзеляжа располагались два синхронных крупнокалиберных (12,7 мм) пулемета Бреда. Обычно же на истребителях тех лет стояли пулеметы калибра 7,62—7,92 мм. Помимо этого, в фюзеляже CR-32 устанавливались специальная кассета на четыре двухкилограммовые противопехотные бомбы. С 193S г. стал выпускаться еще более вооруженный CR-32bis, у которого на нижних крыльях вне площади, ометаемой винтом, были дополнительно установ­лены два пулемета калибром 7,7 мм. Такие самолеты и использовались 8 Испании.
На высотах более 2 км скорость истребителя CR-32 bis была ненамного меньше, чем у И-15, но по скороподъемности и маневренности он силь­но уступал нашему истребителю (см. табл. 3, рис. 2). Взлет на этом самолете был труден (при разбеге его разворачивало вправо), при отрыве от земли он вел себя неустойчиво и долго набирал скорость. Трудно было выполнять такие фигуры пилотажа, как вираж и переворот, тре­бовалась хорошая координация движений, которая у летчика средней квалификации могла быть выработана только в результате длительной тренировки. Словом, как но летным, так и по пилотажным качествам И 15 превосходил CR-32bis, а уступал ему только в мощности воору­жения [6, д. 114]. Наличие крупнокалиберных пулеметов давало CR-32 потенциальную возможность вести бой с дальних дистанций, вне дося­гаемости огня пулеметов калибра 7,62—7,92 мм. Однако реализовать в бою такую возможность при отсутствий превосходства в скорости и скороподъемности, как правило, не удавалось. Боевые возможности И-15 оказались гораздо выше. О том же свидетельствовали воздушные бои в Испании.
С японским маневренным истребителем-бипланом И-95 советские лет­чики впервые столкнулись в небе Китая. Первый воздушный бой там про­изошел 21 ноября 1937 г. И-95 являлся одним нэ самых совершенных маневренных истребителей 30-х годов. Его опытный образец совершил первый полет в 1935 г. Он имел ряд преимуществ по сравнению с Не-51 И CR-32. Главное из них заключалось в том, что в отличие от моторов, установленных на немецком и итальянском истребителях, мотор жидкост­ного охлаждения типа BMW-IX, стоявший на И-95, оборудовался при водным нагнетателем. Это повышало энерговооруженность истребителя на высоте и тем самым способствовало повышению скорости, скороподъем­
ности и маневренности. Небольшая удельная нагрузка на крыло И-95 также способствовала улучшению маневренности и потолка.
И-95 имел металлическую конструкцию с полотняной обшивкой плос­костей. Благодаря прекрасной отделке поверхности и чистоте аэроди­намических форм самолета снижалось его лобовое сопротивление. Таким образом обеспечивались условия для достижения высоких летных харак­теристик. Вооружение И-95 состояло из двух синхронных пулеметов Виккерс калибра 7,7 мм.
Военные испытатели НИИ ВВС отмечали высокую культуру произ­водства И-95, его простоту в эксплуатации и обслуживании, хороший доступ ко всем агрегатам самолета и мотора. По технике пилотирования И-95 оказался простым, но в то же время устойчивость его была недо­статочна, а штопорные свойства неудовлетворительными из-за большого запаздывания при выходе и тенденции к переходу в плоский штопор. Большими были разбег и пробег И-95, что требовало для него сравни­тельно больших аэродромов [6, д. 149]. Но все же, несмотря на ряд недостатков, И-95 оказался очень сильным противником в воздушном бою. По сравнению с И-15 он имел превосходство в скорости на высотах более .3—4 км (см. рис. 2), мог быстро догнать И-15 в пикировании. Одновременно с этим И-95 уступал И-15 в маневренности и особенно в скороподъемности. Поэтому летчик И-15 в бою с И-95 должен был стре­миться к тому, чтобы реализовать свое преимущество в вертикальной скорости, а выход из боя осуществлять только вверх. Таким образом, в воздушном бою многое зависело от тактики, а абсолютного превос­ходства не имел ни один их этих истребителей.
Что же обеспечило столь высокую боеспособность И-15 по сравнению с другими, даже более современными маневренными бипланами? Можно отметить несколько основных качеств, совокупность которых обусловила превосходство И-15. Во-первых, высокая энерговооруженность, которая обеспечивалась в широком диапазоне высот благодаря мощному мотору с нагнетателем и малому весу конструкции истребителя. Во-вторых, хо­рошие аэродинамические качества и рационально выбранные параметры компоновки. Эти два качества обеспечили высокие летные данные. В-третьих, отличные пилотажные качества. Можно отметить и другие по­ложительные свойства И-15, такие, как большая живучесть мотора воз­душного охлаждения по сравнению с мотором жидкостного охлаждения, хорошие взлетно-посадочные качества и довольно эффективное во­оружение.
Сравнивая и оценивая достоинства и недостатки самолетов, следует иметь в виду, что они не обязательно в полной мере могут проявляться в бою. Успехи или, наоборот, неудачи действий на том или ином типе са­молета впрямую связаны не только с качественным превосходством или недостатками техники, но и с тактикой использования этой техники. Пра­вильная тактика сводит к минимуму недостатки техники и обнажает ее достоинства. Как показал прошлый и показывает современный опыт, по­беда в бою достигается не только благодаря качественному и количест­венному превосходству техники, но в большой степени благодаря опыту летных кадров, способных выработать и реализовать такую тактику дей­ствий, которая была бы наиболее эффективна в борьбе с данным против­ником. В этой связи интересно привести воспоминания летчика, Героя Советского Союза Г. Н. Захарова, участника войны в Испании: «Уже потом, повоевав, набравшись опыта в боях, мы естественным путем при­шли к пониманию тактики современного по тем меркам воздушного боя. А поначалу летчики не учитывали даже таких тактических азов, как заход в атаку со стороны солнца. Поэтому нередко начинали бой из заведомо невыгодной позиции. Основными же нашими козырями в первые дни боевой работы были исключительная маневренность И 15 и инди­видуальное мастерство пилотов» [11]. В ходе воздушных сражений в небе Испании, Китая, а затем и Монголии выявлялись не только силь­ные или слабые стороны боевых самолетов, но и совершенствовалась тактика воздушного боя, разрабатывались новые приемы борьбы в воз­духе. Так например, в Испании летчики стали использовать тактику тес­ного взаимодействия скоростных истребителей И-16 и маневренных И-15. Задача скоростных истребителей состояла в том, чтобы догнать врага и завязать бой, после чего маневренные И-15 сковывали боем истре­бителей противника, а И-16 атаковали бомбаодировшиков. Такая тактика действий оказалась весьма эффективной и применялась потом советскими летчиками в Китае и Монголии. Подлинными новаторами, носителями нестандартных тактических идей были П. В. Рычагов, С. И. Грицевец, Г. П. Кравченко и другие наши асы.
Опыт воздушных боев часто определял и основные направления по улучшению и совершенствованию боевых самолетов. Так, испанский опыт, в частности, показал, что на истребители надо ставить бронеспинки для защиты летчика от пуль калибра 7,6—7,9 мм. С тех пор на истреби­телях начади устанавливать бронеспинки.
В Испании маневренные истребители показали себя эффективным средством борьбы и получили дальнейшее рзвитие. Их совершенствова­ние шло по пути последовательного развития получившего широкую из­вестность И-15 «Чайка». Этот истребитель оставил яркий след в истории советской авиации. Он был первым советским истребителем, на котором советские летчики вступили в бой с фашистами, защищали города Испа­нии и Китая от воздушных налетов противника. По существу, «Чайка» стала истребителем, продемонстрировавшим в бою высокий уровень со­ветской истребительной авиации и отечественного самолетостроения. На этом самолете, правда в предельно облегченном варианте, без вооруже­ния, летчик В. К. Коккинаки 21 ноября 1935 г. установил мировой ре­корд высоты полета — 14575 м.
К сожалению, получилось так, что признание к истребителю И-15 «Чайка» пришло уже после того, как он был снят с производства. Да и выпускался он менее двух лет. Причин этому несколько. Первая состояла в недостаточной надежности конструкции. Дело в том, что И-15 был в известной мере качественно новым самолетом как для конструкторского бюро, так и для серийных заводов, налаживавших его выпуск. Поэтому требовалось определенное время на доводку конструкции и ее оконча­тельное освоение в производстве. Поначалу же случались различные по­ломки; так, при испытании головного серийного И-15 были сломаны обе йоги шасси, произошел отрыв обшивки крыльев, сломалась моторама, а затем фюзеляж. Возможно, что легкость конструкции в какой-то мере оказалась достигнутой в ущерб прочности. Устранить большинство дефек­тов было не столь уж сложно, и постепенно это делалось, но все же слишком медленно.
Другая причина, по которой И-15 сняли с производства, заключалась в том, что схема «чайка» не получила единодушного одобрения у за­казчика. Считалось, что из-за нее недопустимо ухудшился обзор вперед-вбок (что важно в первую очередь на посадке) и что если крыло сде­лать обычным, то обзор будет удовлетворительным, улучшится и путевая устойчивость, которая в НИИ ВВС оценивалась как недостаточная (име­лось небольшое рыскание, примерно 1 —2°, мешавшее прицеливанию и стрельбе). Н. Н. Поликарпов не был согласен с такими предложениями. Он писал: «Вводя схему «чайка» в самолет И-15, я хотел, наряду с умень­шением интерференции обеспечить этим наилучшую маневренность само­лета, особенно на глубоком вираже... Все наши многочисленные попытки в путем продувок, и путем непосредственной демонстрации в полете... указать на то, что самолет И-15 является высокоманевренным и чувстви­тельным к управлению самолетом, не увенчались в то время успехом, ибо я, как конструктор, не мог привести объективные доказательства устойчивости пути в виде записей безынерционным прибором колебаний са­молета при отклонении за отсутствием в СССР таких приборов» [12]. Н. Н. Поликарпов был вынужден уступить, и в 1935 г. появился опытный экземпляр И-15 уже без «чайки» с прямым верхним крылом. Что касается обзора, то в самом конце 30-х годов вновь вернулись к схеме «чайка», в никаких претензий в отношении обзора уже не было. Возможно, в 1935 г. дело было лишь в непривычности зон обзора.
Истребитель И-156 и с
Так или иначе, производство И-15 прекратила в конце 1935 г., и только в самом конце 1937 г. (а ио существу в 1938 г.) стала выпус­каться его модификация И-15бис. Верхнее крыло этого истребителя сде­лали прямым (оса «чайки*), конструкцию всего самолета усилили по опыту эксплуатации И-15, улучшили также капотирование мотора. Во­оружение составляли четыре синхронных пулемета ПВ-1 (как у И-15 в перегрузочном варианте). Установили мотор М-25В с большей мощностью' и высотностью. Реализация этих мероприятий привела к увеличению веса самолета примерно на 300 кг (ьа 20%), из-за чего ухудшилась манев­ренность н скороподъемность самолета (несмотря на большую мощность). Дало о себе знать и большее, по сравнению с < чайкой >, аэродинамичес­кое сопротивление верхнего крыла. Тем не менее ио характеристикам маневреняоетн и скороподъемности И-15бис оставался одним из лучших бипланов своего времени (см. табл. 3). По скоростным качествам он па небольших высотах (иримерно до 3,5 км) превосходил японский И-95 (см. рис. 2), имел лучшую скороподъемность и более сильное вооружение. На И-15бис летчики добровольцы воевали в Испании, Китае, а затем н в Монголии, где п мае 1939 г. начались военные действия. К тому времени, несмотря па организованное тактическое взаимодействие маневренных И-15бис н скоростных И-16, боевые возможности И-15бис из-за невысокой скорости стали уже недостаточны для борьбы в воздухе с японскими истребителями-монопланами И-96 и И-97. Да н скорость бомбардировщи­ков как в Японии, так и в других странах непрерывно увеличивалась. Словом, отсчествештым ВВС требовался более скоростной самолет.
Такой конструктор, как Н. Н. Поликарпов, конечно, пе мог не пред­видеть сложившейся ситуации. Еще осенью 1937 г., когда в серию только пошел И-15бис, » его конструкторском бюро уже был разработан эскиз­ный проект нового варианта маневренного истребителя, получивший на­звание И-153. Основная идея его создания -средствами азродинамнки добиться возможно большего прироста скорости, сохранив маневренные качества. Чтобы снизить аэродинамическое сопротивление, конструктор вновь возвратился к схеме «чайка» (вернулось и такое же название ис­требителя), во самое главное нововведение заключалось в том, что И-153 сделали с убирающимися шасси. Была еще раз усилена констукцкя само­лета. Вооружении стало более мощным: вместо четырех пулеметов ПВ-1 поставили четыре более скорострельных ШКАС. Мотор остался прежним М-25В.
Истребитель И-153 был построен в 1938 г., а в октябре того же года завершились его государственные испытания. Стало ясно, что цель достиг нута, получен существенный прирост скорости. После устранения основ­ных выявленных недостатков самолет запустили в серию. Испытания вес­ной 1939 г. одного из первых серийных самолетов иоказали, что при весе
1680 кгс скорость у земли достигала 368 км/ч, а на границе высотности 3,5 км—424 км/ч, то есть на 41—45 км/ч больше, чем у серийного И-15бис при таком же моторе. (Время виража И-153 составляло 11—12 с, вы­соту 5 км он набирал за 6,5 мин, а потолок достигал 8700 м) И-153 всего на 20—30 км/ч уступал скоростным истребителям И-16 с тем же дви­гателем. Чтобы получить такой прирост скорости при прежней аэроди­намике, потребовалось бы увеличить мощность мотора без изменения его габаритов примерно на одну треть.
Вскоре после начала серийного выпуска на истребитель И-153 стали устанавливать более мощный и высотный мотор М-62 и почти сразу за этим винт изменяемого шага АВ-1. Благодаря двухскоростному нагне­тателю мотора резко улучшились все характеристики самолета на высо­тах свыше 5 км. Большое значение имело внедрение винта изменяемого шага. Еще в 1935 г. в НИИ ВВС провели специальные испытания се­рийного И-15, которые показали, что установка винта изменяемого в по­лете шага позволила бы существенно улучшить скороподъемность, сокра­тить разбег и немного увеличить скорость. Успешное решение вопроса о конструкции винта изменяемого в полете шага стало важнейшим этапом в развитии самолетов почти всех назначений. Когда скорость самолета была невелика — примерно 200—250 км/ч, потребность в применении винта изменяемого шага почти не ощущалась, так как при сравнительно небольшом диапазоне скоростей самолета винт фиксированного шага, спроектированный для режима максимальной скорости, при переходе на режим подъема не давал заметного понижения числа оборотов и КПД. С увеличением диапазона скоростей потеря мощности на режиме взлета и подъема возрастала. Требовался винт, который обеспечивал бы необ­ходимую полезную мощность на всех режимах полета. Применение винтов изменяемого шага вначале с двумя рабочими положениями лопастей, а затем с непрерывно изменяющимся шагом (винтов-автоматов) дало воз­можность повысить КПД винта на режимах малых и средних скоростей и при всех эволюциях самолета сохранить число оборотов, а следова­тельно, и мощность мотора. Выигрыш в мощности благодаря применению винта-автомата с постоянным числом оборотов на режиме подъема мог достигать 35—40%. Это позволяло значительно улучшить летные харак­теристики самолета. В этой связи итересно сопоставить летные данные одного из первых серийных И-153 с мотором М-62 и винтом фиксирован­ного шага (ВФШ) и И-153 с М-62 и винтом изменяемого шага (ВИШ) АВ-1. Первый из них имел вес 1762 кгс и показал скорость у земли 365 км/ч, а на высоте 4,6 км — 443 км/ч; на набор высоты 5 км ему требовалось 6,7 мин, потолок достигал 9800 м, длина и время разбега соответственно 205 м и 13,5 с. Основные данные И-153 с винтом-автоматом представлены в табл. 3, к ним можно добавить, что длина и время разбега составляли соответственно 106 м и 6,8 с. Таким образом, самолет с АВ-1 хоть и имел скорость на высоте примерно на 20 км/ч меньшую, чем самолет с ВФШ (при­чина заключалась не в винте), зато приобрел существенно лучшие взлет­ные свойства, скороподъемность и потолок. С 1939 г. винты изменяемого шага становятся непременным атрибутом всех отечественных истребителей.
Примерно через полгода после начала серийного производста истре­битель И-153 «Чайка» с мотором М-62 получил боевое крещение в Мон­голии. К тому времени наиболее сильным японским истребителем был моноплан И-97. Интересно поэтому сопоставить его с И-153. По скорости И-97 несколько превосходил И-153 (см. рис. 2), но на малых и средних высотах существенно уступал ему в скороподъемности. Летчики отмечали лучшую маневренность И-153. Пусть читате/я не смущает кажущееся про­тиворечие, состоящее в том, что время установившегося виража у И-97 было немного меньше, чем у И-153 (см. табл. 3), а маневренность ока­залась хуже. Дело в том, что в бою самолет с меньшим временем виража, но большим его радиусом, тактически имеет несравненно меньше выгод, чем в случае примерного равенства во времени виража и преимущества в его
Истребитель И-153 4Чайка» с мотором М-63
радиусе. Изучение опыта воздушных боев И-153 с И-97 в Монголии по­казало, что если начинался маневренный бой и И-97 входил в вираж, то И-153 в начале или в конце второго виража заходил ему в хвост и И-97 приходилось переходить на вертикальный маневр, где преимущество было опять у И-153. Зная мощь вооружения < Чайки», японские летчики избегали лобовых атак. Боевая практика показала также, что с И-97 легче воевать на высотах до 4 км.
"Не совсем обычным получилось начало боевой работы И-153 в июле 1939 г. Командиром особой группы, которой предстояло испытать в бою этот новый советский истребитель, назначили С. И. Грицевца. После об­лета и тренировочных боев группа ушла на задание. Вскоре на высоте 3000 м появились истребители противника. Завидев девятку наших само­летов, они ринулись в атаку, очевидно приняв с большого расстояния И-153 за И-156ис. Советские истребители развернулись назад, имитируя бегство, и, подпустив японцев на сравнительно близкую дистанцию, по команде С. И, Грицевца развернулись на 180°. Последовала атака на встречных курсах. Противник, не ожидавший такого поворота событий, нарушил свой боевой порядок. В этой схватке за считанные минуты он потерял четыре истребителя.
Конечно, в ходе боевой работы И-153 выявлялись и недостатки само лета и его мотора М-62, которые снижали боеспособность и требовали устранения. Наблюдались, например, случаи обрыва несущей ленты ко­робки крыльев из-за плохого качества лент и вибрации передней ленты в полете. Между баком и летчиком не было противопожарной перегородки. Имелась вибрация элеронов и покрытия в развале <чайки*. Бывали случаи отрыва выхлопных патрубков. При выполнении ряда маневров в воздухе, таких, как резкая горка, переход с горки на планирование через крыло, штопор, случалось, что мотор глох. Но эти недостатки постепенно устра­нялись и не могли заслонить достоинств истребителя.
После успешных действий на И-153 в Монголии его выпуск увели­чился. Продолжалось и совершенствование истребителя. С 1940 г. на И-153 начали устанавливать более мощный мотор М-63, дважды усиливали констукцию, поставили дополнительное оборудование (самоспуск, рация, пневмоспуск пулеметов и др.). В результате этого улучшались те или иные качества истребителя. Летные же данные почти не изменились, а горизонтальный маневр из-за увеличения веса почти на 150 кгс (на 8%) даже ухудшился (см. табл. 3). Нельзя не отметить, что феноменальные пилотажные качества, присущие И-15, на И-153 были во многом утрачены.
Истребитель И-153 «Чайка» применялся и в ходе Великой Отечест­венной войны. Конечно, в то время он уже устарел и не мог на равных бо­роться с истребителями противника, поскольку уступал в скорости даже некоторым бомбардировщикам. Тем не менее летчики, воюя на этих ма­шинах, вписали немало славных страниц в историю борьбы советского народа с захватчиками. Можно без преувеличения сказать, что И-153, как и И-16, вынесли основную тяжесть борьбы в воздухе в первый, наи­более трудный период Великой Отечественной войны.
Во время войны самолет И-153 широко применялся для штурмовых целей, чему способствовала живучесть мотора воздушного охлаждения и возросшая мощь вооружения: в 1941 г. на многих И-153 вместо пулеме­тов ШКАС начали устанавливать крупнокалиберные пулеметы БС, только принятые тогда на вооружение (был даже вариант с двумя пушками ШВАК калибра 20 мм), под крылом истребителя могли подвешиваться восемь реактивных снарядов РС-82 или две бомбы весом до 200 кгс. «Чайки» принимали участие в боях практически на всех фронтах, в част­ности, под Москвой, Ленинградом, Сталинградом, Севастополем.
Возвращаясь к концу 30-х годов, можно отметить, что советский И-153 оказался самым совершенным среди современных ему маневренных истре­бителей-бипланов других стран. Однако время маневренных истребителей было уже на исходе. Для успешных действий требовались все более и более скоростные машины. Оптимальной для достижения большой скорости была схема моноплана. Ни одна из попыток совместить требования скорости с высокой маневренностью, присущей бипланам с небольшой удельной нагрузкой на крыло, не удалась, да и не могла удасться. Последней реализованной попыткой стал истребитель И-190, разработанный под ру­ководством Н. Н. Поликарпова в 1939 г. Этот самолет являлся даль­нейшим развитием И-153. Первый, полет И-190 совершил 30 декабря 1939 г. (летчик А. И. Жуков) и испытывался до февраля 1941 г. С мотором воздушного охлаждения М-88 истребитель И-190 имел рекордный пото­лок— 12400 м, а его скорость была 450 км/ч на высоте 7050 м. Для 1941 г. такой скорости было явно недостаточно, и И-190 не мог конкурировать с новыми скоростными монопланами. Он стал последним летавшим ис­требителем-бипланом Н. Н. Поликарпова.
Отечественные маневренные истребители-бипланы разрабатывались и строились дольше, чем аналогичные самолеты в странах с развитой авиа­ционной промышленностью (Англия, Франция, США). В какой-то мере здесь, наверное, сказалась эф4>ективность тактического взаимодействия скоростных и маневренных истребителей, продемонстрированная в Ис­пании, Китае и, отчасти, в Монголии. Определенное влияние оказали успешные в целом бои И-153 с японскими истребителями-монопланами И-97. В то же время события завершавшейся войны в Испании, а затем и «битвы за Англию» свидетельствовали о высокой эффективности послед­них модификаций истребителя Мессершмитт 109, имевшего скорость, значительно большую 500 км/ч. Становилось ясно, что тактика взаимодей­ствия скоростных и маневренных истребителей уходит в прошлое, по­скольку маневренные истребители уже не могли связать боем столь ско­ростные самолеты, так как те не вели маневренных боев на виражах. В этой связи интересно воспоминание летчика А. В. Давыдова, воевавшего в Монголии: «Трудновато приходилось там на «Чайках». Полегче, конечно, чем на старых «бйсах» (то есть на И-15бис, авт.), но все-таки трудно­вато. Скорости нет! А без скорости никакой маневр не помогает: крутись, если хочешь, в вираже, а тебя сверху клевать будут...» [13]. Словом, новая скоростная техника вызвала к жизни и новую тактику, основанную на ис­пользовании возросшей энергии самолета, которую он мог постоянно под­держивать в бою (скорость — высота — скорость). Активно противостоять этой тактике маневренные истребители не могли.
СКОРОСТНЫЕ И ПУШЕЧНЫЕ ИСТРЕБИТЕЛИ
Период бурного развития советских скоростных боевых самолетов и, в первую очередь, истребителей начался в 1933—1934 гг. Создание скоростных машин, как особого в то время класса самолетов, было свя­зано с применением монопланной схемы. Правда, сама по себе моноплан-ная схема не служила атрибутом только скоростного самолета, она при­менялась в авиации чуть ли не с ее зарождения. Для скоростных са­молетов характерно применение свободнонесущей схемы моноплана, у ко­торой отсутствуют подкосы, стойки, растяжки и непременно обеспечива­ется повышенная нагрузка на крыло (иначе говоря, площадь крыла мень­ше обычной). В аэродинамическом и конструктивном плане переход к схеме скоростного моноплана сопровождался целым рядом необходимых сопутствующих мероприятий, обеспечивающих снижение лобового сопро­тивления. К ним относятся мероприятия по снижению сопротивления систем охлаждения мотора (капоты, тоннельные радиаторы), примене­ние удобообтекаемых кабин экипажа (закрытый фонарь летчика) и, на­конец, применение убирающегося в полете шасси. После реализации ком­плекса этих мероприятий одним из основных источников аэродинамичес­кого сопротивления становится трение воздуха. Самый естественный путь уменьшения сопротивления трения заключается в уменьшении площадей трения и прежде всего площади крыльев, то есть в по­вышении удельной нагрузки на крыло. По существу, переход к моноплан­ной схеме был одним из проявлений борьбы за уменьшение трения. При повышении удельной нагрузки на крыло биплан становился уже менее выгодным, чем свободнонесущий моноплан, поскольку при равной площади несущих поверхностей проигрывал в аэродинамическом и весовом отноше­нии. В этом случае для создания такой же, как у моноплана, подъемной силы, крылья биплана должны были иметь заметно большее удлинение, их средняя хорда оказывалась слишком малой, как и строительная высота [14].
Для успешного применения схемы скоростного моноплана требовалось решить еще, по крайней мере, две принципально важные проблемы. Первая состояла в необходимости использовать более тонкие профили крыла, чем на нескоростных монопланах. Большая относительная толщина про­филя позволяет облегчить конструцию крыла, но одновременно она создает большое профильное сопротивление, что для скоростного само­лета неприемлемо. Уменьшение толщины крыла стало возможно благо­даря улучшению применяемых материалов, достигнутому к началу 30-х го­дов (сталь, легкие сплавы повышенной прочности), применению новых типов конструкций (использование обшивки в качестве силового элемента), а также благодаря изменению формы крыла в плане (прямоугольные формы, характерные для бипланов, уступили место трапециевидным с сужением). Так удалось добиться уменьшения относительной толщины монопланного крыла с 20—22% в корне (монопланы конца 20-х годов) до 14—16%, а на конце крыла с 12—14% до 7—8%. У бипланов же относительные толщины крыла составляли примерно 11—12%.
Вторая проблема заключалась в необходимости обеспечить приемле­мые взлетно-посадочные данные самолетов с повышенной нагрузкой на крыло. Дело в том, что у таких самолетов сильно возрастают скорость отрыва и посадочная скорость, из-за чего увеличиваются разбег, пробег, взлетная и посадочная дистанции, а вместе с ними потребные для эксплу­атации размеры аэродромов. Одновременно из-за повышенной посадочной скорости конструкцию многих элементов самолета ввиду возможных ударов при приземлении следовало делать гораздо более прочной, чем обычно. В решении этой проблемы значительную роль сыграло повышение безо­пасного предела посадочной скорости благодаря улучшению аэродромов и одновременно посадочных устройств самолета (шасси с масляной аморти­зацией, поглощавшей большую работу при посадочном толчке). Очень большое значение имела также разработка и внедрение посадочных при­способлений, так называемой механизации крыла. Использование механи­зации (щитков, зависающих элеронов, закрылков разного типа) позволило при переходе к схеме скоростного моноплана не только замедлить рост посадочной скорости, но и увеличить крутизну траектории при посадке, из-за чего заметно сокращалась посадочная дистанция, а для летчика облегчался расчет захода на посадку.
Таким образом, переход к схеме скоростного моноплана представлял собой сложную комплексную научно-техническую задачу. В начале 30-х го­дов были уже созданы необходимые предпосылки для ее успешного ре­шения, что и определило возможность быстрого создания машин нового класса. Переход к схеме скоростного моноплана стал крупнейшим дости­жением авиационной науки и техники.
Наряду с техническими проблемами существовали еще и вопросы, связанные с тактикой применения более скоростных, но зато менее манев­ренных самолетов, достоинства которых не казались столь уж очевид­ными. Убедиться в этом советским военным специалистам помогли испыта­ния закупленного нового английского истребителя-биплана Фейри чФайр-фляй» («Firefly»), проведенные в мае—июне 1933 г. По сравнению с И-5 истребитель чФайрфляй» обладал большей скоростью, особенно на высоте свыше 1,5—2 км, но при этом маневренность его до высоты 4—5 км была намного хуже. Учебные чбои», проведенные между И-5 и «Файрфляй» на высотах 4 и 1,5 км с полной очевидностью продемонстрировали пре­имущество истребителя «Файрфляй», который, переводя бой в вертикаль­ную плоскость, постоянно владел инициативой, а И-5 оказывался в явно невыгодном положении [6, оп. 8, д. 193]. Так была доказана перспектив­ность более скоростных истребителей и в тактическом плане.
За 1933—1934 гг. в СССР было создано три типа скоростных истре­бителя, разработанных под руководством А. Н. Туполева (AHT-31, или Й-14), Н. Н. Поликарпова (ЦКБ-12, или И-16) и Д. П. Григоровича (ДГ-52, или ИП-1). Эти самолеты вышли на испытания друг за другом с очень небольшим интервалом времени, доводились почти параллельно, и между ними в какой-то степени возникла конкуренция.
Первым разработку скоростного истребителя начал А. Н. Туполев. В 1932 г. ЦАГИ получил задание на проектирование и постройку нового истребителя, обозначенного И-14 (заводской его номер был 31, отсюда . и внутризаводское название самолета — AHT-31). Проектирование истреби­теля велось в бригаде П. О. Сухого. Главный конструктор ЦАГИ А. Н. Туполев избрал для нового истребителя схему моноплана, считая ее более перспективной. По уже сложившейся тогда в туполевском ОКБ тра-.диции конструкция нового самолета была принята цельнометаллической.
Одним из ключевых вопросов при разработке И-14 являлся выбор мотора. Подходящего отечественного мотора тогда не было. Именно в это время в США и Францию командировали специальную комиссию с целью Закупки наиболее перспективных моторов для их изготовления по лицен аии. Поэтому для конструкторов И-14 ситуация в плане выбора двигателя оставалась в первой половине 1932 г. не ясной. В конце концов остано­вились на английетом моторе воздушного охлаждения Бристоль чМер-жур IV», который оборудовался редуктором и имел большую по тем вре­менам высотность — 4000 м.
В декабре 1932 г. были утверждены тактико-технические требования (ТГТ) к будущему истребителю, согласно которым его максимальная скорость на высоте 5 км должна была составлять 375—400 км/ч (пожалуй, .впервые столь большое значение скорости, как 400 км/ч, фигурировало ш требованиях к боевому самолету), посадочная скорость — 90—105 км/ч, радиус действия—250 км, потолок 9—10 км, а время набора высоты 5 км— ц***& мин. В TTT назначение нового самолета формулировалось как одно­местный пушечный истребитель. В начале 30-х годов в отечественную авиацию внедрялись динамореактивные пушки, разработанные Л. В. Кур-'Яевским. Это пушки (называвшиеся ДРП, а чаще АПК) из-за лгсутствия отдачи позволяли без чрезмерного увеличения веса конструк­ции самолета и орудия намного повысить его калибр, а тем самым и поражающую способность. Поэтому понятен был интерес военных к этим пушкам и их желание применить новое вооружение на истребителях, тем более скоростных.
И-14 построили в мае 1933 г., а 27 мая того же года состоялся его пер­вый полет. Испытывал машину летчик-испытатель К. А. Попов. Самолет представлял собой цельнометаллический свободнонесущий моноплан, имел убирающееся в полете шасси с тормозными колесами и масляно-пневма-тической амортизацией, закрытый фонарь кабины летчика. Мотор закры­вался хорошо обтекаемым капотом. Удельная нагрузка щ крыло была в 1,5 раза больше, чем у маневренного биплана И-15. Таким образом, конструк­торы обеспечили почти все условия для достижения большой скорости полета, кроме одного — металлическая обшивка крыла имела гофрирован­ную поверхность. Это делало ее более жесткой, но одновременно повы­шало сопротивление трения. Сделать гладкую металлическую обшивку в начале 1933 г. не рискнули, поскольку еще не было необходимого опыта проектирования и расчета таких конструкций.
Вооружение первого И-14 состояло из одного пулемета ПВ-1, стреляв­шего через винт. Конструкция предусматривала также установку двух пу­шек АПК с 50 снарядами (в крыле, вне площади, ометаемой винтом).
Самолет И-14 долго доводился в процессе заводских испытаний и был передан на государственные только 2 января 1934 г. В НИИ ВВС самолет испытывался на лыжах (без их уборки). Основным положительным свой­ством И-14 военные испытатели считали большую скорость, полученную на заводских испытаниях. Действительно, так быстро у нас тогда не летал ни один самолет (см. табл. 2 и рис. 1). Одновременно как крупные дефекты отмечались такие недостатки, как строгость в выполнении виража (легкий срыв в штопор), недоведенность и неудобство пользования механизмом подъема шасси и неудовлетворительная конструкция фонаря кабины [6, д. 13]. Словом, требовалась основательная доводка, но на данном са­молете ее проводить уже не было смысла, поскольку в 1933 г. стало ясно, что закупается лицензия на производство ряда иностранных моторов, в том числе американского Райт «Циклон» Ф-3. Под этот мотор и велось проек­тирование практически всех советских истребителей как маневренных, так и скоростных.
Под мотор «Циклон» в августе 1933 г. начались работы по второму ва­рианту истребителя И-14, который иногда назывался И-14 дублер или И-14бис. Дублер имел целый ряд отличий от первого варианта, главным из которых была гладкая металлическая обшивка крыла. Переделали и шасси, которое теперь крепилось под бортами фюзеляжа и убиралось в кры­ло поворотом в сторону консолей; эта схема уборки шасси позднее нашла довольно широкое распространение. Фонарь сделали открытым с обтека­емым сдвижным козырьком. Это было шагом назад, сделанным из-за бы­товавшего тогда ложного мнения о неудобстве управления самолетом и зна­чительном ухудшении обзора из закрытой фонарем кабины. Вооружение: два пулемета ПВ-1 и две пушки АПК-11 (калибр 45 мм). Поскольку мото­ров РЦФ-3 еще не было, на самолет временно для проведения испыта­ний поставили мотор РЦФ-2 высотностью всего 900 м.
Постройка второго И-14 продолжалась довольно долго, и он вышел на испытания только в середине февраля 1934 г. Государственные испытания дублера И-14 проводились в марте — мае 1934 г. Самолет показал весьма высокую скорость (см. рис. 1) и неплохую горизонтальную маневренность (время виража 13,5—14 с). При стрельбе из АПК конструкция самолета газами не разрушалась (с этим неприятным явлением впервые столкнулись на истребителе Д. П. Григоровича И-Z с двумя АПК). При срыве с виража машина выходила из штопора без большого запаздывания. Военные специ­алисты признали, что самолет является вполне современным одноместным истребителем и с мотором РЦФ-3 может быть представлен к введению на вооружение ВВС РККА при обязательном устранении ряда недостатков [6, д. 11]. Таковыми считались: слишком малая колея шасси, что приводило к опасному раскачиванию самолета на пробеге, а также неудовлетвори­тельный профиль крыла, из-за которого самолет на посадке проваливался со сваливанием на крыло. Снова конструкторы должны были доводить са-
Пграий серийный истребитель И-14

молет. Но главное было сделано-—истребитель военных устраивал. В июле 1934 г., то есть через полтора месяца после государственных испытаний, был определен н завод для серийной постройки И-14. Правда завод тогда практически еще не существовал, его только строили с расчетом на скорый пуск.
Испытания И-14бис с мотором РЦФ-3 подтвердили, что но скорости истребитель вполне удовлетворяет требованиям (см. табл. 2 и рис. 1), он даже превзошел ожидаемые в НИИ ВВС данные. Вооружение его измени лось и теперь состояло из двух скорострельных пулеметов ШКАС и двух АПК-37 (калибр 75 мм).
При освоении И-14 в серии провели целый ряд мероприяиий по его улучшению: было поставлено новое крыло, усилена конструкция, улучшено капотирование, установлен новый винт. Вооружение снова изменилось и состояло уже из одних пулеметов ШКАС (вместо двух АПК в крыльях поставили два ШКАС, которые в дальнейшем планировалось заменить скорострельными авиационными пушками ШВАК калибра 20 мм).
Освоение И-14 в серии заняло довольно много времени, поскольку завод еще достраивали. Первые серийные самолеты вышли только в 1936 г. Государственные испытания головного серийного И-14 выявили хорошие его скоростные качества: они были практически такими же, как и у скорост­ного И-16 (см. рис. 1), который к тому времени уже строили сеоийно. И-14 обладал хорошей маневренностью (время виража 12 с против 14—-15 с у И-16) и большей, чем у И-16, устойчивостью на малых скоростях. В от чете по испытаниям отмечалось, что И-14 в воздушном бою с И-16 имел пре­имущество, а в заключении говорилось, что И-14 по своим летным данным, относительной простоте взлета, посадки и высшего пилотажа представляет несомненную ценность для ВВС.
В ходе испытаний вскрылись и некоторые недостатки истребителя. В частности, летчику среднего физического развития чрезвычайно трудно было полностью убрать шасси, воспользоваться закрылками. Недоведенной оказалась пулеметная установка в крыльях. Правда, эти недостатки 'не так уж сложно было устранить. Самый же главный недостаток, не прояв­лявшийся ранее и в конце концов решивший судьбу самолета, заклю ча.и-и в опасном характере штопора: на один виток штопора запаздывание в выходе составляло 10 витков, а на два—13 «витков. С такими штопор­ными свойствами самолет безусловно не мог считаться боевым и его нельзя было принимать на вооружение. Переделка машины заняла целый год. Запаздывание при выходе из штопора удалось сократить до двух — четырех витков. Но этого все же оказалось недостаточно. В 1937 г. самолет стал уже морально устаревать. Производство И-16 шло полным ходом, и он
широко применялся в строевых частях. В этих условиях строить еще один подобный истребитель было нецелесообразно. Так и получилось, что са­молет, вышедший на испытания на семь месяцев раньше И-16, в конечном итоге запоздал. Именно И-16 вплоть до Великой Отечественной войны стал основным скоростным истребителем. Но прежде чем перейти к описанию истории его создания и развития, для удобства изложения имеет смысл сначала рассказать о пушечных истребителях и в этой связи о третьем отечественном скоростном истребителе ИП-1.
Как уже говорилось выше, в начале 30-х годов в СССР'получили развитие авиационные динамореактивные пушки, разработанные Л. В. Курчевским еще в 20-х*годах. Эти пушки резко увеличивали огне­вую мощь истребителя и повышали эффективность его действий в борьбе с бомбардировщиками противника и при штурмовых действиях.
Одним из первых истребителей, разработанных специально под такие пушки, стал АНТ-23 (И-12). Проектирование его началось 1 апреля 1929 г., а в ноябре 1930 г. ЦАГИ представил эскизный проект самолета 115].
Цельнометаллический моноплан И 12, разработанный бригадой АГОС ЦАГИ во главе с В. Н. Чсрнышовым, имел весьма оригинальную компо­новку. Фюзеляжа, как такового, не было. Летчик находился в гондоле, по­мещенной в середине центроплана. В передней и задней частях гондолы размешались два мотора М-22, которые вращали соответственно тянущий и толкающий винты. Оперение крепилось на двух металлических балках-трубах, идущих от центроплана и переходивших в передней части в обте­катели пушек АПК-4 калибра 76 мм. Балки представляли собой обточен­ные водопроводные трубы, свинченные по резьбе. Динамореактивные пуш­ки размещались внутри балок, что давало выигрыш в аэродинамическом сопротивлении по сравнению с отдельной установкой АПК. Весьма выгод­ным с точки зрения аэродинамики являлось тандемное размещение двига­телей в начале и в конце гондолы. В этом случае удавалось вдвое увели­чить мощность силовой установки практически без изменения площади ми­деля самолета. Но такой схеме сопутствовал и ряд минусов, главный из которых заключался в том, что летчик не мог покинуть самолет при аварии — он неминуемо попадал в задний винт. Поэтому требовались специальные устройства спасения (на И-12 их не было). Другой недостаток заклю чался в снижении КПД заднего винта. Принятая компоновка потребовала и весьма высокого шасси, которое было сделано неубирающимся. Довольно толстое (18% 2в корне) крыло имело трапециевидную форму в плане и площадь 33 м .
Опытный пушечный истребитель И-12 (АНТ-23)
В соответствии с ТТТ, предъявленным к этому самолету в июле 1930 г., он должен был на высоте 5 км иметь скорость 300 км/ч при посадочной 100 км/ч. По ра четам, представленным в эскизном проекте, получалось, что И-12 при весе 2405 кгс мог развивать иа высоте 5 км скорость 318 км/ч.
Пушечный истребитель И-Z

его практический потолок мог составить 9320 м, посадочная скорость 100 км/ч, а время набора высоты 5 км —7,7 мин (по ТТТ—10—12 мин). Эскизный проект был одобрен, и 30 ноября 1930 г. ЦАГИ приступил к из­готовлению самолета. В июле 1931 г. И 12 был построен, и 29 августа того же года летчик И. Ф. Козлов совершил на нем первый полет. Самолет долго испытывался и доводился. Не обошлось и без неприятных сюрпризов. Так, 12 марта 1932 г. самолет поднялся в воздух для стрельбы из АПК. В каждую пушку заложили по два снаряда весом 0,56 кгс. При первом же выстреле, произведенном из левой пушки на высоте 1000 м, произошел взрыв. Был разорван диффузор, сорваны обтекатели, оборваны тросы уп­равления. С большим трудом летчику-испытателю И. Ф. Козлову удалось посадить самолет. Доработка самолета продолжалась до конца сентября
1932 г. Затем его разобрали и отправили на завод для дальнейших испы-
таний и доводки вооружения. Но работы зги так и не были завершены,
и истребитель АНТ-23 на летные испытания больше не передавался.
Конструкторская группа во главе с Д. П. Григоровичем в 1930 г. по специальному заданию разработала истребитель под обозначением И-Z (И-«ЗЕТь) или просто Z. Машина представляла собой моноплан (который еще нельзя было назвать скоростным) с неубирающимся шасси. Интересно, что передняя часть фюзеляжа, включая кабину летчика, была такой же, как у созданного ранее истребителя И-5 с тем же мотором М-22. Самолет И-Z имел необычайно мощное для одномоторного истреби­теля вооружение. Оно состояло из двух пушек АПК-4, таких же, как на И-12, и одного пулемета ПВ-1. Надо сказать, что установка пушек и боеза­паса к ним сильно увеличивала вес истребителя. Действительно, вес двух АПК-4 составлял около 150 кгс, а вес боезапаса к ним (14 снарядов) — 55 кгс. Для И-Z это в сумме составляло примерно 12% полетного веса, АПК крепились под крылом истребителя, что ухудшало и без того посредствен­ную аэродинамику этого самолета.
Из-за ряда присущих им недостатков (повышенный вес и худшие аэродинамические свойства) пушечные истребители не заменяли да и не могли заменить более легкие и маневренные истребители с традиционным пулеметным вооружением. У пушечных истребителей были свои задачи.
За 1931 — 1932 гг. завод построил два опытных экземпляра И-Z, а в
1933 г. началось его серийное производство. Серийные самолеты при весе
около 1650 кгс имели по сравнению с И-5 несколько меньшую скорость
(см. рис. 1), худшую скороподъемность и маневренность. Дальность

Пушечный истребитель ИП-1 с убранными лыжами
полета очень небольшая псего 310 км. На испытаниях выяснилось, что нз-за разрушительного действия выхлопных газов при стрельбе из ЛПК конструкция самолета требовала заводского ремонта уже после 300—500 выстрелов [6. on. 8, д. 70]. В серии было изготовлено нем ного самолетов И-Z. По существу, этот истребитель, как и И-12, стал как бы экспериментальным, на котором велась отработка самолетных ЛПК, накапливался необходимый опыт.
В 1934 г. Д. П. Григорович выпускает новый пушечный истребитель ИП-1 (заводское обозначение ДГ 52), ознаменовавший собой уже качествен но новый уровень развития пушечного истребителя. Он являлся скоростным свободнонесущим монопланом цельнометаллической конструции. Мотор РЦФ-3. Вооружение, как у И-Z, только вместо ПВ-1 был установлен более эффективный ШКЛС (в перегрузку предусматривалась установка второго ШКЛС). Кроме мощного вооружения ИП-1 имел ряд особенностей, отли­чавших его от других отечественных скоростных истребителей: крыло имело форму в плане, близкую к эллиптической, при которой, как известно, достигается минимум индуктивного сопротивления; необычной была и гама конструкция крыла —силовой набор состоял нз трубчатых лонжеронов и ферменных нервюр, а стрингеров, поддерживающих обшивку, было очень мало, получалось как бы бьчхтрингеряое крыло с работающей обшивкой Оригинально было выполнено убирающееся шасси: летом оно снабжалось колесами, а зимой лыжами, которые в полете подтягивались в места убор ки. Надо сказать, что вопрос уборки в полете лыж был тогда весьма акту­альным, ведь самолеты зимой эксплуатировались с. лыжным шасси. Удачное решение проблемы уборки в полете лыжного шасси, впервые в пашен стране данное Д. П. Григоровичем, позволяло сохранять нензмепными летные дан ные истребителя круглый год, тогда как на И-14 и И-16 шасси с лыжами зимой не убирались. Лучше чем на этих самолетах, у ИП-1 был и обзор нз кабины летчика. Словом, конструкторы применили целый комплекс-мер, подчас нетрадиционных, направленных па достижение высоких летных н боевых качеств истребителя.
Государственные испытания ИП-1 проводились с середины января по март 1935 г. Самолет показал высокую скорость (см. рис. 1) и хорошую маневренность (время виража 14 15 с), но из-за большого веса скоро подъемность его оказалась посредственной (см. табл. 2). что, правда, было естественным для самолетов с тяжелым пушечным вооружением. Воен­ные дали самолету высокую оценку, сочтя его несомненными достоинствами большую скорость, хорошую маневренность и устойчивость, простую тех­нику пилотирования, убирающееся шасси с лыжами, хороший обзор из кабины, расположенный над крылом. Отмечалось также очень хорошая устойчивость ИП-1 на пикировании, что способствовало повышению мет-

Д. П. Гршхфомч (1883-1938)
кости огня. Испытания показали, что достигнутые летные данные для истре­бителя далеко не предельны и имеются резервы их дальнейшего повы­шения [6, д. 36 и 52).
В плане тактики применения ИП-1 военные специалисты предпола­гали, что эти истребители в бою должны действовать в составе звеиьеп и отрядов, атаковать противника на встречных и пересекающихся курсах и с пикирования при использовании максимальной дальности огня пушек (1000—1500 м). Предполагалось применять самолет для атак наземных целей на радиусе 200—350 км (в зависимости от запаса топлива), а также в системе «Самолет— Звено» для непосредственного прикрытия тяжелого соединения на подходе к цели или для действий в тылу противника по аэродромам и наземным целям [6, д. 62].
Несомненно, создание ИИ 1 стало успехом КБ Д. П. Григоровича. Начальник ВВС Я. И. Алкснис потребовал от УВВС РККА выдвинуть свои предложения об увеличении заказа на ИП-1 за счет соответствую шего сокращения закалов на другие истгу/ители. ИП-1 шел в серию.

Такое, казалось бы, благополучное начало работ по ИП-1 не означало, конечно, что конструкторам сразу удалось решить все проблемы и что са­молет лишен каких-то недоработок. В ходе летных испытаний всегда выяв­ляются недостатки, которые невозможно предусмотреть заранее: ИП-1 обладал целым «букетом» дефектов, выявленных в процессе ис­пытаний и требовавших обязательного устранения. Среди них слабость и недостаточная жесткость капотов мотора, перегрев масла, трудности в управлении самолетом при подъеме и опускании шасси, негодность пуле­метной установки, недостаточная жесткость крепления АПК и др. После эк­сплуатационных испытаний в августе—сентябре 1935 г. выявились и но­вые дефекты: слабость обшивки фюзеляжа, недостаточная эффективность зависающих элеронов и др. Однако подавляющее большинство этих не­достатков поддавалось устранению и никак не влияло на потенциаль­ные достоинства машины. Совершенствование самолета продолжалось и в 1936 г. ИП-1 начали строить серийно.
Доработка ИП-1 осуществлялась по ходу его внедрения в серию. Но тут возникло одно, в какой-то мере непредвиденное, обстоятельство. Испытания на штопор, которые в НИИ ВВС проводил летчик-испытатель П. М. Стефановский, выявили, что самолет обладает неудовлетворитель­ными штопорными свойствами. Надо сказать, что первое подозрение о наличии этого дефекта возникло в ходе государственных испытаний еще в начале 1935 г. Тогда, правда, специальных испытаний на штопор не прово­дили, но в одном из полетов был случай срыва в плоский штопор, из ко­торого самолет с трудом вышел с помощью мотора, потеряв при этом 800 м высоты. Тогда должной озабоченности этот факт не вызвал. Теперь дефект проявился явно. Необходимо было срочно искать способы улучшения штопорных характеристик. Для этой цели на серийных самолетах был сде­лан форкиль большой площади. Но это мало помогло. Летчик-испытатель А. И. Никашин, использовав все способы вывода самолета, так и не смог вырвать ИП-1 из плоского штопора и в последний момент покинул маши­ну, воспользовавшись парашютом. Серийно строить самолет с таким де­фектом было, разумеется, нельзя, и Производство ИП-1 прекратили.
Надо сказать, что к тому времени изменилось и отношение к динамо-реактивным пушкам. Появились обычные авиационные пушки, которые имели меньший калибр, чем у АПК, но зато большую скорострельность. Они оказались более перспективным оружием. Управление Спецработ (УСР), которые возглавлял Л. В. Курчевский, в феврале 1936 г. расфор­мировали.
В 1936 г. была создана известная впоследствии пушка ШВАК калибра 20 мм. Ее стали устанавливать на серийных И-16, а также на новых опытных истребителях. В этих условиях производство истребителя ИП-1 стало нецелесообразным, поскольку по летным качествам он уступал более легкому И-16.
Истребитель ИП-1 стал последним построенным самолетом Д. П. Гри­горовича, в 1938 г. Д. П. Григорович скончался.
Среди трех первых советских скоростных истребителей наибольший успех выпал на долю И-16. В этом самолете, спроектированном Н. Н. По­ликарповым в инициативном порядке, нашли воплощение лучшие качества скоростного боевого самолета: высокие летные характеристики и, в пер­вую очередь, скорость, сравнительно хорошая маневренность, неприхот­ливость в наземной эксплуатации, живучесть в бою, эффективность воору­жения. И-16 опередил появление аналогичных серийных истребителей в других странах. Он строился серийно с 1934 г. по 1941 г. и стал основ­ным отечественным истребителем.
Можно отметить одно важное обстоятельство, которое, наряду с тех­ническими достоинствами самолета, определило успех И-16. Оно связано с тем, что Н. Н. Поликарпов проектировал два варианта истребителя: под серийный тогда мотор М-22 и под перспективный РЦФ-3. Первый ва­риант, хотя и выглядел несколько странно (новейший истребитель с уста­ревшим уже мотором), но имел определенные перспективы как переходный. Действительно, в 1933 г. и первой половине 1934 г. нужных «Циклонов» в серии еще не было, тем не менее имелась возможность испытать и освоить в производстве новый самолет, так как М-22 пока еще выпускал­ся серийно. Это позволило сэкономить время. Жизнь показала исключи­тельную прозорливость такого решения конструктора.
Новый истребитель спроектировали и построили всего за пять меся­цев. Поскольку моторы РЦФ-3 еще не производились, на второй вариант И-16, по конструкции почти не отличавшийся от первого, установили маловысотный РЦФ-2. Оба самолета с М-22 и с РЦФ-2 проходили испы­тания практически одновременно.
И-16 представлял собой свободнонесущий низкоплан с убирающимся шасси; колеса—тормозные; фюзеляж — деревянный монокок; силовая кон­струкция крыла — металлическая; обшивка — полотняная; капот — удобо-обтекаемой формы со щелью на выходе; кабина летчика закрывалась сдвижным козырьком. И-16 отличался необычайно малыми размерами, что обеспечивало минимальное сопротивление трения. Вооружение его сос­тавляли два пулемета ШКАС. расположенные в крыле. Винт — металли­ческий, трехлопастный, .который в ходе испытаний заменили двухло­пастным.
Одной из особенностей И-16, как, впрочем, и некоторых других совре­менных ему самолетов, была очень задняя центровка. В соответствии с представлениями тех лет сделали это с целью улучшения маневренности. Считалось, что чем менее устойчив самолет, тем он легче и лучше уп­равляем. Уменьшались и потери на балансировку.
30 декабря 1933 г. совершил первый полет И-16 с мотором М-22. В январе 1934 г. полетел и второй самолет с РЦФ-2. Их заводские испы­тания вел В. П. Чкалов. Государственные испытания оба самолета про­ходили одновременно с 16 по 27 февраля 1934 г. На И-16 с М-22 летал В. К. Коккинаки, а на И-16 с РЦФ-2 В. А. Степанчонок. Поскольку испытания проводились зимой, то истребители поставили на лыжи, кото­рые в полете не убирались. Но даже в этих невыгодных условиях самоле­ты показали весьма большую скорость: первый—306 км/ч у земли, а вто­рой—351 км/ч на высоте 1 км (у земли 346 км/ч). Испытатели отмечали, что Й-16 летуч, имеет легкое управление, маневренность его вполне удовлет­ворительна для данного класса истребителей (время виража 15,5 с). Одно­временно с этим испытатели обнаружили, что И-16 довольно строг в управ­лении, требует точной координации движений и не прощает ошибок. Само­лет оказался неустойчив по скорости, что усложняло его пилотирование, особенно на неустановившихся режимах полета и, в частности, на посадке. По мнению военных испытателей для И-16 требовались летчики, по край­ней мере, средней или даже выше средней квалификации, что, конечно, не являлось достоинством этого самолета. Но в тот момент времени И-16 оказался лучше, чем И-14 с РЦФ-2, который в феврале 1934 г. проходил лишь заводские испытания. Истребитель И-16 был менее строг в управле-вии при выполнении виража и более устойчив на разбеге и пробеге [6, Д. 23].
Военные специалисты считали, что в тактическом плане И-16 может быть использован как скоростной истребитель для борьбы с разведчиками и бомбардировщиками. На этот факт, зафиксированный в отчете по госу­дарственным испытаниям, стоит обратить внимание. Действительно, воен­ные специалисты не сочли тогда борьбу с истребителями противника одной из основных тактических задач И 16. Определенные основания для этого были. В самом деле, вопросы тактики ведения боя скоростным истреби­телем тогда еще являлись совершенно не изученными. В марте 1934 г. Я. И. Алкснис потребовал от штаба ВВС срочно разработать мероприя­тия по исследованию вопросов воздушного боя применительно к скорост-ным истребителям [6, д. 25]. Но все же в то время считалось, что в бою такой {истребитель из-за интенсивного маневриров; -шя быстро потеряет превос-ходство в скорости и лишится своих преимуществ, что, естественно, под­тверждалось на практике. То, что скоростным истребителям не следует вступать в маневренный бой на виражах и тактика их действий должна быть совсем иной, прояснилось позже, хотя первый «экспериментальный» материал, полностью подтверждавший это, был получен еще в 1933 г.,
Скоростной истребитель И-16 с мотором М-22 на испытаниях
когда НИИ ВВС проводил учебные бои между истребителем И-5 и более скоростным, но менее маневренным английским истребителем «Файрфляй» (см. стр. 147). Новые приемы воздушного боя, с успехом примененные летчиком В, А. Степанчонком, летавшим па «Файрфляс» почему-то не по­лучили распространения. В то время в СССР появилась н стала разви­ваться (пока, правда, лишь в теоретическом плане) концепция активного взаимодействия скоростных и маневренных истребителей.
Государственные испытания истребителей И-16 в феврале 1934 г. стали отправной точкой в дальнейшем быстром его развитии. Военные специ­алисты считали, что необходимо немедленно приступить к его серийному производству и начали переговоры с Главным Управлением авиапромыш­ленности о налаживании выпуска И-16. Расчет был, разумеется, на моторы РЦФ-3, но, пока их не выпускали, самолет планировалось строить с мо­тором М-22. Я. И. Алкснис потребовал от НИИ ВВС до 20 апреля 1934 г. провести испытания самолетов с убранным шасси, а также испытать во­оружение. Со стороны военных предусматривался ряд организационных мер, способствовавших ускорению и облегчению серийной постройки И-16. Требовалось, конечно, устранить и те недостатки, которые были уже об­наружены (перегрен масла, тряска мотора, ненадежность крепления пу­леметов ШКАС и др).
Государственные испытания самолетов И-16 с моторами М-22 и РЦФ-2 были продолжены в апреле 1934 г. в Крыму [6. д. 24. 27}. На этнх испыта­ниях И-16 с мотором М-22 показал намного большую скорость, чем с лыж­ным шасси (см. табл. 2). Показательно, что благодаря лучшей аэродинамике этот влриа1гт И-16 превосходил по скорости биплан И-5 с тем же мотором на 70—80 км/ч (см. рис. 1). На небольших высотах скорость И-16 с М-22 оказалась близкой к скорости маневренного биплана И-15 с гораздо более мощным двигателем.
Испытания И-16 с мотором М-22 выявили большое число дефектов, главным образом по шасси. При первых же полетах с убранным шасси обнаружилось, что выпуск, протекавший нормально па земле, в воздухе крайне ненадежен. В сдаточном полете (когда самолет перелается на госу-дарствениые испытания) шасси выпускалось, н то не полностью, лишь под действием больших перегрузок при резком выполнении ряда фигур выс­шего пилотажа. Шасси стало выпускаться, да и то не очень надежно, только после длительной доводки. Не лучше обстояло дело и с уборкой шасси. Его подъем был возможен только с приложением очень большого усилия и лишь при условии снятия с колес щитков, прикрывающих их в убранном положении (испытания так и велись без щитков). Неполадки и даже аварии обуславливались новизной дела и полным отсутствием опыта. Так, из-за недостаточной прочности шасси потерпел аварию на посадке И-16 с мотором РЦФ-2, проходивший эксплуатационные испытания (из-за

этой аварии их так и не закончили). Кроме недоработок шасси выявились и другие недостатки, например, недопустимое ослабление полотна обтяжки крыльев, особенно в центроплане, недостаточная прочность капотов и их крепления. Но главными все же оставались дефекты шасси. В заключении государственных испытаний И-16 с мотором М-22 и государственных эксплуатационных испытаний И-16 с мотором РЦФ-2 отмечалась • необ­ходимость срочной переделки шасси, поскольку в представленном виде оно оказалось для серийной постройки непригодным. Доработка шасси стала основным условием для принятия самолета на вооружение.
В сентябре 1934. г. И-16 в третий раз передали на государственные испытания. Это был восстановленный после аварии и модернизированный второй его экземпляр. В ходе модернизации конструкторы учли накоп­ленный опыт предыдущих испытаний и внесли ряд существенных улуч­шений. На этом самолете, как затем и на всех серийных, обшивка центро­плана и носовая часть крыла были выполнены из дюраля, что увеличило прочность обшивки и способствовало сохранению неизменной формы про­филя в широком диапазоне скоростей и перегрузок. Кроме того, была закрыта щель у элеронов, установлен новый двухлопастный винт и улуч­шено Шасси. Наконец-то на самолете был установлен мотор РЦФ-3, ко­торый заключили в капот нового типа, характерный для всех последующих вариантов И-16 (кроме его модификаций с М-22). Этот капот не имел вы­ходной щели по всему периметру, а воздух, охлаждающий мотор, выходил через несколько специально выполненных отверстий по бокам капота, в ко­торые выводились и выхлопные патрубки.
Испытания показали, что усилия конструкторов увенчались успехом. Им удалось создать первоклассный самолет. По скорости ему в то время не было равных (см. табл. 2 и рис. 1). Отличной оказалась скороподъем­ность. И хотя истребитель все еще нуждался во многих доделках и осно­вательной доводке, стала очевидна правильность принятого ранее решения о начале его серийного выпуска. Военные потребовали от самолетострои­телей форсировать работы по дальнейшему совершенствованию И-16. Тре­бовалось доработать капот, усилить шасси, установить щитки на колеса и посадочный щиток для снижения посадочной скорости (зависающие эле­роны оказались малоэффективными). Начальник ВВС предписывал НИИ ВВС взять работу по доводке И-16 под особое наблюдение и оказывать заводу максимальную помощь и содействие.
Недостатки и дефекты И-16 устранялись по ходу его внедрения в серию. Одно время строились два варианта И-16: с мотором М-22 и с мотором РЦФ-3, который получил название М-25. В 1935 г. И-16 уже участвовал в первомайском празднике, а в августе того же года в празднике «День воздушного флота».
История создания И-16, равно как И-14 и ИП-1, показывает, сколь непростои оказалась разработка скоростного истребителя-моноплана, сколько требовалось времени и сил для того, чтобы довести такой самолет до боеспособного состояния.
Не совсем обычная компоновка И-16 и его задняя центровка вызвали у ряда авиационных специалистов сомнения в возможности его выхода из штопора. Все сомнения рассеялись в 1935 г. Сначала В. П. Чкалов на И-16 с мотором М-22 легко вышел из штопора, затем в сентябре 1935 г. детальное исследование штопорных свойств И-16 с М-22 были проведены в НИИ ВВС. Испытания вел летчик-испытатель П. М. Стефановский. Он писал: чИ-16 оказался не таким уж страшным, как о нем говорили. Хотя на штопоре он вел себя и не совсем обычно, но всегда выходил из него с самым незначительным запаздыванием. Плоский и перевернутый штопоры на нем вовсе не получались. Из последнего он сразу же выходил сам» [16].
Несмотря на заинтересованность военных в истребителе, И-16 не сразу получил широкое распространение в строевых частях. Дело в том, что он требовал аэродромов больших размеров, чем те, на которых базировалась истребительная авиация. Ситуация изменилась в 1935 г., когда в июле правительство приняло постановление об увеличении размеров взлетно-по­садочных полос на аэродромах, предназначенных для базирования И-16
Истребители И 16 тип 5
н других скоростных истребителей [171. Собственно только после этого и началось внедрение И-16 в строевые части.
Последующие работы по совершенствованию истребителя И 16 можно разделить па три направления. Первое, основное, связано с улучшением его летных данных главным образом за счет установки более мощных моторов. Второе направление- jto повышение огневой мощи путем увеличения чис­ла пулеметов, установки пушек и реактивных снарядов. Третье —это соз­дание двухместных учебных модификаций, предназначенных для трениров­ки летчиков. Острая необходимость в таких самолетах обусловливалась еще Я тем, что И-16 являлся весьма строгим в управлении. Забегая впе­ред стоит отмстить, что конструкторы последовательно разработали два учебно-трспироночных варианта истребителя; УТИ-2, созданный на базе И-16 с М-22 и выпущенный в 1936 г. и УТИ-4—двухместная модифи­кация И-16 с мотором М-25, выпущенный в 1937 г. Этн двухместные ма шины сыграли очень большую роль в подготовке лети ого состава к по­лету на скоростных истребителях И-16, а УТИ-4 использовался до сере­дины Великой Отечественной войны (из-за недостаточности ^двухместных вариантов истребителей нового поколения).
В 1936 г. начался выпуск истребителей И 16 с несколько более мощ­ным, но менее высотным мотором М-25А. Примерно и :>то времз различ­ные модификации И-16 стали обозначать как тип самолета. Так, вариант истребители с мотором М-22 назывался И-16 тин 4, а с мотором М-25А— И-16 тип 5, который стал одним нз самых массовых вариантом И-16.
Установка мотора М-25А не улучшила летных характеристик самолета, а в какой-то мере компенсировала ухудшение качества производственного изготовления серийных машин и увеличение их веса (см. табл. 2 и 3). Строевые летчики не приняли закрытую кабину. Летали с открытым фо­нарем, хотя закрыть его было очень легко (иногда он даже закрывался самопроизвольно), но зато обзор оказывался лучше. На более поздних модификациях стали делать уже открытую кабину с козырьком. Конечно, из-за открытой кабилы увеличивалось аэродинамическое сопротивление и снижалась скорость. Тем не менее, летные характеристики И-16 оста вались очень высокими. В 1936 г. ВВС других стран не имели еще анало­гичного истребителя.
Японский истребитель И 96
Боевое крещение И-16 получил в Испании. Характерно, что хотя И-16 и старались применять прежде всего против бомбардировщиков, ему приш­лось встретиться в бою и с истребителями противника. И здесь еще раз подтвердилось, что при правильной тактике превосходство в скорости полета дает преимущество в воздушном бою, несмотря на худшую гори зонтальную маневренность. Превосходство в скорости давало летчику И-16 инициативу, поскольку он мог легко настигнуть врага или оторваться от него для выхода из боя или организации новой 'атаки. Боевая практика в Испании показала превосходство И 16 тип 5 над такими истребителями бипланами, как Не-51 и CR-32. К такому же выводу пришли и в НИИ ВВС, где проводились воздушные «бои* И-16 с этими истребителями.
В 1937 г. впервые в истории авиации в воздушном бою встретились скоростные монопланы: И-16 и немецкие Ме-109В в Испании и японские А5М (их называли тип 96 или И-96) в Китае. Первыми весной — летом 1937 г. вступили с И-16 в бой немецкие истребители, а осенью 1937 г.— японские. Однако для стройности изложения сначала имеет смысл оста­новиться на японских самолетах, а уже потом рассказать о немецком истребителе — выдающемся образце скоростной боевой машины.
И-96 был первым японским истребителем-монопланом. Он проектиро­вался для действий с авианосцев, но широко использовался и на сухопут­ном театре военных действий. Первый полет прототип этого истребителя совершил в феврале 1935 г., а в 1936 г. уже началось серийное произ­водство его первого варианта — А5М1. Через год в произведете находилась уже следующая модификация И-96 с более мощным мотором — А5М2а. Этот самолет и стал основным японским истребителем во время войны в Китае в 1937-1938 гт.
И-96 представлял собой свободнонесущий моноплан с двигателем воз­душного охлаждения, имевшим максимальную мощность 610 л. с. (номи­нальная 540 л. с). Шасси не убиралось, но было закрыто обтекателями очень чистых аэродинамических форм. Кабина открытая. На следующей модификации — А5М2Ь (1937) сделали закрытый фонарь, но летчики все равно летали с открытым фонарем, и эту модификацию сняли с произ­водства. Вооружение А5М2а состояло из двух синхронных пулеметов Внккерс калибра 7,7 мм. Под крылом могли устанавливаться держатели для двух бомб, а иод фюзеляжем подвесной топливный бак.
Один из трофейных И 96 проходил испытания в НИИ ВВС, где показал скорость у земли 316 км/ч, а на высоте 3,2 км — 370 км/ч, время набора высоты 5 км составляло 7,5 мин, практический потолок — 10000 м, время виража — 15 с. Однако эти данные служили только в качестве ориентира, поскольку мотор самолета был некондиционным (его собрали из деталей трех аварийных моторов), а пришедшие в негодность лопасти винта фикси­рованного шага заменили другими с измененными шириной и профилем, lid оценкам, скорость серийных И-96 на 20—30 км/ч превышала ее значение, полученное при испытаниях в НИИ ВВС, лучше была и скоро­подъемность. Изучение самолета и полеты на нем оказались весьма полез­
Японский ?стребитель И-97
иымн. И-96 покапал себя устойчивым, легко управляемым и хорошо манев­ренным самолетом. Испытатели отмечали, что по технике пилотирования он чрезвычайно прост и доступен летчику даже ниже средней квалификации, в чем он сильно отличался рт И-16. Для снижения посадочной скорости на И-96 имелся посадочный щиток, чего еще не было на И-16 тип 5. В эксплу­атации И-96 оказался достаточно простым и падежным. Конечно, у япон­ского истребителя были и недостатки, но в целом он все же оказался очень неплохой боевой машиной. Интересны отзывы об этом самолете советских летчиков, воевавших в Китае и в Монголии. Герой Советского Союза Б. А. Смирнов так писал о И-96: «Японские самолеты И-96 имели небольшой вес, обладали хороптям вертикальным и горизонтальным ма-neBpoMv.,, [18]. Отзыв Героя Советского Союза Г. Н. Захарова: «Машина была очень легкая, маневренная и, надо признаться, в руках хорошего летчика представляла серьезного противника» (18]. Оба летчика, лично встречавшиеся в бою с И-96, отмечают в первую очередь его легкость и маневренность. По скорости и маневренности этот истребитель занимал как бы промежуточное положение между И-15бис и И-16 тип 5. Выбрав сравнительно небольшую удельную нагрузку на крыло (97 кгс/м^Х япон­ские конструкторы в какой-то мере пожертвовали скоростью ради дости­жения лучшей маневренности и хороших взлетно-посадочных характерис­тик.
Почти одновременно с И-96 для ВВС Японии разрабатывался истре­битель Накадзима И-97 (Ki.27), ставший самым многочисленным типом истребителя » Японии до начала 40-х годов. По данным иностранной печати, было построено 3386 самолетов этого типа [19]. И-97 созда­вался по заказу ВВС. Прототип самолета совершил первый полет в октябре 1936 г., а его серийное производство развернулось в 1937 г.
Внешний вид, геометрические размеры и вооружение И-96 и И-97 были почти одинаковыми. В воздухе их даже трудно было отличить. Но И-97 имел более совершенную конструкцию, более мощный (650 л. с.) мотор и закрытую кабилу. Чтобы избежать неуправляемых разворотов в конце пробега, свойственных И-96, костыль И-97 вместо свободноориентирующе-гося выполнили жестко закрепленным. Конструкторы провели тщательную ревизию веса. Им удалось, несмотря на немного 'увеличенную площадь крыла И-97, снизить сто вес на 130 кгс; удельная нагрузка на крыло составила 85 кгс/м , как у бипланов. Это позволяло достичь высоких маневренных качеств, свойственных бипланам, а благодаря лучшей аэро­динамике получить довольно высокую скорость.
Одной нз характерных черт японских истребителей, отличающих их от советских, было то, что стоявшие на них моторы фирмы Котобуки снабжались понижающим редуктором. Это давало возможность установить винт большего диаметра, благодаря чему на небольших скоростях уве­личивалась его тяга и, соответственно, тяговооруженность, несмотря на увеличение веса силовой установки. Конечно, максимальная скорость при этом несколько уменьшалась, но зато улучшались скороподъемность и разгонные характеристики.
Хорошие аэродинамические свойства, малая удельная нагрузка на крыло, наличие редуктора на моторе — все это свидетельствовало о стремле­нии японских конструкторов обеспечить наиболее гармоничное сочетание скоростных и маневренных характеристик истребителя-моноплана. Если в СССР для повышения эффективности истребительной авиации одновре­менно строились как скоростные, так и маневренные самолеты, то в Япо­нии этого старались достичь созданием истребителя, который занимал бы промежуточное положение между скоростным и маневренным. Надо ска­зать, что японские конструкторы достигли этой цели, создав довольно сильные истребители И-96 и, в особенности, И-97. Один хорошо сохра­нившийся трофейный И-97 был внимательно изучен в НИИ ВВС, где про­вели его испытания [6, д. 514]. Данные истребителя оказались довольно высоки (см. табл. 3 и рис. 2). В японском истребителе сочеталась непло­хая скорость и превосходная маневренность. При этом самолет имел отлич­ную устойчивость, а по технике пилотирования остался чрезвычайно прос­тым. Очень хорошими были его взлетно-посадочные свойства. Посадоч­ная скорость И-97 и длина его разбега и пробега составляли 90 км/ч, 120 м и 256 м, в то время как у И-15бис они составляли 105 км/ч, 90 м и 270 м, а у И-16 тип 5 соответственно— 116 км/ч, 257 м и 380 м.
Наряду с сильными сторонами И-97 выявились и его недостатки. Оказалось, что снижение веса И-97 привело к усложнению эксплуатации и транспортировки (крыло стало неразъемным) и, что самое главное, при­вело к снижению прочности и живучести. Выяснилось, что на И-97 отсут­ствует бронеспинка, баки непротектированы и не заполняются нейтраль­ным газом, из-за отсутствия амортизации мотора в течение всего полета имеет место вибрация. Недостаточная прочность самолета ограничивала высоту отвесного пикирования 500 — 700 м, что являлось слабым местом И-97. Пленные японские летчики свидетельствовали, что при пикировании возникала вибрация крыльев, особенно консольной их части (были даже случаи их разрушения), и быстро переохлаждался мотор, который после этого мог остановиться. Несмотря на ряд таких крупных недостатков И-97 все же оставался очень серьезным противником в воздушном бою с советскими истребителями. В массовом масштабе советские летчики встре­тились с И-97 в Монголии. К этому времени на вооружении советских ВВС уже находились модифицированные истребители И-16 тип 10 и тип 17.
За 1936 —1939 гт. было разработано и внедрено в серию несколько модификаций истребителя И-16, кроме двухместных, о которых уже гово­рилось выше; это были пулеметные варианты И-16 тип 10 и тип 18 и пушеч­ные И-16 тип 12 и тип 17.
Еще в ходе войсковых испытаний И-16 с мотором М-25 военные летчики отмечали его недостаточную огневую мощь. Вооружение И-16 усиливалось двумя путями. Первый заключался в установке авиационных скорострель­ных пушек ШВАК. Это привело к существенному увеличению веса пушеч­ного истребителя, что ухудшило его маневренные качества и скороподъем­ность. Поэтому пушечные варианты истребителя, которые часто называли И-16П, предназначались прежде всего для борьбы с бомбардировщиками противника. Использовались они и для штурмовых действий. Второй путь заключался в усилении пулеметного вооружения. Это приводило к не столь заметному увеличению веса, поэтому основные летные данные почти не изменялись.
В 1937 г. вышла первая пушечная модификация — И-16 тип 12 (см. табл. 3). В крыле этого самолета кроме двух пулеметов ШКАС располага­лись еще две пушки ШВАК, только что освоенные в производстве. С 1937 г. этот истребитель начали строить серийно. Он стал первым советским Обрийным скоростным истребителем с пушечным вооружением. Аналогич­ных самолетов в иностранных воздушных силах тогда еще не было.
Истребитель И 16П (И-16 тип 17)
С появлением мотора М-25В, который имел большую мощность и высот­ность, чем М-25А, в КБ Н. Н. Поликарпова развернулись работы по двум модификациям И-16 под этот двигатель: пулеметная И-16 тип 10 и пуле-метно-пушечная И-16 тип 17. Эти варианты начали выпускаться серийно соответственно в 1937 и 1938 гг.
Истребитель И-16 тип 10 имел целый ряд отличий и улучшений по сравнению с типом 5. Для снижения посадочной скорости на нем устано­вили посадочные щитки с пневмоприводом. Лыжное шасси, на котором самолет эксплуатировался зимой, выполнили убирающимся* что позволило сохранять летные качества истребителя круглый год (выигрыш в скорости от уборки лыж составил примерно 75 км/ч). В дополнение к двум крыльевым пулеметам ШКАС над мотором расположили еще два синхронных пуле­мета этого типа, что намного усилило огневую мощь истребителя. Была также несколько улучшена конструкция самолета на основе опыта его эксплуатации. В результате вес самолета увеличился примерно на 200 кгс (6,5%), но его летные данные изменились мало, поскольку возросла мощ­ность мотора (см. табл. 3 и рис. 2). Правда, уже но ходу серийного произ­водства И-16 тип 10 выявился такой неприятный дефект, как отсос щитков в полете, из-за чего существенно снижалась максимальная скорость само­лета. Чтобы набежать этого, щитки законтривалн (так, например, посту­пали в Испании). Но ввиду большего веса И-16 тип 10 по сравнению с весом типа 5 это ухудшило его посадочные качества. Со временем этот дефект удалось устранить.
Пушечный вариант И-16П или И-16 тип 17 отличался от И-16 тип 10 тем, что в его крыле вместо пулеметов разместили две пушки ШВАК с боезапасом и соответственно усилили конструкцию.
В 1939 г. в КБ Н. Н. Поликарпова были разработаны еще две моди­фикации И-16 под новый мотор М-62: И-16 тип 18 с пулеметным вооруже­нием, как у типа 10, и И-16 тип 27 с пулеметно-пушечиым вооружением, как у типа 17 (6, д. 273, 279]. Главное отличие этих модификаций И-16 заключалось в более мощном н высотном моторе, который снабжался двухскоростным нагнетателем. Кроме того, на самолетах появился винт изменяемого шага АВ-1. Летные данные этих вариантов И-16 стали выше (см. табл. 3 и рис. 2). Особенно благоприятно установка ВИШ сказалась на улучшении скороподъемности истребителя (см. табл. 3). Но принять участие в боевых действиях в Монголии И-16 типов 18 и 27 уже не успели. Основным скоростным истребителем ВВС в Монголии был И-16 тип 10. Применялись, правда не так широко, и И-16П.
Как же проявили себя советские истребители в боях с японской авиацией? Изучение советскими военными специалистами опыта воздуш­ных боев в Монголии показало, что до высоты примерно 5000 м И-16 тип 10 имел преимущество перед самолетом И-97. На больших высотах преиму­щество переходило к И-97. Поэтому, когда японские летчики находились выше, к чему они всегда стремились, в начале боя инициатива принадле­жала им, но как только начинался бой, он переходил на средние высоты ? инициативой овладевали советские летчики. Как большое достоинство японского истребителя отмечалась его хорошая устойчивость и простота пилотирования, что придавало летчику уверенность, упрощало ведение боя и даже давало определенное преимущество. Так, благодаря хорошей устойчивости И-97 на всех режимах полета он мог из двух пулеметов, выпускавших всего 1800 пуль в минуту, вести довольно меткий и эффек­тивный огонь в бою против советских истребителей, выпускавших 5600 пуль • минуту. Иначе говоря, малая устойчивость И-16 в какой-то мере компен­сировалась мощью вооружения. Безусловным достоинством японских истребителей являлось наличие радио. На всех самолетах стояли при­емники, а на машинах командира звена и выше — передатчики. Наличие радиосвязи сильно помогало в организации согласованных действий в бою.
К достоинствам И-16 можно отнести лучшую скороподъемность на малых и средних высотах, большую живучесть, большую прочность, что позволяло в бою реализовать большие перегрузки. Советские истребители обладали также лучшими пикирующими свойствами, что определило и ряд тактических приемов, применявшихся летчиками в бою. В частности, выход из боя или отрыв от противника выполнялись уходом в крутое пики­рование. Как уже отмечалось выше, из-за недостаточной прочности крыла японские истребители не могли пикировать на большой приборной скорости.
Хотя летные испытания трофейного И-97 в НИИ ВВС и показали, что до высоты примерно 5 км он имел почти такую же скорость как И-16 тип 10 (см. рис. 2), но в реальных боевых условиях его скорость,по отзывам совет­ских летчиков,была меньше. Так, по мнению одного из выдающихся воен­ных летчиков дважды Героя Советского Союза Г. П. Кравченко, который в Монголии командовал 22-м истребительным авиаполком, скорость И-97 составляла примерно 400 км/ч [20], а вблизи земли она была на 10—20 км/ч меньше, чем у И-16П [21]. Сейчас, конечно, трудно судить о причинах снижения скоростных качеств И-97. Возможно, что со временем появля­лась какая-то деформация элементов конструкции из-за малой ее прочности в наличия вибраций, возможно, что существовало ограничение на время работы мотора на максимальном режиме, но как бы то ни было, И-97 в бою оказывался менее скоростным, чем И-16.
В разгар военных действий в Монголии на некоторых самолетах И-16, не дожидаясь появления более современной его модификации (тип 18), начали в полевых условиях вместо мотора М-25В устанавливать М-62, выпуск которого тогда только начался. Конечно, такая замена восприни­малась как временная, поскольку уменьшался запас прочности, да и отсут­ствие ВИШ не позволяло снять всю располагаемую мощность М-62. Помимо Этого, при установке М-62 вместо М-25В приходилось снимать регулятор наддува из-за того, что он упирался в маслобак. В результате мотор работал ва форсаже и выходил из строя раньше установленного срока. Тем не менее такая замена мотора для летчиков была желательна, поскольку улучшала летные характеристики и давала заметное превосходство над японскими истребителями.
Завершая сопоставление И-16 с японскими И-96 и И-97, можно еще добавить — они не имели убирающегося шасси. Это упрощало изготов­ление самолетов, их эксплуатацию и повышало надежность, но все же ?ело к уменьшению скорости и снижало их потенциальные возможности.
Характерно, что как у нас, так и у японцев, не привился тогда закрытый фонарь кабины летчика, хотя конструкторами он предусматривался.
В отличие от японских истребителей в немецком Мессершмитте 109 были реализованы практически все атрибуты скоростного моноплана: повышенная удельная нагрузка на крыло при небольшой его относитель-
Немецкий истребитель Me 109В 1 (ВИ09В-1)
ной толщине, убирающееся шасси, закрытая кабина летчика. На этом истребителе стоял мотор жидкостного охлаждения, что также отличало его от советских и японских.
Разработка истребителя Мессершмитт 109 (Bfl09) началась я 1934 г. под руководством Вилли Мессершмитта. Для немецкой авиации его ско­ростной самолет представлял собой новое слово и не получил сначала единодушного одобрения. Так, известный немецкий летчик Эрнст Улет, посетив завод, где строился первый опытный экземпляр Me-109, заявил Мессершмитту: чЭта машина никогда не станет истребителем» (22]. Удет, как и многие другие немецкие, да и не только немецкие летчики, был в то время сторонником открытой кабины и бипланной компоновки. Даже для такого аса как он, новый самолет оказался чересчур необычным. Спра­ведливости ради стоит отметить, что позже, уже полетав на Me 109, Удет полностью изменил свое мнение о самолете и стал его горячим сто­ронником .
Истребитель Me-109 проектировался под мотор жидкостного охлаж­дения Jumo 210. Однако разработка самолета продвигалась быстрее, чем мотора, и тогда на первый экземпляр истребителя решили поставить ан­глийский мотор Kestrel V. На опытных и первых серийных самолетах ставили деревянный винт фиксированного шага.
Первый вылет опытного Me-109 состоялся в сентябре 1935 г. Второй опытный образец, оборудованный уже немецким мотором Junto 210А, впервые поднялся в воздух в январе 1936 г. Вскоре последовал заказ на серийное изготовление Me-109. Три иредсерийиые машины в декабре 1936 г. были посланы в Испанию с целью приобретения боевого опыта работы, которая у них началась в январе 1937 г.
Первые серийные Ме-109В-1 появились в феврале 1937 г., а уже в апреле того же года небольшое число их было отправлено в Испанию. На них стоял мотор Jumo-210Da, имевший большую мощность, чем пре­дыдущие его модификации. Как раз такой трофейный самолет и испы-тывался в НИИ ВВС. Безусловно, что оценка Me-109 советскими авиационными специалистами представляет очень большой интерес, тем более, что этот самолет стал первым иностранным скоростным истре­бителем, прошедшим в СССР испытания (май —июнь 1938 г.).
Советские летчики и инженеры высоко оценили новый немецкий истре­битель и особо отмечали возможность его дальнейшего развития. Ме-109Н J показал себя чрезвычайно простым в пилотировании, обладал исключи­тельной для истребителя продольной и поперечной устойчивостью. По этим свойствам он имел неоспоримое преимущество перед И-16. Очень

* В дальнейшем этот истребитель по аналогии с более поздними самолетами Мессершмитта будем называть Me-109.
удачной оказалась механизация крыла, которая обеспечила небольшую посадочную скорость при сохранении хорошей устойчивости на малых скоростях полета и при посадке. Маневренность Ме-109В в горизонталь­ной плоскости была лучше, чем у И-16, поскольку при отклоненных закрылках (что и предусматривалось) немецкий истребитель выполнял установившийся вираж на скорости 170—180 км/ч против 220—240 км/ч у И-16, в результате чего радиус виража у Ме-109В оказывался меньше.
Цельнометаллическая конструкция Ме-109В была простой в произ­водстве (широкое применение открытой клепки, штамповка и др.). Компо­новка основных агрегатов обеспечивала удобное обслуживание самолета в боевых условиях. Отмечалось, что применение рядного перевернутого (Л-образного) мотора обеспечивает удобную эксплуатацию и одновремен­но способствует улучшению аэродинамики носовой части самолета, а также обеспечивает хороший обзор из кабины. Большое внимание не­мецкие конструкторы уделили чмелочам». Расположение приборов и ме­ханизмов в кабине было очень удобным и не стесняло летчика, несмотря на сравнительно небольшие размеры самой кабины, удобное сиденье, на­личие вентиляции кабины — все это создавало хорошие условия работы летчика.
Конечно, как и любому новому самолету, Ме-109В были присущи и недостатки. Так, ВФШ имел слишком большой шаг, что на ряде режимов полета не позволяло реализовать располагаемую мощность, ухудшались, например, взлетные характеристики самолета, его скороподъемность и по­толок. Обнаружилась недостаточная прочность некоторых узлов, в част­ности стабилизатора, что едва не привело к катастрофе при испытании истребителя в НИИ ВВС, которые проводил летчик-испытатель С. П. Су­прун. Это ограничивало летчика в выполнении ряда маневров. Сильная вибрация хвостового оперения, возникавшая на больших углах атаки, исключала возможность пилотажа на этих режимах с убранными закрыл­ками. Правда, управлять закрылками было легко и они быстро выпуска­лись и убирались, но все же эти дополнительные операции усложняли пилотирование в бою [6, д. 142]. Возможно, что некоторые отмеченные недостатки Me-109В-1 в какой-то степени способствовали выработке нем­цами специальной тактики применения этих машин, основанной на вне­запной скоростной атаке противника сверху без последующего ведения маневренного боя. При такой тактике в полной мере появлялись досто­инства Ме-109, а недостатки становились менее заметны. Именно этой тактики и старались придерживаться немецкие подразделения, воевавшие на Ме-109 в Испании.
К конструктивным недоработкам Ме-109В-1 советские военные испы­татели отнесли отсутствие противопожарной перегородки и расположение бензобака прямо под сиденьем летчика. Бак не имел ни брони, ни про­тектора, из-за чего увеличивалась пожароопасность. Но все же, замечен­ные в ходе испытаний недостатки Ме-109В-1 не могли заслонить его достоинства.
По результатам испытаний Me-109В-1 были сделаны выводы, носящие, в определенной мере, принципиальный характер. Так, была убедительно доказана несостоятельность распространенных у нас тогда представлений о том, что истребитель не должен обладать большой устойчивостью, а должен быть нейтральным и что чем больше его скорость, тем труднее на нем летать. Теперь военные стали требовать от конструкторов, чтобы на новых отечественных самолетах также обеспечивалось сочетание высо­кой скорости полета с простотой техники пилотирования и хорошей ус­тойчивостью.
Испытания Ме-109В-1 показали, что хотя он и уступал скоростному истребителю И-16 тип 5 и тип 10 (см. табл. 3), но имел большие резервы дальнейшего развития и что вскоре следовало ожидать появления новых вариантов этой машины. Прогнозы советских специалистов на этот счет оказались точными. Действительно, доводка и совершенствование Ме-109 шли очень быстро. Дальнейшая история этой машины такова.
Истребитель Ме-109В-1 выпускался очень недолго, уже летом 1937 г. в производстве находился Ме-109В-2, на котором вместо Деревянного нинта фиксированного шага установили двухлопастный металлический ВИШ и сделали ряд других улучшений но опыту эксплуатации ранее летавших самолетов. Следующая серийная модификация - Me-109С-1 имела более мощный мотор Jumo 210С и усиленное вооружение, состояв­шее из четырех пулеметов (два синхронных в фюзеляже и два несинхрон­ных в крыле). Этот вариант также применялся в Испании, куда было послано 40 истребителей Me- 109В-1 и В-2 и 12 самолетов Ме-109С-1. Воздушные бои в Испании показали, что по скорости первые Ме-109 ис имели преимуществ перед И-16 тип 10 и уступали ему в скороподъем­ности и вооружении (кроме Ме109С). В целом же по своей боеспособ­ности эти машины оказались близки, и успех зависел от тактики ведения боя и искусства летчика. Весной 1938 г. началось производство еще од­ного варианта истребителя — Me-109D-1. Установка нового мощного л-образного мотора DB 600А обеспечила резкое улучшение всех его лет­ных данных, так скорость возросла более чем на 100 км/ч. Me-109D имел усиленное вооружение; кроме двух синхронных пулеметов в развале блока цилиндров мотора поставили пушку MGFF/M калибра 20 мм, которая стреляла через полый вал редуктора винта. Словом, по всем статьям Me-109D оказался исключительно сильным истребителем и намного пре­восходил своих предшественников. Тем не менее выпускался он недолго. Вскоре его сменил Ме-109Е с еще более мощным мотором DB-601 А, который имел одно важное нововведение, отличавшее его от предыдущих,—непо­средственный впрыск топлива в цилиндры. По сравнению с карбюратор­ной системой это повышало надежность мотора, снижало пожароопас,-иость. На Мс-109Е не было центральной пушки. Его вооружение состояло из четырех пулеметов — двух синхронных и двух несинхронных в крыле. Крыльевые пулеметы на более поздних сериях этого самолета могли заменяться пушками MGFF калибра 20 мм.
Первые серийные Ме-109Е-1 появились в начале 1939 г., а в феврале— марте 1939 г. их уже стали отправлять в Испанию (всего 40 самолетов). Но воевали они там мало, так как 1 апреля 1939 г. гражданская война в Испании закончилась. Лишь несколько раз Ме-109Е-1 столкнулись с республиканскими самолетами в окрестности Мадрида.
В 1939 г. Ме-109Е-1 становится стандартным истребителем военно-воздушных сил Германии. Но уже в конце того же года появилась его улучшенная модификация Me- 109Е-2, которая широко применялась в 1940 г. в налетах на Англию. С июля по октябрь 1940 г. потери англичан составили 1172 самолета, из которых 631 составляли истребители «Хар-рнкейн» и 430 лучшие английские истребители «Спитфайр*. Потери нем­цев— 1792 самолета, нз которых только 610 составляли истребители Ме-109Е 119). Только это уже может служить показателем высокой боевой :к1х|>ективности Ме-109Е.
В 1938 г. началось перевооружение всей истребительной авиации Германии на самолеты Ме-109. Истребители этого тина выпускались на заводах не только фирмы «Мессершмитт*-, но и на заводах таких фирм. Kit к «Арадо», «Физелир», «Фокке Вульф». К началу 1940 г. темп про изводства Me 109 достиг 150 самолетов в месяц 122|. Таким образом, всего за два с половиной года Германия смогла не только организовать массовый выпуск такого принципиально нового истребителя как Мс 109. но и путем постоянного его модифицирования добиться за это время рез кого улучшения летных данных и боевых качеств. В 1939 г. Ме-ЮЭЕ 3 представлял собой уже вполне доработанную и доведенную машину, по своим боевым качествам не имевшую себе равных.
В СССР в это напряженное время продолжалось совершенствование серийного И-16 и одновременно разрабатывались новые образцы скорост­ных истребителей.
Очень скоро после создания И-16 тип 18 на испытания вышел И-16 тип 24. На этом варианте вместо мотора М-62 поставили более мощный М 63 и провели ряд усовершенствований но конструкции и оборудованию. Государсгвеннь1е испытания, проведенные в первой половине 1940 г., показали, что сколько-нибудь заметного улучшения летных данных по сравнению с И-16 тип 18 не произошло, а маневренность даже немного
Последняя серий на н модификация истребителя И-16 — И-16 тип 29

ухудшилась (см. табл. 3 н рис. 2). Но поскольку И-16 тип 24 представ­лял собой все же более совершенный самолет, чем ттпт 18, его запустили й массовую серию.
В том же 1940 г. была разработана, испытана и запущена в серию наиболее совершенная модификация И-16 тип 29. На этом самолете ис было крыльевых пулеметов ШКАС, а в нижней частя капота находился намного более эффективный новый крупнокалиберный (12,7 мм) синхрон­ный пулемет БС. На самолете установили рацию (на серийных самоле­тах раций, как правило, не ставили). Под крылом размещались два под­весных бака на 13S кг бензила (в дополнение к 180 кг топлива во внут­реннем баке), а также шесть реактивных снарядов PC-82. Реактивное авиационное оружие впервые применили в воздушных сражениях в Мон­голии. Специально модифицированные истребители И-16 тип 10 были оборудованы для подвески и пуска шести РС-82. В Монголии действовала группа таких самолетов под командованием Н. И. Звонарева. В общей сложности эта группа за 11 дней боев уничтожила реактивными снарядами 13 самолетов противника [20, с. 125]. Для того чтобы сбить самолет, было достаточно попадания одного реактивного снаряда. Кроме того, самолеты противника поражались осколками от близко разорвавшегося PC (даль­ность подрыва PC устанавливалась заранее на земле). С тех пор реактив­ное вооружение стало активно внедряться в советскую истребительную авиацию.
По своим летным данным И-16 тин 29 почти не отличался от типа 24. При весе 1940 кгс его скорость у земли составляла 419 км/ч. а па рас­четной высоте 4500 м —470 км/ч, потолок — 9800 м, время набора вы-соты 5 км —5,8 мин, а время виража—17—19 с (все характеристики приведены для варианта без подвесных баков, пусковых установок PC н мачты радиоантенны, то есть для наиболее распространенной конфигу­рации истребителя). Этот истребитель строился серийно почта до начала Великой Отечественной войны.
И-16 типов 18. 24 и 29 стали основными советскими истребителями в начале войны. Они применялись на всех фронтах. Первый истребительный авиаполк, завоевавший право называться Гвардейским, имел на вооруже­нии нстреоители этого типа. Благодаря более высокой живучести моторов воздушного охлаждения по сравнению с моторами жидкостного охлаждения истребитель И-16 наряду с И-153 активно использовали и для выполне­ния штурмовых задач. Так, он применялся до 1943 г. включительно, однако еще в 1940 г. И-16 справедливо считали устаревшим самолетом. На нем трудно было на равных бороться с истребителем Ме-109Е, который обла­дал большим преимуществом в скорости (см. рис. 2).
Процесс модификации И-16 в основном определялся появлением но­вых моторов семейства М-25 — М-63. В ходе развития И-16 от типа 5 до
типа 29 его скоростные данные повышались незначительно, скороподъем­ность улучшалась благодаря увеличению высотности и мощности моторов и установке ВИШ , а горизонтальная маневренность из-за непрерывно возраставшего веса истребителя постепенно ухудшалась (см. табл. 3 и рис. 2). В аэродинамику самолета существенных изменений не вносилось, хотя испытатели отмечали, что для повышения летных данных И-16 необ­ходимо установить новое крыло с лучшей аэродинамикой и улучшить отделку самолета в целом. Но главная причина незначительности улучше­ния скоростных качеств И-16 заключалась все же в относительно малом по­вышении мощности, силовой установки. За время серийного выпуска И-16 мощность моторов (от М-25 до М-63) на расчетной высоте возросла на 12%, в то время как мощность силовой установки истребителя Ме-109 с 1937 по 1939 гг. увеличилась на 67%! Хотя моторы М-62 и М-63 явля­лись одними из лучших в семействе однорядных звезд воздушного ох­лаждения, дальнейших перспектив в плане увеличения мощности они уже не имели.
Неоспоримыми преимуществами перед однорядными обладали появив­шиеся двухрядные моторы воздушного охлаждения: при одних и тех же поперечных габаритах они имели существенно большую мощность. Двух­рядные звезды стали широко внедряться в авиацию во второй половине 30-х годов. Именно под такой мотор в КБ Н. Н. Поликарпова и был в 1938 г. разработан новый скоростной истребитель И-180, который го­товили на смену И-16. Но прежде чем перейти к рассказу об И-180, следует осветить еще две работы наших конструкторов по скоростным истребителям, которые велись в середине 30-х годов — это Поликарпов -ский И-17 и ильюшинский И-21.
Продолжая линию параллельного развития истребителей с моторами воздушного и жидкостного охлаждения, начатую еще в 20-х годах, Н. Н. Поликарпов после создания И-16 приступил к проектированию но­вого скоростного истребителя с мотором жидкостного охлаждения Испано-Сюиза-12 ybrs (в серии М-100). Истребитель назывался И-17.
Принципиально важной задачей, которую необходимо было решить конструкторам для получения высоких летных данных нового скоростного самолета, являлась задача снижения аэродинамического сопротивления. Конечно, эта задача традиционна для проектирования любого самолета. Но здесь она приобрела первостепенное значение, поскольку требовалось добиться заметного по сравнению с И-16 скачка в скорости практически при той же мощности силовой установки. Этой задаче и были подчинены основные компоновочные и конструктивные решения.
И-17 представлял собой свободнонесущий низкоплан с убирающимся шасси. Конструкция — смешанная; крыло — металлическое, фюзеляж — деревянный монокок. Винт—двухлопастный фиксированного шага. Ради­атор заключен в обтекаемый тоннель, который вместе с радиатором вы­двигался из фюзеляжа и мог фиксироваться в двух положениях. Фюзеляж имел Минимально возможное сечение. Вооружение состояло из двух не­синхронных пулеметов ШКАС. Ожидалось, что истребитель сможет на высоте 5 км развить скорость 500 км/ч и достичь потолка 9,5—10 км.
Первый опытный экземпляр И-17 (ЦКБ-15) вышел на заводские ис­пытания в 1935 г. В ноябре 1935 г. самолет потерпел аварию, в резуль­тате которой были сломаны шасси, крыло и имелось множество других поломок. Авария задержала испытания, но уже стало Ясно, что в таком виде самолет на государственные испытания передавать нельзя. Непомерно тес­ная кабина, в которой с трудом размещался летчик, плохая работа шасси, сдвижного козырька кабины и др. составляли основные недоработки са­молета, которые требовалось устранить. Их решили исправить уже на втором опытном экземпляре И-17 (ЦКБ-19). Правда, из-за очень малого миделя фюзеляжа расширить кабину летчика оказалось практически невозможно.
Заводские испытания первого И-17 продолжили в марте 1936 г. Вскоре вышел второй его опытный образец, а к концу 1936 г. и третий опытный экземпляр—И-17бис. На этом самолете в развале блока цилиндров мо­тора М-100 установили пушку ШВАК, ствол которой проходил через
Истребитель И 17 (ЦК&15)
полый вал редуктора винта. Такое размещение вооружения имело важ­ные преимущества и впервые было применено на отечественном истреби­теле. Центральной пушке не требовался синхронизатор, и темп ее стрельбы поэтому мог быть выше, чем у синхронных пушек. Лучшей, чем у крыль­евой установки, оказывалась и прицельность стрельбы.
И-17 испытывался до 1938 г. включительно, но довести его так и не уда­лось. Кабина оставалась тесной, мотор перегревался, шасси работали неу­довлетворительно. На государственные испытания он не передавался. Из материалов технического описания И-17 известно только, что он достиг мак симальной скорости 465 км/ч на высоте 3380 м, имел потолок — 9900 м, высоту 5 км набирал за 6,5 мин. Вооружение состояло из мотор-пушки ШВАК и двух крыльевых ШКАС, в перегрузку можно было подвесить до 100 кг бомб. Пушечная установка прошла на И-17 в 1938 г. государ­ственные испытания и была признана удачной, но в 1938 г. истребитель И-17 стал уже не нужен, поскольку на выходе был намного превосходя­щий его И 180.
Другой истребитель И-21 (ЦКБ-32) являлся, по существу, эксперимен­тальным самолетом. При проектировании его ставилась задача получить максимальную скорость полета примерно 550 км/ч. Для него выбрали самый мощный тогда мотор М-34ФРН (920 л. с). С целью снизить аэро­динамическое сопротивление конструкторы применили комплекс различных мероприятий: истребитель имел минимальные размеры и значительную по тому времени удельную нагрузку на крыло (150 кгс/м2). Для снижения со­противления охлаждающих устройств было введено паровое охлаждение, где радиатором служила поверхность центральной части монопланного крыла; пар конденсировался в воду, которая дополнительно охлаждалась и вновь поступала в систему охлаждения мотора. Конечно, такая система из-за высокой своей уязвимости не вполне подходила для боевого самолета, но для экспериментального она была вполне приемлема, поскольку обеспе­чивала заметное снижение сопротивления и тем самым способствовала достижению больших скоростей полета. (Впервые в СССР такая система охлаждения использовалась на экспериментальном самолете Р. Л. Бар-тини <Сталь-6>.) И-21 представлял собой цельнометаллический свободно-несуший низкоплан; фюзеляж имел минимальный мидель; кабина летчика закрывалась фонарем; шасси — убирающиеся. Словом были приняты все меры для обеспечения ему высоких скоростных данных.
Истребитель И-21 построили в конце 1936 г. Испытывал его летчик-испытатель В. К. Коккинаки. Сразу же выявилась недостаточная эффек тивность системы охлаждения. И-21 совершил всего несколько полетов, когда С. В, Ильюшин признал нецелесообразной дальнейшую доводку сис­темы охлаждения и прекратил испытания.
Таким образом, задача создания перспективного скоростного истреби­теля со скоростью полета свыше 500 км/ч до 1939 г. так и не была решена, в основном из-за отсутствия достаточно мощного мотора. Использование же имевшихся моторов заставляло конструкторов искать какие-то экстра­ординарные меры для снижения сопротивления, что препятствовало соз­данию полноценного боевого истребителя.
Развитие моторов воздушного охлаждения семейства М-85, сопровож­даемое увеличением их мощности, давало определенные перспективы в плане их использования на скоростных истребителях. Последним из этого семейства был мотор М-88, который разрабатывался в 1938 г. Под эту двухрядную звезду с двухскоростным нагнетателем и проектировался ис­требитель И-180. Он явился дальнейшим развитием И-16. При несколько больших размерах И-180 имел похожую компоновку и конструкцию. Капот мотора сделан по-новому: проток охлаждающего воздуха должен был регулироваться посредством так называемой «юбки», расположенной в задней части капота, что позволяло уменьшить аэродинамическое сопро­тивление по сравнению с И-16. В передней части капота был размещен кольцевой маслорадиатор. Вооружение состояло из четырех синхронных пулеметов ШКАС. Кабина летчика—открытая с жестко закрепленным пе­редним козырьком.
Сборка самолета закончилась в декабре 1938 г., и начались его на­земные испытания и подлеты. Испытания вел В. П. Чкалов. Первый полет состоялся в морозный день 15 декабря 1938 г. и окончился катастрофой — при снижении самолета из-за переохлаждения остановился мотор*; по­пытки летчика дотянуть до аэродрома были безуспешны и при посадке вне аэродрома самолет разбился и В. П. Чкалов погиб. Катастрофа за­держала работы, и второй экземпляр И-180 совершил первый полет только 19 апреля 1939 г. (летчик-испытатель Е. Г. Уляхин). Этот самолет нес­колько отличался от первого. Размах крыла и соответственно площадь его отъемной части были увеличены. Поскольку мотор М-88 был еще чсырой» его заменили соразмерным по габаритам и весу серийным М-87, меньшей мощности и высотности с односкоростным нагнетателем.
Истребитель И-180 проходил два этапа заводских испытаний. В на­чале испытаний выявилось, что самолет обладает неудовлетворительной продольной и поперечной устойчивостью, его трудно было удержать на прямой при разбеге и пробеге. На доработки потребовалось время, и после них качества самолета улучшились, но все же недостатки в характерис­тиках устойчивости оставались. Испытания также выявили, что прочность капота и конструкции крыла недостаточна**. Требовалось доработать так­же конструкцию шасси, кольцевого мае лора диатора, костыля и др. Что же касается летных данных, то они оказались достаточно высокими. При весе 2175 кгс И-180 показал скорость у земли 408 км/ч, а на высоте 5850 м — 540 км/ч, его практический потолок —10250 м, время виража 21—22 с, время набора высоты 5 км — 6,25 мин. Несмотря на то, что по скорости И-180 намного превосходил И-16, было ясно, что он еще не может счи­таться полноценным боевым самолетом и нуждается в дальнейших дора­ботках. Испытания второго опытного И-180 не были завершены, поскольку закончились катастрофой, в которой 5 сентября 1939 г. погиб летчик-ис­пытатель Т. П. Сузи.
* Жалюзи на входе, ограничивающие проток охлаждающего воздуха, не были установлены, а чюбку» законтрили в положении, когда обеспечивался довольно большой проток воздуха.
** Опыт испытаний скоростных истребителей в 1939 г. показал несовершенство Норм прочности и, в первую очередь, норм прочности капотов. Это связано с тем, что в то время не умели достаточно надежно определять аэродинамические нагрузки, действующие на капоты моторов воздушного охлаждения при больших скоростях полета. В этом вопросе практика шла впереди теории и экспериментальной отработки.
Третий опытный экземпляр И-180 был выпущен в начале 1940 г. и 10 февраля того же года летчик-испытатель Е. Г. Уляхин совершил на нем первый полет. На этом экземпляре был установлен мотор М-88, снабженный редуктором. Кабина закрытая. Конструкция самолета была выполнена с учетом современных по тому времени технологических и производственных
Истребитель И-180 с мотором М-88
требований. Вооружение истребителя значительно усилили: два синхрон­ных крупнокалиберных пулемета БС и два синхронных ШКАС составляли одну батарею, которая располагалась в верхней части капота. Вес самолета возрос до 2429 кгс (нормальный вес второго экземпляра И-180 составлял 2240 кгс).
На втором этане заводских испытаний И-180 с мотором М-88Р показал скорость у земли 439 км/ч, на высоте 7150 м — 571 км/ч, его практический потолок- 11050 м, время виража — 19—20 с, набор высоты 5 км занимал 5,61 мин. Как видно из приведенных данных, этот вариант И-180 не только ВС уступал немецкому Ме-109Е, но по ряду данных превосходил его.
Государственные испытания и этого экземпляра И-180 не были закон­чены, так как 5 июля 1940 г. самолет разбился, а летчик-испытатель А. Г. Прошаков спасся на парашюте.
Ввиду острой нужды в новых скоростных истребителях серийное произ­водство И-180 с М-88Р наладили еще до испытания опытного экземпляра. Первые серийные И-180 начали выпускаться в декабре 1939 г. Однако в 1940 г. уже появились скоростные истребители других типов, которые по основным характеристикам превосходили И-180, поэтому се рийный выпуск его в 1940 г. был прекращен. Всего было построено только десять истребителей этого типа.
В 1940 г. начался быстрый качественный рост советской истребительной авиации. На испытание стали выходить один за другим новые боевые само леты. Лучшие из них немедленно запускались в серию. О сравнительно коротком, но необычайно напряженном и плодотворном периоде создания нового поколения боевых самолетов будет рассказано в следующей книге.
отдавая должное успехам в разработке истребителей в предвоенное время, нельзя забывать, что в их основе лежал большой опыт создания са­молетов этого класса, накопленный конструкторами, учеными и военными в период до 1939 г. Именно тогда появился и получил развитие новый класс истребителей - скоростные монопланы. Как раз в то время было решено множество научно технических задач, связанных с конструкцией, компоновкой и вооружением этого класса самолетов. В авиастроенин стали применяться новые материалы; были разработаны и нашли повсеместное применение убирающиеся шасси; началось внедрение взлетно-посадочной механизации крыла, авиационных скорострельных пушек и реактивных снарядов. Появились высотные моторы, которые существенно расширили область боевого применения истребителей, в практику самолетостроения были внедрены винты изменяемого шага, что также способствовало улучше­
нию многих летных характеристик. Серьезному пересмотру и дальнейшему развитию подверглись представления авиационных специалистов по вопро­сам, касающимся устойчивости и управляемости, а также тактики при­менения истребителей. К концу 30-х годов в стране уже имелся тот на­учный и технический фундамент, который явился необходимой предпо­сылкой для дальнейшего прогресса скоростной авиации.
Конечно, не все удавалось выполнить так, как хотелось и плани­ровалось. Поначалу не доставало опыта, особенно в организацион­ном плане, не сразу сложилось четкое взаимодействие между научными институтами и конструкторскими бюро, но постепенно дело налаживалось. К началу тридцатых годов ВВС имели на вооружении уже вполне совре­менные истребители. В 1936—1937 гг. советская истребительная авиация занимала ведущее место в мире. Несомненно, в этот период успехи могли быть большими, если бы не дезорганизующее действие репрессивных мер, особенно во второй половине тридцатых годов. В сложившихся тогда ус­ловиях трудно или даже практически невозможно было расширять фронт конструкторских работ. Фактически в этот период осталось лишь одно срав­нительно крупное конструкторское бюро, проектировавшее истребители. Руководил им Н. Н. Поликарпов. Но даже этой конструкторской органи­зации не были созданы необходимые условия для нормальной работы. За сравнительно короткий период она четыре раза меняла свое место­расположение, что, понятно, не способствовало плодотворной работе. Именно тогда, к концу тридцатых годов, и наметилось наше отставание, которое постепенно все нарастало. В предвоенные годы потребовались авральные меры и большое напряжение сил, чтобы накануне войны вы­править положение.



ЛИТЕРАТУРА
ЦГАСА, ф. 29, оп. 13, д. 1403.
Стенограмма заседания технического совета при Авиатресте от 23 декабря 1926 г.—Материалы Научно-мемориального му­зея Н. Е. Жуковского.
Материалы испытаний И-3.—ЦГАНХ, ф. 8328, on. 1, д. 590, 1929.
Петров И. Ф. Считаю долгом рассказать.— Изобре­татель и рационализатор, 1984, JMb 11, с. 33.
Материалы Научно-мемориального музея Н. Е. Жуков­ского, фонд Д. П. Григоровича, инв. № 757, л. 35.
ЦГАСА, ф. 24708, оп. 9, д. 5.
Шауров Н. И. Развитие военных типов сухопутных са­молетов.— М.: Воениздат, 1939, с. 35—36.
Султанов И. Г. Самый настоящий главный.— Крылья Родины, 1985, М 11, с. 9.
ЦГАНХ, д. 2328, on. 1, д. 866.

Га л лай М. Л. Через невидимые барьеры.—М.: Ма­шиностроение, 1989, с. 22.
Захаров Г. Н. Я — истребитель.— М.: Воениздат, 1985, с. 52.
Стражева И. В. Полета вольное упорство.— М.: Ма­шиностроение, 1985, с. 113.
Галлай М. Л. Третье измерение.— Советский писа­тель, 1979, с. 44.
Пышно в В. С. Основные этапы развития самолета.— М.: Машиностроение, 1984, с. 40.
Документальная история самолета АНТ-23 (И-12).— Мате­риалы Научно-мемориального музея Н. Е. Жуковского.
Стефановский П. М. Триста неизвестных. Изд. 2-е.—М.: Воениздат, 1973, с. 116.
Виноградов Р. И., Минаев А. В. Самолеты СССР. Изд. 2 е.—М.: Воениздат, 1961, с. 161.
18. Поэма о крыльях (записки авиаторов).—Современник,
1988, с. 296.
Green W, War planes of the second world war Fighters, xmdon, Macdonald, 1970, c. 69, 148.
Новиков M. В. Молнии под крылом.— М.: Воени ат, 1973, с. 82.
Яковлев Б. П. и др. Крылатый богатырь.— М 10СААФ, 1964, с. 113.
Green W. The war planes of the third reih — Londoi lacdonald and Jan's, 1979, c. 526.
Из истории советской авиации. Самолеты ОКБ го . В. Ильюшина.— М.: Машиностроение, 1985, с. 116.
МНОГОЦЕЛЕВЫЕ САМОЛЕТЫ, ШТУРМОВИКИ,
СКОРОСТНЫЕ БОМБАРДИРОВЩИКИ





ОДНОМОТОРНЫЕ МНОГОЦЕЛЕВЫЕ САМОЛЕТЫ
Авиацию с самого начала ее зарождения военные специалисты стали рассматривать прежде всего как исключительно ценное средство разведки и наблюдения за войсками противника. Первая мировая война подтвер­дила огромную роль воздушной разведки в подготовке и проведении крупных операций наземных войск.
На первом этапе войны основными типами самолетов-разведчиков русской армии были Фарман-22, Фарман-30 и Вуазен LAS, выполненные по схеме гондольных бипланов с задним расположением поршневого дви­гателя, снабженного толкающим воздушным винтом. Обеспечивая эки­пажу, состоящему из наблюдателя и летчика, отличный обзор земной поверхности под самолетом, эти самолеты имели сравнительно невысо­кие летно-технические данные (максимальная скорость 90—120 км/ч), и как показал опыт боевого применения, расположение двигателя с тол­кающим винтом в конце гондолы затрудняло защиту хвоста и делало самолеты легко уязвимыми со стороны задней полусферы. Стремление повысить летно-технические данные разведчиков и обеспечить их защиту от атаки истребителей со стороны задней полусферы определило в сере­дине войны отказ от гондольных бипланов с толкающим винтом и переход к фюзеляжным бипланам с тянущим воздушным винтом, обладавшим лучшей аэродинамикой, более высокими летно-техническими данными и возмож­ностью установить вооружение, обеспечивающее защиту хвоста.
При создании разведчиков фюзеляжной схемы с тянущим воздушным винтом конструкторы первоначально стремились сохранить отличный об­зор земной поверхности из кабины наблюдателя, и это определило появ­ление, например, такого самолета, как Спад SA.2 с передней кабиной наблюдателя, установленной на выносных стойках-кронштейнах перед мо­тором с тянущим воздушным винтом, в свою очередь, располагавшимся перед кабиной летчика (рис. 1). Хотя эти самолеты выпускались доволь­но большой серией и состояли на вооружении русской армии, такая кон­струкция все же не получила широкого распространения, и основным типом самолета-разведчика, сформировавшимся в ходе первой мировой войны, стал фюзеляжный биплан с тянущим воздушным винтом и мотором в носовой части фюзеляжа, за которыми последовательно располагались топливный бак, кабина летчика и кабина летчика-наблюдателя (летнаба) с подвижным оборонительным пулеметом. По такой схеме выполнялись самолеты <Ле6едь˜12»> и «Сопвич-разведчик», находившиеся на воору­жении русской армии в конце первой мировой войны [1].
Классическими представителями этого типа разведчиков стали само­леты DH-9 и DH-9A, созданные в 1917—1918 гг. английским конструк­тором Де Хевиллендом. Выполненные по схеме одномоторных двухместных бипланов простой деревянной конструкции эти самолеты имели удачно подобранные размеры, хорошую по тем временам аэродинамику, мощный и надежный мотор, обеспечивавшие скорость, сравнимую со скоростью большинства истребителей того времени, сильное наступательное и оборо­нительное вооружение. Самолеты DH-9 и DH-9A в огромных количествах строились в Англии и США; осенью 1917 г. чертежи самолета DH-9 по­ступили в Россию.
Рис. 1. Самолеты-разведчики первой мировой войны:
1 — Вуаэен LAS гондольной схемы с толкающим воздушным винтом; 2 — Спад SA-2 с гондо­лой летчика-наблюдателя перед тянущим воздушным винтом
После Октябрьской революции и завершения гражданской войны в процессе определения основных направлений развития авиации в соответствии с постановлениями Совета Труда и Обороны было при­нято решение об организации серийного производства разведчика — аналога DH-9 на отечественных авиационных заводах.
Целесообразность такого решения определялась рядом веских сообра­жений. Летно-тактические данные самолета DH-9 соответствовали требо­ваниям, предъявлявшимся к самолетам-разведчикам в начале 20-х годов. Имелись чертежи и трофейные образцы этого самолета. Его конструк­ция могла быть легко освоена в производстве на основе отечественных материалов и полуфабрикатов. Имелись возможности создания и мотора для этого самолета. Но самое главное, с освоением производства такого самолета советская авиация'получила универсальный самолет, который мог быть использован в качестве разведчика, легкого бомбардировщика, штур­мовика, поплавкового, связного и учебного самолета для отработки на­выков стрельбы по воздушным и наземным целям, навигации, бомбомета ния, высшего пилотажа, а также для разработки тактики боевого при­менения самолетов различного назначения. Потребность в таком универ­сальном самолете была вынужденной из-за отсутствия в советских военно-воздушных силах в то время отечественных истребителей и бомбарди­ровщиков с высокими летно-тактическими данными. Освоение серийного вроизводства самолета-разведчика, получившего обозначение Р-1, как и на-чпая незадолго до этого разработка истребителя-моноплана И-1 и произ­водство учебного самолета У-1, стало одним из первых шагов в органи­зации советской авиационной промышленности. Руководство работами по его внедрению в серийное производство было возложено на Н. Н. Поли-
Самолет разведчик Р-1

Карпова, начальника технического отдела авиационного завода Jv? 1 (быв­ший чДуко).
Самолет Р-1 представлял собой одномоторный двухместный биплан деревянной конструкции. По сравнению с английскими прототипами он имел конструкцию, пересчитанную на метрическую размерность вместо дюймовой, доработанную в соответствии с характеристиками отечественных материалов и усиленную под большую полетную массу самолета; была упро­шена и конструкция Р-1; стальные узлы в креплениях стали выполнять в виде плоских [мастин-накладок, а продольный и поперечный набор кры­ла и фюзеляжа — нз сосны.
Конструкция планера самолета Р-1 — цЬерменноготниа, наиболее полно соответствовала действующим на самолет нагрузкам и обеспечивала мини мальную массу конструкции. Фюзеляж представлял собой прямоуголь­ную пространственную ферму из четырех продольных лонжеронов, сое­диненных стойками и подкосами, а в носовой и хвостовой частях расча­ленную стальной проволокой. Переднюю, среднюю и заднюю части фюзе­ляжа изготовляли отдельно, а затем стыковали с помощью стальных на­кладок и болтов, после чего каркас фюзеляжа обшивался 4>анерой и по­лотном. Такой технологический процесс являлся, в сущности, начальной ступенью агрегатной сборки самолета. Этому способствовала и конструк­ция бипланной коробки крыльев, которая состояла нз четырех двухлон-жеронных отъемных частей крыла, одинаковых но конструкции и разме­рам. Жесткость коробки крыльев на изгиб и кручение обеспечивалась четырьмя парами стоек (по две пары с каждой стороны фюзеляжа) и наклонными (диагональными) лентами-расчалками между стойками.
На самолете Р-1 устанавливался двигатель М-5 жидкостного охлаж­дения мощностью 400 д. с, конструкция которого разрабатывалась под руководством М. П. Макарука на государственном авиационном заводе 2 чИкар* по типу американского мотора Либерти и лучших европей­ских моторов того времени. Питание двигателя осуществлялось самотеком из центрального расходного бака, в который топливо поступало из глав­ного фюзеляжного бака с помощью насосов, приводимых ветрянками. Для регулирования температуры воды в системе охлаждения двигателя приме иялся лобовой водорадиатор, степень продува которого регулировалась из кабины летчика отклонением створок жалюзи (рис. 2).
Рис. 2. Компоновка самолета Р-1:
/ — жалюзи водорадиатора; 2 — водорадиатор; 3 — двигатель жидкостного охлаждения М-5; 4 — маслобак; 5 — центропланный и фюзеляжный топливные баки; 6" — подвижный пулемет «Льюис» на ТУР-1; 7 — бомбы на подкрыльевых держателях; 8 — синхронный пулемет ПВ-1 на левом борту; 9 — патронный ящик и звеньесборник пулемета ПВ-1

Вооружение самолета Р-1 первоначально состояло из одного непод­вижного синхронного пулемета типа чВиккерс» или «Максим», установлен­ного снаружи фюзеляжа на его левом борту вблизи кабины летчика, н спаренных ручных пулеметов Льюис на подвижной турели в кабине стрелка. Позднее эти пулеметы были заменены отечественными — синхрон­ным пулеметом ПВ и подвижным ДА с боезапасом 250 и 500 патронов соответственно. Наружные бомбодержатели под крылом и фюзеляжем обес­печивали подвеску максимального бомбового груза 300—328 кг.
Результаты разведки или бомбометания фиксировались полуавтомати­ческим пленочным азрофотоаппаратом ч Потто массой 9 кг с размерами кадра 130 на 180 мм и 4юкусным расстоянием 210 мм, созданным офи­цером русской армии В. Ф. Потте накануне первой мировой войны. Ап­парат обеспечивал получение 50 высококачественных снимков за один по­лет; удачная конструкция определила его долгую службу в советских ВВС вплоть до 1930 г. Срочная передача разведывательных данных с борта самолета и прием указаний наземного командования осуществлялись с помощью бортовой приемо-передающей радиостанции, работавшей в те­леграфном режиме.
Самолет Р-1 имел очень задний диапазон эксплуатационной центров­ав, в зависимости от варианта загрузки, равный 36,3—39,3% С АХ. Для )ОЖлансировки самолета и обеспечения приемлемых характеристик управля­емости при выполнении различных режимов полета устанавливался ста­билизатор с изменяемым в полете из кабины летчика углом установки. Ив-за очень тонкого профиля крыла (относительная толщина лишь 6%) при выходе на большие углы атаки на верхней поверхности крыла быстро развивались срывные явления, и при ошибках летчика это приводило к сваливанию на крыло и переходу в штопор [2]. При нормальной цен е самолет выходил из штопора довольно легко, но при задней цен-е, вызываемой перегрузкой задней кабины, самолет из штопора не Шходил. Поэтому при тренировочных полетах и при полетах на выпол­нение фигур высшего пилотажа центровка самолета устанавливалась рав­ной 34,7—35,5 С АХ. Для летчика, владевшего навыком управления са­молетом, Р-1 был достаточно прост в управлении, а его летно-тактичес-кве данные были на уровне самолетов-разведчиков аналогичного класса, состоявших на вооружении развитых капиталистических стран (табл. 1). Универсальность использования самолета Р-1 определила его серийное производство вплоть до 1932 г.



Тип самолета DH-9A С IV Р-1 Р-3 Р-4
Год выпуска 1918 1922 1923 1925 1927 192S
Мотор Либерти Либерти М-5 Либерти Лоррен-Дитрих М-5
Мощность, л. с. 400 400 400 400 450 400
Площадь крыла, м2 46,1 40,2 44,6 37,0 37,0 43,54
Максимальная скорость,_
км/ч:
у земли 192 198 185 207 204 188,5
на высоте 1000 м — — 172 205 193
Время набора высоты
1000 м, мин 4,0 — 4,5 4,7 4,2 —
Практический потолок, м 5100 4500 5000 с вооруже­нием 4400 4920
Продолжительность по-
лета, ч 5,25 4,5 4,0 — — —
Полётная масса, кг 2120 2272 2217 2085 2100 2219
Масса пустого, кг 1280 1497 1463 1335 без воору­жения 1430 1469
Бомбовый груз, кг 300 300 300 — 256 300
Таблица 1
Основные данные самолетов-разведчиков 20-х годов
Первые серийные самолеты Р-1 -«Московский большевик» и «Имени Известий ВЦИК» были выпущены осенью 1923 г. Зимой 1923—1924 гг. начался регулярный серийный выпуск самолетов Р-1; в июне 1924 г. состоялась торжественная передача Красной Армии боевой эскадрильи «Имени тов. Ленина» из 19 самолетов Р-1.
В начале 1924 г. самолеты Р-1 были куплены правительством Ирана и весной того же года под управлением советских" летчиков доставлены в Тегеран, а в октябре 1924 г. состоялся второй перелет советских лет­чиков за пределы нашей страны — в Кабул для доставки приобретенных афганским правительством самолетов Р-1; перелет совершался на большой высоте через горный хребет Гиндукуш высотой до 6000 м над уровнем моря [3].
В целях совершенствования конструкции самолета и мотора при экс­плуатации в различных климатических условиях при минимальном уровне технического обслуживания, а также для повышения квалификации лет­ного состава на самолетах Р-1 в 1925—1927 гг. выполнялись выдаю­щиеся для того времени перелеты. По результатам нескольких круговых перелетов, совершенных в начале 1925 г. с целью оценки надежности работы моторов М-5, было принято решение о проведении перелетов с участием иностранных и советских самолетов и двигателей для их срав­нительной оценки. В первом перелете по маршруту Москва — Монголия — Китай кроме двух самолетов Р-1 с моторами М-5, одного самолета Р-2 (модификация самолета Р1 с английскими моторами «Сиддлей — Пума») и самолета АК-1, спроектированного и построенного в ЦАГИ под руко­водством' В. Л. Александрова и В. В. Калинина, участвовали два само­лета Ю-13 фирмы «Юнкере». Этими перелетами преследовалась также цель обследовать будущие воздушные линии в азиатской части СССР. Самолеты Р-1 отлично показали себя в этом перелете, а один из них под управлением летчика М. М. Громова продолжил полет и после про­межуточных посадок в Манчжурии, Корее и Хиросиме приземлился в Токио.
Одновременно с выполнением дальних перелетов на самолетах Р-1 в частях ВВС отрабатывалась групповая слетанность, организовывались «звездные перелеты», один из которых состоялся в июне 1927 г.
В нем участвовали 12 самолетов разведывательного типа, состоявшие на вооружении ВВС: два Фоккера С IV и четыре Р-1 с моторами Либерти, шесть Р-1 с моторами М-5. Самолеты вылетели в один день из девяти различных пунктов на территории Советского Союза. Самым удаленным из них был Ростов-на-Дону (1150 км), а самым близким к Москве — Липецк (550 км). Летные экипажи самолетов состояли из строевых лет­чиков,-бортмехаников и наблюдателей. Без единой вынужденной посадки, без аварий и поломок все 12 самолетов в исключительно сложных метео­рологических условиях прибыли в точно назначенный срок — к 18 ч 19 июня 1927 г. на Центральный аэродром Москвы, пролетев в общей сложности за 69 летных часов около 10 ООО км. Во второй половине 20-х годов на вооружение принимаются усовершенствованная навигационная линейка и ветрочет, создаются новые приборы. В 1929—1930 гг. на самолете Р-1 проводятся летные испытания первого автопилота.
Кроме сухопутных самолетов Р-1, на вооружении авиации советского военно-морского флота состояли морские разведчики MP 1 — модифици­рованные самолеты Р-1, установленные на поплавки, разработанные под ру­ководством Н. Н. Поликарпова в 1925 —1926 гг. Поплавки обеспечивали взлет и посадку самолета на море с высотой волны до 1,5 м. Несмотря на их установку самолет МР-1 имел практически такие же как у сухо­путного варианта летно-технические данные: его максимальная скорость у земли достигала 179 км/ч, ио скороподъемность и высотность несколько ухудшились из-за большей по сравнению с Р-1 полетной массы (2580 кг); высоту 1000 м самолет набирал за 8,8 мин, а его практический пото­лок был равен 3680 м.
Одновременно с освоением серийного производства Р-1 деревянной конструкции велись интенсивные опытно-конструкторские работы по созда­нию и внедрению в серийное производство цельнометаллического раз­ведчика Р-3.
После первых удачных полетов опытного цельнометаллического са­молета АНТ 2 в июле 1924 г. А. Н. Туполеву было предложено начать работу по созданию сухопутного цельнометаллического самолета-развед­чика, основные технические требования к которому ранее уже были на­правлены в ЦАГИ. Был оформлен официальный договор с ЦАГИ на по­стройку разведчика Р-3, созданием которого предполагалось накопить опыт проектирования боевых цельнометаллических самолетов и подгото­вить необходимый научно-технический и производственно-технологический задел для их массового выпуска.
Самолет Р-3, имевший заводское обозначение АНТ-3, выполнялся по схеме одномоторного двухместного цельнометаллического полутора плана. Компоновка его фюзеляжа была такой же, как у Р-1, и харак­теризовалась продольным размещением основных грузов — вслед за мото­ром с водорадиаторамн устанавливались топливные баки, а за ними ка­бины летчика и летчика наблюдателя с вооружением и специальным обо­рудованием (рис. 3).
Силовые элементы планера самолета Р-3 были фирменной конструк­ции. Выполненный по типу самолета АНТ 2 фюзеляж имел трехгранное поперечное сечение такой высоты, что летчик-наблюдатель в задней ка­бине мог работать стоя. По мнению А. Н. Туполева трехгранная форма фюзеляжа являлась наиболее выгодной конструктивно, так как треуголь­ник, представляющий собой жесткую фигуру, позволял обойтись без рас­тяжек и раскосов внутри фюзеляжа* Равномерно устанавливаемые шпан­гоуты крепились к трем лонжеронам фюзеляжа, проходившим по углам треугольника [4]. В отличие от Р-1 на самолете Р-3 применялась полу-торапланная коробка крыльев, обеспечивавшая снижение массы конст­рукции и улучшавшая обзор згмной поверхности. Кроме того, благодаря большей относительной толщине профиля крыла, образованного ориги­нальной дужкой «АНТ», разработанной в ЦАГИ, коробка крыльев Р-3 выполнялась не двухстоечной, как на Р-1, а одностоечной с К образными регулируемыми стойками, что благоприятно сказывалось на аэродинамике самолета. Крылья — двухлонжеронные ферменной конструкции с частично
Рис. 3. Советские самолеты-разведчики 20-х годов:
/—самолет Р-1 (1923 г.); 2 — самолет Р-3 с двигателем М-5 (1927 г.); 3 — самолет Р-3 с двигателем Лоррен-Дитрих (1928 г.); 4 — самолет Р-4 с двигателем М-5 (192С г.).

работающей гофрированной обшивкой толщиной 0,3—0,5 мм, а в неко­торых местах и 0,8 мм. Верхние крылья соединялись между собой без центроплана. Они крепились к двум небольшим «кабанчикам», уста­новленным по оси симметрии фюзеляжа перед кабиной летчика, что зна­чительно ухудшало ему обзор вперед. Киль и стабилизатор с перемен­ным углом установки также выполнялись двухлонжеронными с гофри­рованной обшивкой.
Жесткая внешняя обшивка Р-3, хотя и увеличивала массу конструк­ции по сравнению с полотняной, но одновременно позволяла упростить конструкцию за счет уменьшения числа элементов внутреннего силового набора, подкрепляющего обшивку, снизить массу. Тем не менее, при та­ких же, как у Р-1, основных геометрических размерах, но при мень­шей на 7,5 м2 площади крыльев, цельнометаллический разведчик имел массу пустого, равную массе деревянного Р-1 (см. табл. 1). Создание Р-3, а в последующем и некоторых других самолетов показало, что на ма­шинах с небольшой размерностью и относительно невысокими летными данными цельнометаллическая конструкция планера еще не могла в то время проявить свои основные преимущества, за исключением более дли­тельного срока службы, что в те годы еще не являлось решающим фак­тором из-за быстрой смены типов военных самолетов, состоявших на во­оружении.
Отличалась от обычных схем и конструкция главных ног шасси са­молета Р-3 с резиновой шнурочой амортизацией. Она не имела общей горизонтальной оси для колес, применявшейся на Р-1 и ряде других самолетов. Правая и левая стойки шасси на Р-3 выполнялись в виде само­стоятельных треног, внутренний подкос которых внизу был изогнут на­ружу и являлся полуосью, на которую надевалось колесо.
Вооружение Р-3 яичем не отличалось от вооружения Р-1. Бомбы подвешивались под нижним крылом самолета на восьми бомбодержате­лях, каждый из которых мог нести бомбу массой до 32 кг. Общая мас­са бомбового груза — 256 кг.
Заводские испытания первого опытного самолета Р-3 с мотором «Либерти» мощностью 400 л. с. и без вооружения были начаты летчи­ком В. Н. Филипповым в июле 1925 г. Государственные испытания са­молета, проводившиеся летчиком М. М. Громовым с летнабом В. С. Вах-мистровым, завершились в апреле 1926 г. Было признано, что самолет обладает большой скоростью и имеет преимущества перед состоящими на вооружении разведчиками в отношении прочности и срока службы; отмечались трудности в управлении самолетом и его недостаточная манев­ренность. Окончательные выводы по самолету не были сделаны.
Достаточно высокие летно-технические данные самолета АНТ-3 по­зволили принять решение выполнить на нем круговой перелет по евро­пейским столицам за три дня. Этот перелет рассматривался как ответ на совершенный в августе 1926 г. французским пилотом Аррошаром на самолете-разведчике Потел XX круговой перелет по столицам ряда стран, включая Москву, в котором он преодолел 7420 км за 39 ч летного вре­мени. При подготовке к перелету по просьбе М. М. Громова на первый опытный самолет АНТ-3, получивший название «Пролетарий», взамен дви­гателя Либерти установили английский двигатель Нэпир «Лайон» мощ­ностью 450 л. с. Испытания второго опытного самолета АНТ-3 с таким двигателем, проведенные А. И. Томашевским 20—21 августа 1926 г., показали, что летные качества этого самолета с мотором Нэпир улучши­лись—его максимальная скорость у земли увеличилась до 226 км/ч. Из-за более передней центровки самолет стал легко управляемым, выполнял виражи «мягче», чем с мотором «Либерти» [5]. 31 августа 1926 г. М. М. Громов с бортмеханнком Е. В. Родзевичем на самолете «Про­летарий» стартовал из Москвы. Маршрут Москва — Кенигсберг — Бер­лин — Париж — Рим — Вена — Варшава — Москва протяженностью
7150 км экипаж преодолел в три дня за 34 ч 15 мин летного време­ни, повторив рекорд Аррошара.
Самолет «Пролетарий» полностью соответствовал требованиям, предъ­являвшимся в то время к сухопутному разведчику. Однако в мае 1927 г. министр иностранных дел британского правительства О. Чемберлен объя­вил об одностороннем аннулировании всех торговых соглашений и раз­рыве дипломатических отношений с Советским Союзом. Поставка двига­телей Нэпир «Лайон», закупленных в Англии на* валюту, была прекра­щена, и серийные самолеты Р-3 стали оснащаться отечественными дви­гателями М-5.
Разведчик Р-3 стал первым советским цельнометаллическим самоле­том, запущенным в серийное производство. Государственный авиацион­ный завод .№ 5, на котором подготовка самолета к серийному произ­водству велась с декабря 1925 г., не имел опыта выпуска цельнометал­лических самолетов, и организация такого производства оказалась сопря­женной со многими трудностями. Уже в процессе серийного производ­ства пришлось решать проблемы, связанные с определением оптималь­ного типа мотора, выбором рационального диапазона эксплуатационных центровок, обеспечением хороших пилотажных качеств.
Первый серийный Р-3 был выпущен в июле 1927 г. Оснащенный полным комплектом вооружения, фото- и радиооборудования, но без бомб, он имел очень заднюю полетную центровку (44,5% САХ). Летные испы­тания, проведенные летчиком Я. Н. Моисеевым, показали, что самолет чрезвычайно чувствителен к положению центра тяжести и при одной и той же, но различно размещенной нагрузке, имеет различные летно-технические данные.* По оценке летчика требовалось также улучшить характеристики продольной устойчивости и управляемости самолета [6].
Для устранения выявленных недостатков в ЦАГИ была разработана программа летных испытаний самолета Р-3. Она предполагала исследо­вания его в полете с различными вариантами размещения грузов в фю­зеляже и соответственно с различными летными центровками, а также модифицированного варианта самолета Р-3 с увеличенной на 5,7% пло­щадью стабилизатора. Полеты показали, что наилучшие характеристики устойчивости и управляемости самолет Р-3 имеет при 34% САХ. При этой центровке улучшались и штопорные характеристики самолета. Увеличе­ние площади стабилизатора, по мнению испытателей, лишь незначительно повысило продольную статическую устойчивость самолета. По результатам летных исследований было принято решение допустить Р-3 с мотором М-5 к летной эксплуатации в частях ВВС с полетной центровкой до 35% САХ при отсутствии в задней кабине оборонительного вооружения, радио- и фотооборудования.
На одном из первых серийных самолетов Р-3 с мотором М-5, назван­ным «Наш ответ» летчик С. А. Шестаков с бортмехаником Д. В. Фу-4>аевым совершил выдающийся для своего времени и очень трудный «вос­точный перелет» по маршруту Москва — Сарапул — Омск — Новоси­бирск — Красноярск — Чита — Иркутск — Благовещенск — Спасск — Наньян — Окаяма — Токио. Перелет начался ранним утром 20 августа 1927 г., а уже 1 сентября самолет приземлился в Токио. Обратный путь занял 11 дней. Всего в этом перелете самолет пробыл в воздухе 153 ч и пролетел около 22 000 км со средней скоростью около 144 км/ч [7].
* С точки зрения получения высоких летных данных выгодна задняя центровка, а с точки зрения пилотажных качеств — передняя.
С целью повышения летных и боевых характеристик Р-3 с мотором М-5 было принято решение о его модернизации: установить более мощ­ный двигатель и сделать более передней полетную центровку самолета с полным комплектом вооружения, радио- и фотооборудования. Для этой цели в 1927 г. во Франции было закуплено 100 безредукторных двига­телей жидкостного охлаждения Лоррен-Дитрих мощностью 450 л. с. Для более передней центровки носовая часть фюзеляжа модифицирован-ного самолета была удлинена на 385 мм (см. рис. 3). Кроме того, при-

Разведчик Р-3 с мотором « Л оррен-Дитрих»
менявшиеся на ранних вариантах самолета Р-3 два цилиндрических во-дорадиатора системы охлаждения двигателя типа Ламблена, размешавшие­ся по бортам носовой части фюзеляжа, были заменены одним обычным лобовым вод ©радиатором, установленным, как и на Р-1, перед мотором. С такими доработками полетная центровка полностью вооруженного и оснащенного самолета Р-3 стала равна 38% САХ.
По результатам государственных испытаний, проведенных весной 1928 г., было признано, что по своим л етно-техническим данным (см. табл. 1), устойчивости и управляемости самолет может быть рекомен­дован для строевых частей ВВС.
Освоение серийного производства цельнометаллического разведчика н ряда других передовых для своего времени самолетов являлось серь­езным достижением молодой советской авнационной.промышленности. В ок­тябре 1928 г. образцы ее продукции — самолеты Р-3, У-2 и К-4 — были впервые представлены на международной авиационной выставке в Бер­лине, в которой участвовало 26 стран, и получили положительную оценку специалистов. Но серийное производство Р-3 с мотором Лоррен — Дитрих продолжалось недолго, весной 1929 г. после выпуска 79 самолетов оно было прекращено в связи с принятием на вооружение самолета Р-5.
К концу 20-х годов разведывательная, а точнее говоря, многоцеле­вая авиация являлась основной ударной силой советских ВВС. Она со­стояла в основном из 2800 самолетов Р-1. Вместе с ними несли службу относительно небольшое число самолетов Р-2, Р-3 н закупленные за рубе­жом разведчики Фоккер C-IV и Ансальдо СВА-10. Численность многоце­левых самолетов-разведчиков составляла около 82% от общего числа бое­вых самолетов, состоявших на вооружении советских ВВС [6].
Для проверки ряда новых конструктивных решений, которые предпо­лагалось применить на новом многоцелевом самолете-разведчике, конст­рукторский коллектив Н. Н. Поликарпова весной 1928 г. выпускает на лет­ные испытания опытный самолет Р-4 с мотором М-5, являвшийся даль­нейшим развитием самолета Р-1. На Р-4 была улучшена аэродинамика носовой части фюзеляжа: уменьшена площадь лобового радиатора, сгла­жены очертания капота, втулка винта закрыта обтекателем. Для компен­сации потерь по охлаждению мотора в жаркие дни под ним был уста­новлен дополнительный небольшой выдвижной радиатор. Кроме того, для получения более передней полетной центровки, которая как уже стало ясно, благоприятно сказывалась на характеристиках продольной стати­ческой устойчивости, мотор М-5 был выдвинут вперед (см. рис. 3). Ос­новные данные Р-4 не намного изменились по сравнению с данными Р-1 (см. табл. 1), но ведущий инженер Е. К Стоман отмечал, что в лет­ном отношении самолет несколько улучшил свои качества [7].

Рис. 4. Советские разведчики-бипланы 30-х годов:
/ — самолет Р-5 (1928 г.); 2 — самолет Р-7 (АНТ-10), выпущенный в 1930 г.; 3 — легкий разведчик ЛР (1933 г.); 4 — самолет Р-ЗЕТ (1935 г.).
Испытанные на Р-4 новые конструктивные решения коллектив КБ Н. Н. Поликарпова использовал при создании в 1928 г. разведчика Р-5 с мотором М-17 (рис. 4). Спроектированный для применения в основном в качестве сухопутного армейского разведчика и легкого бомбардиров­щика, способного выполнять полеты днем и ночью, самолет Р-5 являлся
Разведчик Р-5
дальнейшим развитием концепции многоцелевого массового боевого само­лета, имеющего возможно более простую конструкцию, обеспечивающую легкость обслуживания и ремонта; обладающего высокими для своего времени лети о-техническими данными, хорошей устойчивостью и управ­ляемостью, простотой пилотирования, неприхотливостью в эксплуатации.
В соответствии с таким подходом для самолета Р-5 была выбрана схема одномоторного двухместного полутора плана смешанной конструк­ции с неубирающкмся шасси, подкосным стабилизатором с измеыяющи инея в полете углом установки н однокилевым вертикальным оперением. Выбор схемы полутора плана обеспечивал, с одной стороны, сохранение преимуществ биплана в части высокой весовой отдачи конструкции и малой взлетно-посадочной дистанции самолета, а с другой, схема пол уто­ра плана позволяла несколько снизить сопротивление бипланной коробки и увеличить скорость полета.
Планер самолета Р-5 имел деревянную в основном ферменную кон­струкцию. Из металла выполнялись элементы конструкции силовой ус­тановки, шасси, системы управления самолетом. Верхние и нижние крылья самолета Р-5 состояли из двух лонжеронов, нервюр, расчалок между ними и полотняной обшивки. Они имели относительную толщину 10%, и каждое из них представляло собой плоскую ферму, не работающую на вертикальный изгиб и кручение. Эти нагрузки воспринимались после соединения всех крыльев в единую жесткую систему полуторапланной коробки при помощи наклонных И-образных стоек с каждой стороны фюзеляжа, стальных несущих и поддерживающих лент-расчалок. Имелись также специальные ленты-расчалки для предотвращения прогиба перед­него лонжерона в месте установки бомбодержателей при подвеске бомб под правым и левым крылом.
фюзеляж самолета компоновался по одинаковой с Р-1 и Р-3 «про­дольной» схеме, но в отличие от них имел аэродинамически более вы­годную заостренную носовую часть, что обеспечивалось новой схемой установки водорадиатора системы охлаждения двигателя с регулируемой в полете площадью продува. Фюзеляж ферменной конструкции обши­вался работающей фанерной обшивкой, частично заменявшей, как и на Р-3, внутренние расчалки и подкосы и обеспечивавшей получение жест­кой и прочной, надежно работающей в различных условиях эксплуата­ции конструкции.
Основным средством продольной балансировки Р 5 при выполнении предельных режимов полета на максимальной к минимальной скорости, а также при резко изменяющейся в полете центровке, был управляемый в полете из кабины летчика стабилизатор, позволявший снизить (и лаже полностью снять) давление на ручку и облегчить управление самолетом.

которое выполнялось двойным и обеспечивалось как из кабины летчика, так и из кабины летнаба. При движении самолета по земле управление им значительно облегчалось применением тормозных управляемых от педа­лей летчика колес и связанного с рулем направления хвостового кос­тыля [8].
На самолетах Р-5 устанавливался двигатель М-176 жидкостного ох­лаждения, являвшийся лицензионным воспроизведением германского дви­гателя BMW-VI. Он имел максимальную мощность 680 л. с. и номиналь­ную мощность 500 л. с, которая сохранялась до высоты 2450 м. Силовая установка Р-5 имела некоторые особенности. Прежде всего, на самолете применялся подвижный водорадиатор, выдвижение которого в воздушный поток зависело от скорости полета — на большой скорости выдвижение радиатора, а следовательно, и его сопротивление, были минимальными. Кроме того, самолет имел <самозапуск> — бортовой баллон со сжатым воздухом для запуска мотора. Наличие такого сравнительно простого устройства устранило необходимость участия наземного персонала в про­цессе запуска мотора для «прокрутки» воздушного винта, значительно упростило эксплуатацию Р-5 на необорудованных аэродромах, повысило его автономность, что в то время имело огромное значение.
Вооружение первых самолетов Р-5 практически не отличалось от воорут жения разведчиков Р-1 и Р-3. Оно состояло из неподвижного синхрон­ного пулемета ПВ:1, установленного перед кабиной летчика, и спаренных подвижных пулеметов Льюис или ДА, смонтированных на турели в кабине летнаба. В варианте разведчика самолет мог поднимать бомбовый груз массой 256—300 кг, а в варианте бомбардировщика — до 500 кг. Бомбы подвешивались на держателях под крылом и фюзеляжем самолета. Как и на предшественниках, на самолете Р-5 устанавливалось требуемое фото- и радиосвязное оборудование.

Тип самолета Р-5* Р-7** ЛР Р-5ССС Р-Зет
Год выпуска 1928 1930 1933 1934 1935
Двигатель М-176 BMW VI М-34 М-17ф М-34РН
Мощность, л. с:
максимальная 680 680 750 715 820
номинальная 500 500 650 500 750
Площадь крыла, м2 50,2 49,04 36,52 50,2 42,52
Максимальная скорость,
км/ч:
у земли 210 235 271 213—249 276
на высоте 3000 м 229 212,5 261 235 316
Время набора высоты
3000 м, мин 10,5 10,9 7,3 10,8 6,6
Практический потолок, м 6400 5500 7250 6640 8700
Полетная масса, кг 2730—3350 2575 2426 3289 3150
Масса пустого, кг 2108 1725 1734 2007 2180
Бомбовый груз, кг 300—500 300 200 300—500 300—500
Дальность полета, км 1000 950 805 1000 1000
Таблица 2
Основные данные самолетов-разведчиков 30-х годов
Летные данные даны для полетной массы 2730 кг. Самолет испытывался без вооружения.
В соответствии с целевым назначением самолета Р-5 устанавливалась и его эксплуатационная полетная масса. С нагрузкой, характерной для использования самолета в качестве разведчика, его полетная масса была равна 2901 кг, в варианте бомбардировщика с нормальным бомбовым грузом 300 кг — 3151 кг, а с перегрузочным бомбовым грузом 500 кг — 3351 кг. Диапазон эксплуатационных центровок устанавливался равным 31,5—35,8% САХ, но при выгорании горючего предельно-задняя центровка могла достигать в некоторых случаях 40% САХ.
Опытный разведчик Р 7 (АНТ-10)

В начале 1929 г. летчик М. М. Громов закончил заводские испы­тания опытного самолета Р-5; государственные испытания продолжал лет­чик В. О. Писаренко. Испытания были завершены в том же году беспо­садочным перелетом из Москвы в Севастополь. По оценке летчиков са­молет Р-5 обладал хорошими характеристиками устойчивости и управляе­мости на всех режимах полета, был прост в пилотировании. Особенно отмечалась хорошая поперечная устойчивость самолета на больших углах атаки. Подчеркивалось, что самолет неохотно входит в штопор и выходит из него с небольшим запаздыванием. Преднамеренное выполнение штопора при центровке более 33,5% САХ инструкции по летной эксплуатации самолета запрещали (8}. Высокая оценка летно-технических характерис­тик самолета Р-5 (табл. 2) определила принятие решения о запуске само­лета в серийное производство взамен самолетов Р-1 н Р-3.
Самолет Р-5 несколько опередил другой самолет-разведчик, созда­вавшийся одновременно с ним. Это был цельнометаллический одномо­торный двухместный разведчик и легкий бомбардировщик Р-7 (АНТ-10), с проектом которого А. Н. Туполев ознакомил коллегию ЦАГИ в июле 1928 г. (см. рис. 4).
Самолет Р-7 выполнялся ио схеме полутораплана и разрабатывался с учетом опыта создания и доводки разведчика Р-3. Более высокое по срав­нению с Р-3 расположение верхнего крыла над фюзеляжем обеспечивало лучший обзор из кабины летчика, а размещение наступательного стрел­кового вооружения из двух синхронных пулеметов ПВ-1 и нормального бомбового груза внутри фюзеляжа, а не снаружи, как на Р-1 и Р-3, значительно улучшило его аэродинамику и повысило летно-технические данные самолета (см. табл. 2) при одинаковой, например, с самолетом Р-5 мощности двигателя.
По конструктивному и производственному исполнению Р-7 был заду­ман предельно простым. Это достигалось прежде всего тем, что все эле­менты его конструкции образовывались прямыми линиями, а сами агре­гаты планера выполнялись разборными. Такая конструкция должна была обеспечить в случае необходимости быструю и легкую замену повреж­денной части самолета.
Испытания опытного самолета Р-7 с мотором BMW-VI были начаты в январе 1930 г. Заводские и государственные испытания проводили летчики М. М. Громов, А. Б. Юмашев, В. О. Писаренко. Полеты пока­зали, что Р-7 сложен в управлении, и государственные испытания он не прошел. Законченные к осени 1930 г. доработки позволили значи­тельно улучшить управление самолетом, но время было потеряно: серий­ные заводы уже начали выпуск самолетов Р-5. Однако серийное про­
изводство самолетов Р-5 не сразу набрало требуемые темпы. Сказались трудности с освоением производства двигателей М-176, магнето для них, и в связи с этим часть самолетов Р-5 первых выпусков приходилось оснащать импортными двигателями BMW-VI.
Для демонстрации возможностей новых советских самолетов, проверки надежности конструкции серийных машин в различных географических зонах и резко меняющихся атмосферных условиях было принято решение провести большой перелет звена из трех самолетов Р-5 по весьма слож­ному и трудному маршруту Москва — Севастополь — Анкара — Тбилиси — Тегеран — Термез — Кабул — Ташкент — Оренбург — Москва. Команди­ром звена был назначен летчик Ф. А. Ингаунис, штурманом И. Т. Спирин. Перелет продолжался 4 —18 сентября 1930 г., За 61 ч 30 мин летного времени самолета Р-5 пролетели 10 500 км, показав весьма высокую для своего времени среднюю скорость 171 км/ч. В конце 1930 г. звено са­молетов Р-5 вновь прибыло в Тегеран, но уже на конкурс самолетов-раз­ведчиков, в котором участвовали также однотипные французские, гол­ландские и английские самолеты. Среди них Р-5 оказались единственными серийными самолетами, которые летали с полным боевым снаряжением и выполняли все конкурсные условия с большим опережением [3].
Простая, легко обслуживаемая и ремонтируемая конструкция само­лета Р-5, его большая грузоподъемность и хорошие летные данные опре­делили широкое использование Р-5 как в частях ВВС, так и в советском гражданском воздушном флоте. Появилось целое «семейство» модифици­рованных самолетов Р-5 самого различного назначения. В 1931 г. выпус­кается поплавковый морской разведчик МР-5; в 1932 г. создается одно­местный самолет-торпедоносец Р-5; с 1933 г. серийно строятся двухмест­ные штурмовики Р-5Ш с мощным наступательным вооружением. С 1931 г. в гражданском воздушном флоте используется почтово-пассажирский ва­риант самолета П-5, рассчитанный на перевозку 400 кг коммерческой на­грузки: двух пассажиров в задней кабине, их багажа, почты и грузов в ба­гажном отсеке, оборудованном под полом задней кабины и за ней. Широко используются Р-5 в летных школах и аэроклубах в качестве учебных самолетов, буксировщиков планеров, для перевозки грузов 8 подкрылье-вых контейнерах и кассетах, для различных экспериментальных исследо­ваний в полете.
Суровой проверкой возможностей самолета Р-5 стала челюскинская эпопея 1934 г. Несмотря на экстремальные условия эксплуатации три самолета Р-5 обеспечили эвакуацию с дрейфующей льдины 83 челюскин­цев из 104, взлетая с небольшой площадки, расчищенной во льдах, и вывозя иногда за один полет 5—6 человек. Пассажиры в этом случае размещались не только и задней кабине самолета, но и в грузовых кас­сетах под крылом. После челюскинской эпопеи самолеты Р-5 начали широко применять на Крайнем Севере и в Арктике. Для высокоширот­ной экспедиции М. В. Водопьянова, предшествовавшей высадке на полюс группы И. П. Папанина, в 1935 г. создается специальный четырехмест­ный арктический разведчик АРК-5 (ПЛ-5) с закрытыми кабинами для летчика и пассажиров, снабженный радиосвязным и радионавигационным оборудованием, специальными грузоотсеками в утолщенных корневых час­тях нижнего крыла, увеличенной площадью вертикального оперения.
В эти годы в развитии мировой авиации определяется четкая тен­денция резкого улучшения летно-технических данных боевых самолетов путем установки более мощных двигателей, увеличения нагрузки на кры­ло, перехода к схеме свободнонесущего моноплана с убирающимся шасси. Летно-технические данные самолета Р-5 начинают отставать от требований времени. И хотя с начала 30-х годов удельный вес самолетов-развед­чиков в составе советских ВВС начинает неуклонно снижаться из-за уве­личения числа других боевых самолетов, развитию и совершенствованию серийных, а также созданию опытных разведчиков продолжают уделять большое внимание [9].
Отсутствие в первой половине 30-х годов более современного само­лета-разведчика для серийного производства определило проведение в 1934—1935 гг. работ по модернизации самолета Р-5. Основным направ­лением совершенствования его становится увеличение мощности двигателя и улучшение аэродинамики планера с целью повышения скорости и ско­роподъемности, а также повышение мощи оружия. С 1934 г. на самолет Р-5 стали устанавливать форсированный двигатель М-17ф с максималь­ной мощностью у земли 715 л. с. и с такой же как у мотора М-176 мощностью на высоте. Одновременно улучшили аэродинамику планера самолета с форсированным двигателем: колеса закрыли обтекателями, поставили зализы на креплениях стоек и подкосов, улучшилась внешняя отделка самолета. Было усилено и вооружение: устаревшие пулеметы ПВ-1 и ДА заменили скорострельными пулеметами ШКАС. Самолет по­лучил обозначение Р-5ССС (скоростной, скороподъемный, скорострель­ный). Действительно, установка форсированного двигателя улучшила лет­ные данные этого самолета у земли его максимальная скорость
до 246 км/ч (см. табл. 2), но решающего преимущества в летных дан­ных по сравнению с обычным серийным Р-5 на этом модифицированном самолете, естественно, достичь не удалось.
Не привела к качественному улучшению летных данных и радикаль­ная модернизация самолета Р-5, проведенная по инициативе специалис­тов серийного конструкторского отдела завода № 1 имени Авиахима д. С. Маркова и А. А. Скарбова (см. рис. 4). На новой машине умень­шили площадь крыльев, установили более мощный и высотный двигатель М-34РН, открытую кабину летчика закрыли прозрачным фонарем, став­шим своего рода экраном, прикрывшим от набегающего потока заднюю кабину летнаба с подвижной стрелковой установкой. Модернизированный самолет получил обозначение Р-Зет (P-Z).. Его максимальная скорость возросла до 316 км/ч (см. табл. 2), улучшилась скороподъемность. По срав­нению с обычным Р-5 резко увеличился потолок самолета: на одном из Р-Зет со снятым вооружением и улучшенной внешней отделкой 8 мая 1937 г. В. В. Шевченко достиг рекордной для того времени высоты 11 ООО м. По* оценке летчиков самолет Р-Зет был. строг в пилотировании и тре­бовал повышенного внимания летчика, особенно на посадке [10]. Строив­шийся серийно до 1937 г. самолет Р-Зет стал последним советским раз­ведчиком-бипланом, находившимся в серийной постройке. Всего за время серийного производства было выпущено 4995 самолетов Р-5 и 1031 са­молет Р-Зет, в том числе около 100 в почтово-пассажирском варианте (П-Зет).
Самолеты Р-5 и Р-Зет составили целую эпоху в развитии советс­кой авиации. Они активно участвовали во многих исторических собы­тиях, происходивших в 30-х и начале 40-х годов. Легкие ночные бом­бардировщики и связные самолеты Р-5 и Р-Зет находились на вооруже­нии Красной Армии в течение всей Великой Отечественной войны. Граж­данские варианты самолета Р-5 эксплуатировались и в первые после­военные годы.
Одновременно с совершенствованием самолета Р-5 велись опытно-конструкторские работы по созданию разведчика с летно-техническими данными, удовлетворяющими возросшим требованиям. Уже в 1933 г. кон­структорский коллектив, руководимый С. А. Кочеригиным, в составе Цент­рального конструкторского бюро завода имени В. Р. Менжинского, вы­пустил на летные испытания легкий разведчик ЛР с самым мощным ?з имевшихся тогда отечественных двигателей М-34 (см. рис. 4). Выпол­ненный по классической схеме одномоторного двухместного полутораплана смешанной конструкции и с таким же как у Р-5 стрелковым вооруже­нием самолет ЛР благодаря мощному мотору, меньшим геометрическим размерам и меньшей полетной массе имел лучшие летно-технические дан­ные не только по сравнению с самолетом Р-5 (см. табл. 2), но и по срав­нению с некоторыми современными ему истребителями, например, с И-5. Эти данные еще более улучшились после установки на втором опытном самолете ЛР высотного двигателя М-34Н с нагнетателем, с которым мак­симальная скорость полета его увеличилась до 314 км/ч на высоте 5000 м.


Разведчик ХЛИ-ВВ
Государственные испытания самолет ЛР прошел с высокой оценкой, но серийно не строился. Его деревянно-металлическая конструкция со сварным фюзеляжем из хромомолиоденовых труб значительно отличалась от дере­вянной конструкции Р-5, и для серийного производства ЛР требовалось значительное переоснащенйе ряда цехов серийного завода. Но, самое главное, летом того же 1933 г. одновременно с самолетом ЛР в НИИ ВВС прошел государственные испытания опытный пассажирский самолет-мо­ноплан с убирающимся шасси ХАИ-1, созданный осенью 1932 г. в Харь­ковском авиационном институте под руководством И. Г. Немана. Срав­нительные летные испытания самолетов ЛР с двигателем М-34 и ХАИ-1 показали, что даже с двигателем М-22 мощностью всего 480 л. с. самолет ХАИ-1 при большей, чем у ЛР полезной нагрузке, имеет практически одинаковые с ним (за исключением скороподъемности) летно-технические данные (табл. 3).
После испытаний ХАИ-1 основное внимание военных специалистов сосредоточилось на постройке в кратчайшие сроки военного варианта самолета ХАИ-1 для использования его в качестве вооруженного двух­местного фоторазведчика и легкого бомбардировщика, а также скорост­ного разведчика-моноплана CP с убирающимся шасси, создание которого было поручено коллективу ОКБ С. А. Кочергнна.
При переделке ХАИ-1 в военный вариант предполагалось на месте пассажирской кабины оборудовать бомбоотсек для размещения 200 кг


Таблица 3
Сравнение основных данных самолетов ЛР и ХАИ-1
Тип самолета ЛР ХАИ 1 ХАИ НН
Год выпуска 1933 1934 1932 1935
Лннгатель М-34 М-34Н М 22 М 22
Мощность, л. е.:
максимальная 750 820 — —
номинальная 650 750 486 480
Плониль крыла. м: 36.52 3- .5
Максимальная скорость, км/ч:
у земли 271 282 292 324
на высоте 5000 м 247 314 249 —
Время набора высоты 3000 м, мин 7.3 6.0 10,6 12.5
llp.ii; г и'к* кии потолок, м 7250 9100 7200 7000
Полетная масса, кг 2426 2626 2600 2600
Полезная нагрузка, кг 688 814 875 876
Дальность полета, км 805 800 820 по
бомб и кабину летнаба с подвижным пулеметом ШКАС, установить фо­тоаппарат АФА 13 и приемо-передающую радиостанцию. Самолет воору­жался также стреляющим вперед несинхронным пулеметом ШКАС, рас­положенным в отъемной части правого крыла, и в перегрузочном ва­рианте должен был поднимать бомбовый груз массой 400 кг. В осталь­ном ни по аэродинамической компоновке, ни по конструкции планера военный вариант не отличался от пассажирского. Такой самолет ХАИ-ВВ был построен в 1933—1934 гг. Небольшая серия самолетов была вы­пущена на заводе имени С. Орджоникидзе, один из них в варианте учебно-тренировочного бомбардировщика прошел государственные испытания летом 1935 г. Самолет ХАИ-ВВ стал первым советским разведчиком и легким бомбардировщиком-монопланом с убирающимся шасси.
Выполненные по схеме однодвигательного свободнонесущего низко-
плана деревянной конструкции самолета ХАИ-1 и ХАИ-ВВ имели кон-
структивные особенности, ознаменовавшие переход авиационной техники
на качественно новый уровень. К таким конструктивным решениям от-
носилась, прежде всего, аэродинамическая компоновка с низким располо-
жением крыла, убирающимся в полете шасси, с кольцом Тауненда на дви-
гателе воздушного охлаждения, закрытыми кабинами летчика и летнаба,
удобообтекаемой без каких-либо отверстий, расчалок и подкосов формой
фюзеляжа монококовой конструкции с работающей на изгиб и кручение
фанерной обшивкой из березового шпона, подкрепленной шпангоутами
и стрингерами. Необычной была и форма крыльев в плане этих само-
летов: к прямоугольному центроплану крепились стреловидные 19°)
по передней кромке отъемные части крыла, задняя кромка которых была
перпендикулярна оси симметрии самолета. Благодаря отогнутым назад
консолям крыла при сохранении принципа -«продольной»- компоновки фю-
зеляжа самолета-разведчика с последовательным размещением двигателя,
кабины летчика, топливных баков, бомбоотсека и кабины летнаба уда-
лось получить нормальную полетную центровку самолета около 30% САХ.
Таким образом, при проектировании самолетов ХАИ-1 и ХАИ-ВВ был
впервые использован простой и эффективный получивший затем шцрокое
распространение на отечественных самолетах 30-х и 40-х годов прием
достижения требуемой эксплуатационной центровки за счет стреловид-
ности отъемных консолей крыла.
Другой конструктивной особенностью самолетов ХАИ-1 и ХАИ-ВВ являлось убирающееся шасси, которое поднималось и выпускалось с ис­пользованием мускульной силы летчика путем выбирания или ослабления троса, наматываемого летчиком на конические барабаны или освобождае­мого с помощью вращения соответствующей ручки — 48 оборотов ручки при подъеме и 45 оборотов при опускании шасси. Естественно, такой механизм подъема и выпуска шасси являлся малонадежным, требовал значительных физических усилий летчика, а сам процесс подъема и вы­пуска шасси был продолжителен по времени, отвлекал внимание летчика. Но это было сделано впервые. Полученный опыт стал основой для соз­дания сначала пневматических, а затем гидравлических и электрических Механизмов подъема и выпуска шасси.
В целом летчики положительно оценили самолеты ХАИ-1 и ХАИ-ВВ. Они отмечали, что благодаря удачному подбору компенсации рулей, уп­равление самолетами легкое и неутомительное, они обладают хорошей маневренностью, а их техника пилотирования проста. Однако летно-тех­нические данные самолета ХАИ-ВВ все же оставляли желать лучшего. Стать Массовым многоцелевым боевым самолетом, способным заменить самолет Р-5, он не мог. Было принято решение продолжить опытно-конструкторские работы по созданию многоцелевого боевого самолета с использованием положительного опыта создания и эксплуатации само-тк» ХАИ-1 и ХАИ-ВВ.
В 1935 г. начались заводские испытания однодвигательного двух­местного скоростного разведчика CP (ЦКБ-27) с убирающимся шасси, (Созданного конструкторским коллективом под руководством С. А. Кочери-гнна. По сравнению с ХАИ-ВВ этот самолет представлял собой зна-
С. А. Кочсрнгин (1893-1958)

чительный шаг вперед с точки зрения внешней аэродинамики, конструк­ции планера, летно-тактических данных (рис. 5). Выполненный по схеме свободнонесущего среднеплана самолет CP оснащался мощным, легким, экономичным и более надежным в боевых условиях двигателем воздуш­ного охлаждения Гном — Рон <Мистраль — Мажор> К-14 с номинальной мощностью на расчетной высоте 780—800 л. с, серийное производство которого под обозначением М-85 развертывалось на одном из моторных заводов. Цилиндры двигателя закрывались капотом НАКА, аэродинами­чески более эффективным, чем кольцо Тауненда. Самолет имел ставшую классической для разведчиков «продольную* компоновку фюзеляжа с бом-боотсеком под лонжеронами крыла, обеспечивавшим внутреннюю под­веску 400 кг бомб. Однако среднее положение крыла и наличие бом-боотсека под крылом определили смещение почти к самому хвосту фюзе­ляжа кабины летнаба, оснащенной специальным оборудованием и подвиж­ным пулеметом ШКАС на шкворневой установке, в полете находившимся в кабине и только в случае воздушного нападения выставлявшимся в по­ток. Самолет имел смешанную конструкцию: деревянный моиококовый фюзеляж и металлическое крыло, оборудованное посадочными щитками типа Цап. Для продольной балансировки самолета CP впервые исполь-




39QQ
3







2
Рк. 5. Советские разведчики-монопланы 30-х годов:
I — скоростной разведчик CP (ЦКБ-27), выпущенный в 1935 г.; 2 — самолет Р-10 (ХАИ-5), MJ цинний в 1936 г.; 3 — опытный самолет «ИВАНОВ» с двигателем М-62 Н. Н. Поли шитова; 4 — опытный ближний бомбардировщик, разведчик и штурмовик ББ-МАИ П. Д. Гру-иш (1940 г.)
Скоростной разведчик CP
зовались не управляемый стабилизатор, а триммеры на рулях высоты. Шасси убиралось от бортовой пневматической системы, и чтобы убрать или выпустить шасси летчик должен был выполнить пять — семь опе­рации, но после разработки многоходового крана число операций но убор ке — выпуску шасси удалось сократить до одной.

Тип самолета CV* Р-9 Р" 10
Год выпуска 1935 1936 1936 1939*
Двигатель Гном Рон М 85 М 25 М 25В
Мощность, л. с: К 14
взлетная 670 760 635 775
номинальная на высоте (м) 780 800 700 750
— 3850 2000 2900
Площадь крыла, м 24,15 24.15 26.» 26,8
Максимальная скорость, км/ч:
у земли 380 366 350 342
на расчетной нысоте. (м) 447 38» 379
— — 2500 2900
Нремя набора высоты 5000 м, мин 7.9 8.7 12.4 14.7
Практический потолок, м 9000 8350 * 7700 8000
Полетная масса, кг 2649 2730 2515 2906
Полезная нагрулка, кг 787 790 692 750
Вооруженно:
бомбовый груз. КГ

400 400 300 300
пулеметы 3 X ШКАС 3 X ШКАС 2 X ШКАС 3 X ШКАС
Таблица 4
Основные данные самолетов-разведчиков 1935—1936 гг.
По результатам контрольны* государственных испытания серийного самолета Р 10 в июле 1939 i был сделай вывод о том. что он не удовлетворяет требованиям 1939 г. и может быт* мсполь.Ю1им только для учебно ботвой ПОДГОТОВКИ
Летные испытания подтвердили выдающиеся летные данные самолета CP: его максимальная скорость с убранным шасси достигала 460 км/ч (табл. 4), то есть была такой же, как у лучших в то время одно­местных истребителей И-16 типа 5. Однако конструкция убирающегося шасси оказалась недоведенной: наличие длинной стойки с колесом и двумя подкосами, укладывающимися в крыло и фюзеляж, усложнили кинематику шасси, недостаточная герметичность системы подъема — выпус­ка приводила к заклиниванию или к неполной уборке шасси, при которой искажалась нижняя поверхность крыла и фюзеляжа. Доработки шасси,
Разведчик Р-9
выполненные в процессе испытаний, не привели к ожидаемым резуль­татам, и было принято решение выпустить самолет в варианте с неуби-ющимся шасси с колесами и стойками, закрытыми обтекателями [11]. о испытания начались в 1936 г. Получивший обозначение Р-9 моди-фнцированный самолет с мотором М-85 имел вместо шкворневой экра­нированную турельную установку с подвижным пулеметом ШКАС в кабине летнаба. Вооружение состояло из двух крыльевых несинхронных пуле­метов ШКАС и до 400 кг бомб на внутренней подвеске в фюзеляже. Испытания показали, что максимальная скорость самолета с неубираю щимся шасси уменьшилась до 447 км/ч (см. табл. 4). Устранить выяв­ленную еще при полетах самолета CP неустойчивость' Р-9 относительно всех трех осей и сложность управления самолетом на взлете, в полете и при посадке не удалось. Начатое было серийное производство само­лета Р-9 по этой причине было прекращено.
В конце августа 1936 г. на государственные испытания поступил опытный многоцелевой самолет ХАИ-5, разработанный под руководством И. Г. Немана и предназначенный для использования в качестве развед­чика, штурмовика и легкого бомбардировщика. По своей аэродинами­ческой схеме и конструктивному исполнению самолет ХАИ-5 имел много общего с.ХАИ-ВВ и отличался от него в основном меньшими геомет­рическими размерами, более мощным двигателем воздушного охлаждения м-25 и различными местными аэродинамическими и конструктивными улучшениями (см. рис. 5).
Самолет ХАИ-5 являлся двухместным монопланом с низкорасполо­женным крылом, закрытой кабиной летчика, экранированной турелью стрелка и убирающимся в центроплан с помощью пневматического при­вода одностоечным шасси с тормозными колесами. Самолет имел «про­дольную» схему компоновки фюзеляжа с большим разносом масс по длине. Для предотвращения резкого сдвига центра тяжести самолета назад из-за размещения кабины летнаба в хвостовой части фюзеляжа на само­лете ХАИ Г), как и на ХАИ-ВВ, использовалось крыло с большой стре­ловидностью отъемных частей. Продольная балансировка самолета обес­печивалась триммерами руля высоты. Конструкция самолета — в основном деревянная, за исключением хвостового оперения, имевшего металличес­кую конструкцию, обтянутую полотном. Крыло самолета оснащалось по­садочными щитками Шренка с пневматическим управлением, применение которых позволило на 15 км/ч уменьшить посадочную скорость самолета и совместно с тормозами колес почти на 100 м сократить длину после-посадочного пробега. Наступательное стрелковое вооружение самолета состояло из двух несинхронных крыльевых пулеметов ШКАС с боеза­пасом по 450 патронов. На штурмовом варианте предусматривалась ус­
тановка четырех таких пулеметов. В кабине летнаба размещался под­вижный оборонительный пулемет ШКАС с боезапасом 600 патронов. Он ус­танавливался в экранированной турели МВ-3 конструкции Г. М. Можа-ровского и И. В. Веневидова, вредное сопротивление которой уменьша­лось передним и задним фюзеляжными обтекателями. На самолете обес­печивались внутренняя подвеска в фюзеляжном бомбоотсеке 300 кг бомб (шести фугасных авиабомб массой по 50 кг), их поодиночный и зал­повый прицельный сброс из кабин летнаба и летчика. Самолет имел аэрофотоаппаратуру и радиооборудование для двухсторонней радиосвязи.
По оценке летчиков ХАИ-5 обладал удовлетворительной усточивос-тью по всем трем осям. Его техника пилотирования ничем не отличалась от техники пилотирования других самолетов разведывательного типа и все элементы полета, в том числе петли, перевороты через крыло и што­пор, выполнялись довольно легко, без напряжения. Самолет хорошо слу­шался рулей, и при использовании триммера на руле высоты нагрузка на ручку управления была незначительной. Выполнение посадки требо­вало плавного вывода самолета из планирования и повышенного вни­мания летчика на выравнивании. Испытатели отмечали, что по сравнению с разведчиками Р-5 и Р-Зет, состоявшими на вооружении, самолет ХАИ-5 имел значительные преимущества в горизонтальной скорости, не уступал им в скороподъемности, обладал лучшим обзором для членов экипажа и большими углами обстрела. Несмотря на то, что ХАИ-5 почти на 60 км/ч уступал в максимальной скорости горизонтального полета само­лету Р-9 с неубирающимся шасси, он был рекомендован к принятию на вооружение под обозначением Р-10. Это решение и начавшееся в 1937 г. его серийное производство определялись необходимостью срочной замены устаревших разведчиков и штурмовиков Р-5 и Р-Зет более современным самолетом, хотя и не вполне соответствующим новым требованиям.
Таким образом, в середине 30-х годов не удалось создать много­целевой самолет, способный эффективно выполнять задачи воздушного разведчика, легкого бомбардировщика и штурмовика, обладающего высо­кими, соответствующими уровню требований того времени, летно-техни-ческими и тактическими данными.
Разработке такого самолета, наличию его на вооружении в то время придавалось большое значение, и к решению этой проблемы было привле­чено на конкурсной основе сразу несколько конструкторских коллекти­вов, возглавляемых А. Н. Туполевым, Н. Н. Поликарповым, И. Г. Не­маном, С. А. Кочеригиным, Д. П. Григоровичем. В 1936 г. были разра­ботаны тактико-технические требования к новому многоцелевому самолету, и вся конкурсная программа работ по созданию самолета получила ус­ловное название <ИВАНОВ», что в какой-то степени подчеркивало такие характерные черты будущего самолета как массовость, простота конст­рукции, надежность и неприхотливость в эксплуатации, высокая боевая эффективность.
Одним из первых к созданию многоцелевого или, как тогда гово­рили, самолета чкомбинированного типа», приступил коллектив конструк­торского бюро А. Н. Туполева. Проектно-конструктрские работы над этим самолетом, получившим заводское обозначение AHT-51 и C3 (< Сталинс­кое задание»), велись под руководством П. О. Сухого. Первоначально он разрабатывался как скоростной разведчик с одним мотором М-34ФРН жидкостного охлаждения и его проектные данные предусматривали дости­жение максимальной скорости 455 км/ч на высоте 4000 м. Была раз­работана компоновка самолета, проведены его аэродинамические и проч­ностные расчеты, начаты работы в опытном производстве. Однако в начале 1937 г. мотор жидкостного охлаждения решили заменить мотором М-62 воздушного охлаждения, считавшимся более надежным в боевых ус­ловиях.
Самолет AHT-51 (рис. 6) выполнялся по схеме цельнометалличес­кого низкоплана с убирающимся шасси. Компоновка его фюзеляжа уже не имела •«продольного» размещения основных грузов: с целью устранения разноса масс по длине фюзеляжа и получения более передней центровки
Рас. 6. Компоновка (СЗ-1, «ИВАНОВ»):
1 — кабина летчика; 2 — кабина штурмаяа^стрел-Ш 3 — подвижный пулемет ШКАС на турели МВ-5; 4 — люковая (кинжальная) установка пгяемета ШКАС; 5 — пята под установку мкардировочиого прицела-б — аэрофотоаппарат АФА-13; 7 —бомбы ФА Б-100 в фюзеляжном бомбоотсеке
бомбоотсек оборудовался не за кабиной летчика, как на самолетах Р-9
-в Р-10, а под полом его кабины между передним и задним лонжеро-
нами центроплана крыла. При новой компоновке летчик как бы «сидел»
к* бомбах, подвешиваемых в фюзеляжном бомбоотсеке. Благодаря этому
акнпаж самолета АНТ-51, состоявший из летчика и штурмана-стрелка,
удалось компактно разместить в относительно небольшой общей кабине,
заканчивавшейся задней стрелковой установкой с экранированной турелью
МВ-5 подвижного пулемета ШКАС. Для снижения сопротивления экрана
турели в полете сразу за ней устанавливался подвижный обтекатель-
гаргрст, в который прятался ствол пулемета. В условиях воздушного
боя обтекатель опускался вниз, ствол пулемета освобождался, и стрелок
мог полностью использовать возможности турели по перемещению ору-
жия в горизонтальной и вертикальной плоскостях. Стрелок-штурман Уп-
равлял стрельбой из нижней чкинжальной» люковой установки с ограни-
ченно подвижным пулеметом ШКАС, предназначенной для защиты нижней
задней полусферы и стрелявшей чпод хвост». Из обоих пулеметов могла
вестись одновременная стрельба — прицельная из верхнего и неприцельная
е помощью ножной педали из нижнего. '
Наступательное вооружение АНТ-51, как и всех других опытных самолетов программы чИВАНОВ», зависело от варианта его использо­вания. Варианты разведчика, легкого бомбардировщика, штурмовика и самолета сопровождения различались между собой числом неподвижных крыльевых пулеметов, массой бомбового груза и составом бортового обо­рудования. Конструкция самолета АНТ-51 обеспечивала установку в крыле до четырех неподвижных несинхронных пулеметов ШКАС. В фюзеляж­ами бомбоотсеке могли быть подвешены четыре бомбы массой по 100 кг. В перегрузочном варианте еще до 200 кг бомб могли быть подвешены ва дополнительных наружных бомбодержателях, которые устанавливались на нижней поверхности отъемных частей крыла вблизи их стыка с цент­ропланом.
Бортовой аэрофотоаппарат АФА-13 обеспечивал дневную плановую в перспективную аэрофотосъемку. При ночных полетах он заменялся НАФА-19, с помощью которого могла выполняться уже только плановая съемка земной поверхности. Летнаб мог выполнять воздушную съемку Ручным аппаратом АФА-27. Бортовая радиоаппаратура позволяла эки­пажу иметь двухстороннюю радиосвязь с землей и экипажами других самолетов, находившимся в воздухе.
Конструкция планера АНТ-51 характеризовалась широким примене­нием прессованных профилей, штампованных и литых из алюминиевого сплава силовых узлов конструкции вместо традиционно применявшихся до этого на советских самолетах-разведчиках стальных сварных узлов. Самолет имел посадочные щитки, протектированные бензиновые баки, в кабине экипажа устанавливался автопилот, в ней была оборудована и система отопления. В состав самолетного оборудования входили также системы электроинерционного запуска двигателя, световой и звуковой сигнализации уборки и выпуска шасси, кислородные баллоны, перего­ворное устройство, электрогенератор и аккумулятор.
Первый полет опытного самолета АНТ-51 состоялся 25 августа 1937 г. под управлением летчика-испытателя М. М. Громова, который отметил, что самолет прост и удобен в пилотировании, его устойчивость и управ­ляемость хорошие, давление на ручку управления и педали нормальное.

Тип самолета «ИВАНОВ» чИВАНОВ» ХАИ-52 ББ МАИ

СЗ-2 СЗ-3



Главный конструктор П. О. Сухой Н. Н. Поли- А. А. Дуб- П. Д. Гру-
карпов ровин шин
Год выпуска 1937 1938 1938 1939 1939
Двигатель М-62 М-87А М-62 М-62 М 105
Мощность, л. с: 100.)
взлетная
950 850 830 1100
номинальная на высо- 800 950 800 800
те (м) 4200 4700 4200 4200
Площадь крыла, м2 29,0 29,0 28,07 25,6 19,8
Максимальная скорость,
км/ч:
у земли 380 375 — 374 —
на высоте 403 468 410 410 510*
4700 5250 — 4200 —
Время набора высоты
5000 м, мин 16,6 11,5 — 16,0 —
Практический потолок, м 7440 8800 — — —
Полетная масса, кг 3654 4105 3930 3273 4000
Полезная нагрузка, кг — 1668 1128 830
Бомбовый груз, кг:
нормальный 200 400 500 400 —
перегрузочный 400 1000 900 600 —
Пулеметы:
неподвижные 4 4 4 6 —
подвижные 2 2 2 1
Таблица 5
Основные данные самолетов-разведчиков 1937—1939 гг.
* Расчетные данные.
Государственные испытания проводились на дублере опытного само­лета АНТ-51, получившим обозначение СЗ-2 с мотором М-62 и с воздуш­ным винтом изменяемого в полете шага. Цельнометаллическая конструк­ция планера была полностью подобна конструкции АНТ-51. К государ­ственным испытаниям СЗ-2, получивший в НИИ ВВС обозначение <ИВА­НОВ», был представлен в вариантах разведчика и штурмовика с насту­пательным вооружением из четырех крыльевых пулеметов ШКАС и нор­мальным бомбовым грузом 200 кг. Испытания начались в феврале 1938 г.; результаты их показали, что летные данные СЗ-2 («ИВАНОВ») соответ­ствуют уровню современных ему иностранных самолетов аналогичного типа, а по огневой мощи, обзору и обороноспособности имеет преиму­щества перед находящимся на вооружении ВВС РККА самолетом Р 10. Особо подчеркивалось хорошее производственное выполнение самолета

Опытный разведчик «ИВАНОВ» П. О. Сухого
и совершенство конструкции его планера. Однако серийно самолет СЗ-2 не строился. По мнению военных испытателей максимальная скорость его, равная 403 км/ч на высоте 4700 м (табл. 5), могла быть повышена путем установки более мощного двигателя М-87 или М-88. Необходи­мость такой модификации определялась и ненадежной работой моторов М-62, выявленной в процессе испытаний самолетов СЗ-1 и СЗ-2.
Рекомендация военных испытателей была реализована на третьем опыт­ном самолете СЗ-3 с двигателем М-87А, планер которого конструктивно был таким же, как и на первых опытных образцах. Заводские испы­тания СЗ-3, начавшиеся в ноябре 1938 г., показали, что по сравнению со своими предшественниками он имеет ряд преимуществ: увеличилась скорость полета, сократился разбег, увеличилась глиссада планирования, была облегчена система управления элеронами. Государственные испыта­ния СЗ-3 проходил весной 1939 г. в вариантах ближнего бомбардиров­щика и штурмовика с наступательным вооружением нз четырех неподвиж­ных пулеметов ШКАС в крыле и с нормальным бомбовым грузом в ва­рианте бомбардировщика, равным 400 кг. В перегрузочном варианте само­лет мог нести 1000 кг бомб. Летчики отмечали, что СЗ-3 («ИВАНОВ*) является образцом продуманной культурной машины с большими ско­ростями, хорошей скороподъемностью и обзором, чуткостью к управлению (см. табл. 5). Весной 1939 г. под обозначением ББ-1 (ближний бомбарди­ровщик—первый) началось его серийное производство. Металлический фюзеляж, применявшийся на опытных образцах, был заменен деревян­ным моиококом с фанерной обшивкой из березового шпона.
Много общего с самолетом АНТ-51 в компоновке силовой установки, размещении экипажа и бомбоотсека под полом кабины летчика, в уста­новке и составе наступательного и оборонительного вооружения, разве­дывательной и радиосвязной аппаратуры, самолетного оборудования, имел самолет «ИВАНОВ», созданный под руководством Н. 11. Поликарпова (см. рис. 5). Однако конструкция его была смешанной: фюзеляж являлся деревянным монококом с обшивкой из березового шпона, а двухлон-жеронное крыло имело цельнометаллическую конструкцию. По всему раз­маху крыла до элерона размещались посадочные щитки Шрснка; эле­роны и руль высоты имели триммеры. На этом самолете как и на АНТ-51, устанавливался двигатель М-62 с воздушным винтом изменяемого в по­лете шага ВИШ-6. Первый полет самолета «ИВАНОВ» под управлением летчика Т. П. Сузи состоялся через год после первого полета АНТ-51 — 3 августа 1938 г. На нем летали также В. П. Чкалов, В. Т. Сахранов, * В. В. Шевченко, Н. С. Рыбко. Все они отмечали хорошие летные ка­чества самолета «ИВАНОВ» (см. табл. 5), простоту управления им, его устойчивость, нормальные усилия на рычагах управления от рулей, прос­тую посадку, хороший обзор из кабины летчика. Подчеркивалось, что по своим летным качествам самолет «ИВАНОВ» очень близок к АНТ-51. Испытания выявили также дефекты в силовой установке и воздушной

системе самолета. Их можно было быстро устранить, но время было упу­щено: к началу 1939 г. опытные самолеты СЗ уже успешно прошли испытания, а дефекты их конструкции были в основном устранены. Второй опытный самолет «ИВАНОВ-2» Н. Н. Поликарпова с двигателем М-бЗР поступил на летные испытания только в конце мая 1939 г., когда уже серийно строились самолеты ББ-1.
Затянулись работы по самолету -«ИВАНОВ», который строился под ру­ководством И. Г. Немана и являлся дальнейшим • развитием схемы и конструкции разведчика Р-10. В мае 1939 г. были начаты заводские испытания многоцелевого самолета ХАИ-52, который представлял собой модификацию серийного самолета Р-10; на нем устанавливали двигатель М-62 с винтом изменяемого в цолете шага ВИШ-26, новое шасси с элект­рогидравлической системой уборки — выпуска, был изменен профиль кры­ла, увеличена вместимость внутренного бомбоотсека до 400 кг бомб, усилено (до семи пулеметов ШКАС с боезапасом в 3500 патронов) стрелковое вооружение. Эти работы были проведены в отсутствии И. Г. Немана под руководством А. А. Дубровина. Однако, ролученные летные данные (см. табл. 5) не соответствовали уровню требований 1939 г. Их не уда­лось улучшить и при установке более мощного двигателя М-63 с новым воздушным винтом ВИШ-28. На совместных заводских и государствен­ных испытаниях ХАИ-52 с мотором М-63, проведенных летчиком А. К. Дол­говым в августе 1939 г., двигатель М-63 работал неудовлетворительно, и испытания самолета были прекращены.
В связи с кончиной Д. П. Григоровича не был закончен разведчик-бомбардировщик ДГ-58, также создававшийся в соответствии с требова­ниями программы 4ИВАНОВ».
Таким образом, опытно-конструкторские работы по программе -«ИВА­НОВ» привели к созданию в 1937 —1939 гг. четырех опытных самолетов многоцелевого назначения, которые имели несколько различные компоно­вочные и конструктивные решения и примерно одинаковые летно-техни­ческие данные и вооружение. Запуск одного из них — самолета ББ-1 в серийное производство, хотя и выводил советскую многоцелевую авиа­цию на средний мировой уровень и позволял замешггь устаревшие само­леты Р-5, Р-Зет, Р-10 более современными, однако не решал проблему создания многоцелевого самолета, удовлетворяющего требованиям конца 30-х годов. Относительно длительный цикл создания такого самолета, его быстрое моральное старение, предполагавшееся увеличение скорости истребителей к началу 40-х годов до 575—600 км/ч вместе с усилением их вооружения требовали проведения опытно-конструкторских работ по дальнейшему совершенствованию однодвигательных двухместных мно­гоцелевых самолетов, достижению ими большей, чем у ББ-1, максималь­ной скорости и высоты полета.
В связи с этим в начале 1938 г. Главное управление авиационной промышленности Наркомоборонпрома выдало конструкторской группе П. Д. Грушина, работавшей в Московском авиационном институте, за­дание на создание экспериментального однодвигательного двухместного ближнего бомбардировщика и штурмовика ББ-МАИ с мотором М-105 жидкостного охлаждения: максимальная скорость горизонтального полета задавалась равной 500 — 550 км/ч.
Самолет ББ-МАИ (см. рис. 5) выполнялся по обычной для двух­местных многоцелевых самолетов схеме свободнонесущего низкоплана с од-нокилевым хвостовым оперением и убирающимся шасси. Снабженное взлет­но-посадочной механизацией относительно небольшое крыло из сообра­жений уменьшения сопротивления самолета и достижения им заданной скорости полета имело весьма высокую для тех лет удельную нагрузку на площадь, равную 202 кгс/м2, при общепринятой в то время для само­летов такого назначения удельной нагрузке 140 —150 кгс/м2. Особенностью самолета являлось также и шасси с носовым колесом. Применение этой новой схемы шасси несмотря на некоторое увеличение его массы позволяло не только повысить уровень безопасности при выполнении таких ответст­венных этапов полета, как взлет и посадка, но и более рационально скомпоновать самолет, легко получить требуемый из условия обеспече­ния хорошей продольной устойчивости и маневренности самолета эксплуа­тационный диапазон центровок. Перемещение крыла в середину фюзеляжа давало возможность полнее использовать весь располагаемый объем фюзе­ляжа, в том числе его заднюю часть, расположенную за кабиной лет­наба, в которой на ББ-МАИ размещался водорадиатор системы охлаж­дения двигателя М-105. При этом воздух, охлаждающий водорадиатор, подводился к нему с помощью 4совка», располагаемого снизу фюзеляжа. После охлаждения радиатора воздух выходил на верхнюю часть фю­зеляжа. Для увеличения высотности двигатель М-105 снабжался двумя турбокомпрессорами ТК^2, которые работали от выхлопных газов дви­гателя и устанавливались за его выхлопными патрубками по обоим бор­там фюзеляжа. Конструкция планера ББ-МАИ разрабатывалась с учетом опыта создания самолета чШ — тандем» и выполнялась цельнодеревян-ной из бакелитовой фанеры на клее ВИАМ Б-3.
На самолете предполагалось установить наступательное и оборони­тельное стрелковое вооружение из трех пулеметов ШКАС: два непод­вижных синхронных пулемета над двигателем М-105 и один подвижный пулемет для защиты задней полусферы в кабине летнаба. Бомбовый груз должен был размещаться в фюзеляжном бомбоотсеке под кабиной лет­чика между передним и задним лонжеронами крыла, причем необходи­мое пространство для подвески четырех бомб ФАБ-100 обеспечивалось изломом к хвостовой части фюзеляжа заднего Лонжерона и соответст­венно задней кромки крыла.
ББ-МАИ был закончен постройкой в конце 1939 г., однако отра­ботка силовой установки с турбокомпрессорами, шасси и бортовых сис­тем заняла еще некоторое время, и только летом 1940 г. начались его летные испытания. Самолет без замечаний выполнил рулежки и подлеты, предшествующие первому вылету, но первый полет ББ-МАИ под управ­лением летчика-испытателя А. Н. Гринчика оказался неудачным. Выпу­щенное в первом полете шасси, применение «истребительного» воздуш­ного винта относительно небольшого диаметра (3,0 м вместо воздушных винтов диаметром 3,25—3,5 м на самолетах ББ-1 и ББ-2), установка турбокомпрессоров, несколько снизивших взлетную мощность двигателя, в сочетании с большой удельной нагрузкой на крыло привели к ухуд­шению аэродинамики самолета на взлете, к увеличению его взлетной дистанции, снижению скороподъемности. Требуемые доработки не были выполнены, и испытания этого многообещающего самолета прекратили. На это решение, вероятно, повлияло и енижение интереса военных спе­циалистов к многоцелевым самолетам, концентрация усилий авиапромыш­ленности на создание бронированных штурмовиков нового поколения с луч­шими, чем у Ил-2, летно-тактическими данными, а также на создание пикирующих бомбардировщиков, более соответствующих требованиям уже начавшейся в Европе второй мировой войны.
Таким образом, самолет* ББ-МАИ стал последним советским однодви-гательным двухместным самолетом многоцелевого назначения. Им завер­шается развитие одного кз наиболее многочисленных видов советской военной авиации предвоенных лет.

САМОЛЕТЫ-ШТУРМОВИКИ
Идея создания самолета-штурмовика для атаки наземных целей вы­сказывалась в различных странах, в том числе и в России, еще задолго до первой мировой войны. Предпринимались и попытки создать такой самолет. Весной 1913 г. на авиасалоне в Париже демонстрировался двух­местный самолет чНьюпор» с частичным бронированием кабины летчика В топливного бака. Наземные цели должны были поражаться стрелком, вооруженным винтовкой. В августе того же года в России начинается изучение особенностей поражения наземных целей пулеметным огнем с са­молета, а в 1914 г. русский конструктор А. А. Пороховщиков выпус­кает на испытания самолет «Би-Кок», имевший бронированное днище кабины летчика, пулеметную установку и приспособление для сбрасы­вания бомб [11].
Однако технический уровень развития авиационной техники, в осо­бенности недостаточная мощность авиационных моторов того времени, еще не позволяли создать полноценный пригодный к практическому ис­пользованию самолет-штурмовик. В боевых операциях начавшейся вскоре первой мировой войны в качестве штурмовиков применялись, как правило, низко летающие истребители и разведчики, которые несли большие потери от ружейного и пулеметного огня наземных войск.
Роль авиации в борьбе с наземными силами противника неуклонно возрастала. К началу 1918 г. уже 52% британских ВВС, действовав­ших на Западном фронте, выполняли задачи по непосредственной под­держке наземных войск на поле боя. Германия к этому времени имела в составе своего воздушного флота 38 специальных отрядов штурмовой авиации [12].
Бронезащита штурмовиков стала жизненно необходимой, и в 1918 г. на фронте появляются первые бронированные штурмовики — германский Юнкере Ju-4 и английский Сопвич T.F.2 •«Саламандра». Несмотря на то, что установка брони значительно ухудшила и без того невысокие летно-технические данные этих самолетов, они строились серийно и активно участвовали в боевых действиях.
После первой мирсЪой войны в Англии и США некоторое время еще продолжалось строительство опытных бронированных штурмовиков, однако их низкие летные данные обусловили прекращение дальнейших работ по ним.
Известна записка В. И. Ленина в Реввоенсовет Республики, в кото­рой он предлагал срочно на должной научной основе разработать спо­собы штурмовых действий авиации с малых высот. •«Конница при низком по­лете аэроплана бессильна против него»,— отмечал В. И. Ленин [13]. В со­ответствии с указаниями В. И. Ленина в Красной Армии были созданы особые авиационные группы, перед которыми стояла задача, действуя массированно большим числом самолетов, поражать крупные массы войск противника, особенно конницы, бомбами и пулеметным огнем с малых высот [14].
После окончания гражданской войны специальным приказом Нарком-военмора М. В. Фрунзе организуется специальная эскадрилья -«боеви­ков» — прообраз будущих штурмовых частей. Вооруженная обычными са­молетами-разведчиками Р-1 эскадрилья должна была обеспечить совер­шенствование тактических приемов штурмовых действий авиации и раз­работку новых. В конце 1927 г. эти приемы были закреплены в первом <Наставлении штурмовой авиации». Теоретические положения -«Наставле­ния» проверялись летом 1928 г. во время больших Киевских маневров Красной Армии, к началу которых советские ВВС имели уже четыре штурмовые эскадрильи. Боевая эффективность-штурмовиков была блестяще продемонстрирована в ходе маневров, когда эскадрилья под командо­ванием А. А. Туржанского на бреющем полете неожиданно -«атаковала» на марше Бессарабскую конную дивизию. чУдар» девятнадцати самолетов был настолько внезапен и ошеломляющ, что дивизия была полностью лишена боеспособности и не могла участвовать в маневрах [15].
После Киевских маневров штурмовая авиация получила полное при­знание. Ей отводилась значительная роль в разрабатывавшейся в то время М. Н. Тухачевским, А. И. Егоровым, В. К. Триандафйловым и дру­гими советскими военными специалистами теории глубокой операции, пре­дусматривавшей одновременное подавление тактической обороны против­ника различными средствами поражения, в том числе и штурмовой авиа­цией, быстрый прорыв и последующее развитие тактического успеха в опе­ративной глубине путем массированного использования мотомеханизиро­ванных войск, поддерживаемых артиллерией и авиацией. В составе со­ветских ВВС формируются новые штурмовые авиачасти и на их воору­жение принимается самолет-разведчик Р-5, созданный под руководством
Н. Н. Поликарпова. Однако специального самолета штурмовика тогда еще не было. В то же время военные считали, что для поражения живой силы и различных целей противника на поле боя необходимо иметь не просто штурмовую авиацию как особый род авиации, а штурмовую авиацию, вооруженную специальным самолетом. Работа над ним началась с создания тактико-технических требований. Они разрабатывались в первой секции Научно-технического комитета Управления ВВС, с 1926 г. возглавлявшейся С. В. Ильюшиным — выпускником Академии воздушного флота име ни Н. Е. Жуковского. Именно с этого времени вся последующая дея­тельность С. В. Ильюшина в той или иной степени была связана с исто­рией создания и совершенствования бронированного штурмового самолета.
Создававшиеся в Научно-техническом комитете Управления ВВС тре­бования к самолетам-штурмовикам отражали взгляды советских военных специалистов того времени на роль штурмовой авиации в боевых дейст виях и тактику ее применения. Они определили круг задач, которые должны были решать разные типы штурмовиков, их вооружение и летно-технические данные. Требования предусматривали постройку штурмови ков двух типов — тяжелого и легкого.
Тяжелый штурмовик ТШ-Б (тяжелый штурмовик — бронированный) предназначался для уничтожения хорошо защищенных наземных це­лей на поле боя и проектировался в ЦАГИ под руководством А. Н. Ту­полева. Легкий штурмовик ЛШ должен был действовать против марше вых колонн пехоты и конницы противника. Работы над ним велись в Цент ральном конструкторском бюро ЦКБ завода имени В. Р. Менжинского, организованном в декабре 1929 г.
Самолет ТШ-Б, имевший также заводское обозначение АНТ-17, пред ставлял собой двухмоторный четырехместный биплан с очень мощным стрелково-артиллерййским и бомбовым вооружением из одной безоткат­ной или, как тогда говорили, динамо-реактивной пушки Л. В. Курчев ского калибра 75 мм, восьми пулеметов и 1000—1500 кг'бомб (рис. 7). Броней защищались все жизненно важные части самолета — места лет­чика, штурмана-бомбардира, двух стрелков, а также двигатели и бензи новые баки. Общий вес брони на самолете достигал 1000 кг, но только 380 кг из них входило в силовую схему конструкции и, как говорят инженеры, «работало», воспринимая различные виды действующих на само лет нагрузок.
Легкий штурмовик ЛШ выполнялся по схеме одномоторного двух­местного биплана с относительно слабой бронезащитой. Наступательное вооружение самолета состояло из четырех подвижных пулеметов, уста новленных в фюзеляже наклонно стволами вниз. Такое размещение ору­жия позволяло вести пулеметный огонь по маршевым колоннам назем ньгх войск с горизонтального полета, что не только повышало боевую эффективность штурмовика, но и уменьшало время его пребывания над целью и снижало вероятность поражения самолета наземным огнем. Для защиты от нападения воздушного противника самолет имел заднюю огне­вую точку. Бомбовое вооружение отсутствовало.
Оба самолета — ТШ-Б и ЛШ — разрабатывались в 1930 г. При их создании конструкторы встретили значительные трудности. Из-за большого «мертвого» веса брони не обеспечивались заданные летно-технические характеристики самолета ТШ-Б, нуждалась в длительной доводке насту­пательная подвижная пулеметная установка с прицелом самолета ЛШ. Возникшие затруднения не могли быть преодолены при тогдашнем уровне развития авиационной техники, и работы по этим самолетам были пре­кращены [10].
, Недостроенный самолет ЛШ был переделан в тяжелый штурмовик ТШ-1 с усиленным бронированием (см. рис. 7). Его носовая часть выпол нялась в виде бронекоробки, в которой размещались двигатель, установ­ленный на обычный стержневой мотораме, водо- и маслорадиаторы, бен­зобаки, кабины летчика и стрелка. Бронекоробка собиралась из отдель ньгх плоских или цилиндрически согнутых кусков гомогенной, то есть однородной брони, имеющей по толщине одинаковые физико механичес
Рис. 7. Первые советские бронированные штурмовики: 1 — ТШ-Б (19Э0 г.); 2 — ТШ-1 (1931 г.); 3 — ТШ-3 (1933 г.)
кие свойства, что не только придавало ей угловатый вид, ухудшающий аэродинамику, но и затрудняло полное включение брони в силовую схему
самолета и увеличивало его массу.
В январе 1931 г. начались летные испытания ТШ-1 с мотором жид­костного охлаждения М-17, в которых активно участвует С. В. Илью­шин. Полеты ТШ-1, а затем и более совершенного его варианта ТШ-2, показали их относительно невысокие летно-технические данные — макси­мальная скорость самолетов у земли не превышала 215 км/ч. Большая масса брони ограничила и боевые возможности этих штурмовиков: они оснащались только мощным наступательным стрелковым вооружением из десяти подкрыльевых пулеметов калибра 7,62 мм; бомбового вооружения они не имели.
Следующий самолет-штурмовик ТШ-3 (см. рис. 7) строился по схеме подкосного моноплана с неубирающимися шасси. Его создание было пору­чено бригаде С. А. Кочеригина, входившей в состав Центрального кон­структорского бюро завода имени В. Р. Менжинского, начальником ко­торого в январе 1933 г. стал С. В. Ильюшин. Бронезащита жизненно важных частей этого самолета была практически такой же как на само­летах ТШ-1 и ТШ-2. Как и у них, малая степень использования брони в силовой схеме конструкции перетяжеляла самолет, ухудшала его летные и боевые качества. Оснащенный мотором М-34Ф — самым мощным из имев-


шихся в то время, самолет ТШ 3 тем не менее имел максимальную скорость полета, не превышавшую 247 км/ч. Его наступательное воору­жение было в основном стрелковым и состояло из десяти пулеметов ШКАС в двух крыльевых батареях по пять пулеметов в каждой. Бом­бовую нагрузку в 200 кг самолет мог нести только за счет сокращения числа пулеметов. Оставалась нерешенной и проблема надежного охлаж­дения двигателя М-34Ф, водорадиатор которого был выполнен выдвижным, втягивающимся в фюзеляж в момент атаки. Летные испытания ТШ-3, которые проводил летчик В. К. Коккинаки, завершились в 1934 г.
Таким образом, в начале 30-х годов не удалось полностью решить проблему создания специального самолета -штурмовика с вооружением, бронированием и летн^техническими данными, удовлетворяющими предъ­являемым к нему требованиям. В связи с этим в 1931 — 1934 гг. штур­мовые авиачасти ВВС продолжали оснащать модификациями самолета-разведчика Р-5: сначала Р-5Ш, а затем PvSCCC, которые имели довольно мощное для своего времени наступательное стрелковое и бомбовое воору­жение. Для поражения наземных целей на самолете Р-5Ш устанавли вались пять пулеметов ПВ-1 (один синхронный на фюзеляже и четыре в обтекателях под нижними крыльями, по два пулемета рядом в одном обтекателе на каждом полукрыле). На самолете Р-5ССС обтекатели были сняты, а четыре пулемета ШКАС, значительно более скорострельных чем ПВ-1, размещались внутри крыла. Вместе с пулеметным вооруже­нием штурмовики Р-5Ш и Р-5ССС могли нести от 200 до 500 кг бомб на внешних бомбодержателях под фюзеляжем, причем на Р-5ССС часть бомбовой нагрузки размещалась на внутренней подвеске в небольшом бомбоотсеке под кабиной летчика. Оборонительное вооружение Р .1111 сос­тояло из двух спаренных пулеметов ДА в кабине летнаба, а самолет Р-5ССС вооружался одним пулеметом ШКАС. Максимальная скорость полета этих самолетов у земли была равна 210—249 км/ч.
В 1935 г. на вооружение штурмовых частей был принят также само­лет Р-Зет — дальнейшее развитие самолета Р-5, но несколько меньших размеров, с более мощным мотором, с таким же как у Р-5 вооруже­нием и с лучшими летно-тактическими данными.
Все штурмовые варианты самолета Р-5 не имели бронезащиты жиз­ненно важных частей самолета. Отсутствие бронезащиты и сравнительно

небольшая скорость полета снижали живучесть штурмовых вариантов самолета Р-5 в условиях противодействия наземных средств противовоз­душной обороны и определили тактику их боевого применения, которая заключалась в нанесении ударов с предельно малых высот (порядка 5— 25 м) с одного захода на максимальной скорости.
Именно в это время среди военных специалистов всего мира полу­чила распространение теория о безопасности атаки наземных целей на боль­шой скорости или с малой высоты полета, или с пикирования. Пред­полагалось, что в этом случае большая угловая скорость перемещения самолета в горизонтальном полете и быстрое изменение высоты полета при пикировании способствуют уменьшению прицельности и поражаемости наземного огня. Тогда, считали сторонники этой теории, и бронезащита скоростных штурмовиков может быть выполнена значительно более легкой. Новая теория получила повсеместное признание, й работы по брониро­ванным штурмовикам были прекращены.
Для всесторонней оценки возможностей скоростного штурмовика и для расширения области боевого применения истребителей, находившихся в серийном производстве, в 1934—1935 гг. были выпущены опытные од­номестный ЦКБ-18 и двухместный ЦКБ-38 скоростные штурмовики, яв--лявшиеся модификацией соответственно истребителя моноплана И-16 с мо­тором М-22 и двухместного истребителя-биплана ДИ-6 с мотором М-25.
На самолете ЦКБ-18 спереди, сзади и снизу сиденья летчика уста­навливалась стальная броня толщиной 8 мм. ЦКБ-38 имел бронирован­ные чашки сидений экипажа и бронеспинку в кабине, стрелка. Насту­пательное вооружение обоих самолетов состояло из четырех несинхрон­ных пулеметов ПВ-1 и 100 кг бомб на четырех наружных держателях под крылом.
В 1936 г. два истребителя И-16 тип 5 также были переоборудованы в скоростные штурмовики путем установки в крыле шести пулеметов ШКАО (четырех синхронных и двух несинхронных), стволы которых могли отклоняться вниз на 10°, чем обеспечивались атака наземных целей с го­ризонтального полета, сокращение времени. пребывания штурмовика над целью и снижение вероятности его поражения наземными средст­вами ПВО.
Все эти скоростные штурмовики были всесторонне испытаны для вы­явления их тактических особенностей, определения оптимального соче­тания между бортовым оружием, броней и летно-техническими данными. Летные данные скоростных штурмовиков, имевших максимальную ско­рость у земли 350 км/ч, были признаны высокими, но их вооружение, особенно бомбовое, недостаточно мощным для эффективного поражения наземных целей. Работа завершилась выпуском небольшой серии двух­местных скоростных штурмовиков ЦКБ-38 под обозначением ДИ-6Ш. Мо­дифицированные в штурмовики самолеты И-16 серийно не строились.
На основании сравнительной оценки штурмовиков различного типа, являвшихся модификациями разведчиков и истребителей, стали считать, что наиболее полно требованиям, предъявляемым к штурмовику, будет удовлетворять многоцелевой самолет или, как тогда говорили, самолет «комбинированного типа», который может использоваться также в ка­честве разведчика, легкого бомбардировщика и даже двухместного ист­ребителя сопровождения. Создание такого самолета и являлось целью программы «ИВАНОВ», предусматривавшей представление опытных само­летов на летные испытания не только в вариантах разведчика и лег­кого бомбардировщика, но также и в варианте штурмовика. Однако но­вые самолеты могли поступить на вооружение частей ВВС только в 1938— 1939 гг. Находившиеся же в эксплуатации штурмовики Р-5Ш, Р-5ССС и Р-Зет уже с середины 30-х годов не соответствовали возросшим тре­бованиям к летно тактическим данным штурмовиков и нуждались в сроч­ной замене. Было признано необходимым одновременно с опытно-кон­структорскими работами по программе «ИВАНОВ» поручить конструктор­скому коллективу С. А. Кочеригина подготовить необходимую техническую документацию для лицензионного производства двухместного легкого бом­бардировщика и штурмовика Валти V-11 с одним двигателем воздушноп охлаждения Райт GR-1820-C2 «Циклон» номинальной мощностью 850 л. с Созданный в США в 1935 г. самолет Валти V-11 выполнялся п< схеме свободнонесущего низкоплана с убирающимся шасси и имел «про дольную» компоновку фюзеляжа: за мотором размещалась отделенная от него стальной противопожарной перегородкой кабина летчика с бро неспинкой сиденья, затем топливный бак и небольшой бомбоотсек нг 256 кг бомб, а за ним кабина стрелка-бомбардира. Наступательное стрел ковое вооружение самолета из четырех пулеметов устанавливалось в кры ле. Цельнометаллическая конструкция планера самолета Валти выполня­лась из открытых прессованных профилей, литых и штампованных си ловых узлов, гладких и штампованных листовых деталей. Хорошо при­способленная к серийному производству с использованием плазово-шаб-лонного метода и машинной клепки такая конструкция позволяла оте­чественным заводам освоить особенности новой технологии серийного про­изводства.
В 1937 г. был выпущен первый серийный самолет БШ-1 с мотором М-62ИР, построенный на основе самолета Валти (рис. 8). Хотя самолет и получил обозначение «бронированный штурмовик — первый», броня на нем, за исключением очень слабой бронезащиты экипажа, практичес­ки полностью отсутствовала. Государственные испытания БШ-1 не прошел прежде всего из-за неудовлетворительных летно-технических данных: со сравнительно небольшой нормальной бомбовой нагрузкой в 256 кг и при по­летной массе 4056 кг самолет имел максимальную скорость полета у зем­ли 318 км/ч, то есть всего лишь на 42 км/ч большую, чем штурмо­вик-биплан Р-Зет; высоту 5000 м БШ-1 набирал за 20 мин, почти вдвое медленнее, чем биплан Р-Зет. Нуждался в доводке и двигатель М-62ИР.
Отсутствие в советских ВВС современного самолета-штурмовика вы­зывало обоснованное беспокойство, и в 1937 г. было принято решение о срочном запуске в серийное производство многоцелевого самолета Р-10 и одновременно «...наряду с развертыванием производства Р 10 поста­вить перед конструкторами и промышленностью задачу работать над соз­данием нового, современного штурмовика» [9].
Осенью того же 1937 г. начались совместные заводские и государ­ственные испытания оригинального самолета-штурмовика «Ш-тандем» (МАИ-3), созданного под руководством П. Д. Грушина.
Для полного устранения недостатков «продольной» компоновки фю­зеляжа одномоторного разведчика, легкого бомбардировщика и штурмо­вика, определяющихся главным образом большим разносом масс по длине фюзеляжа, чрезмерно задней центровкой такого самолета и соответственно его продольной неустойчивостью и сложностью пилотирования, П. Д. Гру-шин предложил новую аэродинамическую схему скоростного неброниро­ванного штурмовика, особенностью которой являлось тандемное, то есть последовательное расположение двух несущих монопланных крыльев друг за другом. Эта схема была проверена П. Д. Грушиным при создании легкого самолета-авиетки «Октябренок» с мотором мощностью сначала 27, а затем 45 л. с. Выполненный по схеме моноплана-тандема с верх­ним расположением крыльев относительно фюзеляжа самолет «Октябре­нок» совершил свой первый полет 23 октября 1936 г. под управлением летчика А. И. Жукова. При испытаниях самолет показал отличные ха­рактеристики продольной устойчивости и управляемости при «невероятно заднем» для самолета обычной схемы эксплуатационном диапазоне цент­ровок. Имея нормальные центровки от 40 до 50% САХ, самолет «Ок­тябренок» был устойчив в полете и для его балансировки требовался нормальный расход рулей. Изменение полетных центровок от 40 до 60% САХ не влияло на продольную устойчивость самолета [16]. Опыт созда­ния самолета «Октябренок» и был положен в основу проекта штурмо­вика Ш-тандем.
По своей схеме штурмовик представлял собой обычный одномотор­ный моноплан с двигателем М-87 воздушного охлаждения мощностью 950 л. с. и низкорасположенным основным крылом, в которое убирались
Рис. 8. Самолеты-штурмовики 30-х годов:
1— самолет БШ-1 (Валти V-11), выпущенный в 1937 г.; 2— самолет Ш-тандем (1937 г.); 3 — самолет Ш (1939 г.)
стойки шасси. Горизонтальное оперение самолета выполнялось в виде несущего крыла с площадью, равной 45% площади переднего крыла. На нижней поверхности заднего крыла по обе стороны от фюзеляжа устанавливались кили разнесенного вертикального оперения (см. рис. 8). Общая площадь крыльев — 30,4 м2 — была равна площади крыла и го­ризонтального оперения самолетов аналогичного назначения, выполненных по классической схеме свободнонесущего моноплана с убирающимся шасси. Летчик и стрелок самолета Ш-тандем размещались в отдельных кабинах, между которыми располагался небольшой бомбоотсек. Кабина стрелка оборудовалась в самом конце фюзеляжа, в ней устанавливалась экра­нированная турель с подвижным пулеметом ШКАС. Такая компоновка оборонительного вооружения обеспечивала отличный обзор из кабины стрелка и ничем не затененную почти полусферическую зону обстрела. Наступательное вооружение самолета состояло из четырех крыльевых пулеметов ШКАС и 200 кг бомб на внутренней подвеске в фюзеляже. Оригинальной была и цельнодеревянная конструкция планера самолета.




Штурм mi нк «III тандем* с модифицированным вертикальным оперением

Фюзеляж представлял собой монокок из бакелитовой фанеры, крылья — двухлонжерош!ые кессоны с толстостенными панелями обшивки. Полет­ная масса самолета с нормальной нагрузкой оказалась сравнительно не­большой — 3088 кг. Диапазон эксплуатационных центровок составил 45— 50% САХ.
На государственных испытаниях, которые проводил летчик П. М. Сте-фановский, самолет Ш-тандем с мотором М 87 показал хорошие летные данные: его максимальная скорость у земли оказалась равной 361 км/ч, а на высоте 5600 м 444 км/ч. Несмотря на очень заднюю по срав нению с обычными самолетами эксплуатационную центровку самолет по оценке П. М. Стефановского имел хорошую продольную устойчивость и управляемость. Однако его путевая устойчивость при движении по зем­ле и в полете оказалась недостаточной, затрудняющей выполнение взлета, прицельной стрельбы и бомбометания. После увеличения площади верти­кальных килей самолет в ноябре 1938 г. прошел повторные государст­венные испытания, но его путевую устойчивость так и не удалось до­вести до требуемой.
Не выдержал государственные испытания и скоростной неброннро-iiaimuri штурмовик Ш, созданный коллективом конструкторского бюро во главе с С. А. Кочеригиным. Являвшийся дальнейшим развитием раз­ведчика Р-9, этот самолет с мотором воздушного охлаждения сначала М'88, а затем М-87 А создавался в основном варианте штурмовика по тех­ническим требованиям программы «ИВАНОВ» и испытывался в 1939 г. (см. рис. 8).
Самолет Ш являлся двухместным монопланом со средним располо­жением крыла и нсубирающимся шасси. Компоновка его фюзеляжа вы­полнилась по «продольной» схеме —мотор, кабина летчика, топливный бак, бомбоотсек, кабина стрелка-бомбардира; самолет имел заднюю по­летную центровку порядка 32% САХ. Наступательное вооружение са­молета Ш состояло из двух пулеметов ШКАС с боезапасом по 900 пат­ронов, двух пушек ШВАК с боезапасом по t50 снарядов, установлен­ных в крыле вне зоны, ометаемой воздушным винтом, и 200 кг бомб в фюзеляжном бомбоотсеке, а в перегрузочном варианте самолета — шесть бомб ФАБ-100: четыре на внутренней подвеске в фюзеляже н две на внеш­ней подвеске под крылом. Оборонительное вооружение самолета состояло из подвижного пулемета ШКАС на турели МВ-3 с боезапасом 500 пат­ронов в кабине стрелка. Конструкция самолета Ш — смешанная. Ме­таллическое двухлонжеронное крыло площадью 24,15 м2 имело лонже­роны, выполненные из хромомолибденовых телескопически набранных сборных тонкостенных труб, нервюры и стрингеры, штампованные из лис­та. Фюзеляж — деревянный монокок с обшивкой, выклеенной из бере­зового шпона. Как и на других самолетах программы «ИВАНОВ», управление самолетом выполнялось двойным, причем второе управле­ние в кабине стрелка-бомбардира было выключающимся с отбрасывае­мым к борту фюзеляжа штурвалом. Нормальная полетная масса само­лета Ш была равна 3672 кг, но из-за наличия дефектов в бомбарди­ровочном вооружении он испытывался без бомбового груза с полетной массой 3450 кг.
Государственные испытания показали, что самолет Ш имеет меньшую максимальную скорость, чем самолеты Ш-тандем П. Д. Грушина и «ИВА­НОВ» П. О. Сухого, прежде всего из-за неубирающегося шасси. Кроме того, было отмечено, что устойчивость самолета при полетном диапазоне центровок, равном 29—31, 6% САХ, неудовлетворительна относительно всех трех осей. По оценке летчика-испытателя вследствие недостаточной продольной, поперечной и путевой устойчивости самолета требовалось постоянное вмешательство летчика в управление самолетом для выдер­живания заданного режима полета. Летчики отмечали также, что управ­ление самолетом затрудняет повышенная чувствительность рулей, их ма­лый расход и повышенная сложность координации отклонения рулей.
Неудачи с созданием специального самолета-штурмовика определили кризисное состояние советской штурмовой авиации в конце 30-х годов. Снятие с вооружения устаревших самолетов Р-5Ш, Р-5ССС и Р-Зет при­вел к сокращению численного состава штурмовой авиации, которая в пред­военные годы насчитывала всего одиннадцать авиационных полков, воору­женных истребителями ДИ-6Ш, И-15 бис, И-153, приспособленными для ведения штурмовых действий [15]. В сложившейся обстановке важное значение приобрела разработка бронированного самолета-штурмовика кол­лективом конструкторского бюро, возглавляемого С. В. Ильюшиным.
С. В. Ильюшин, занятый созданием, постройкой и запуском в серию своего первого боевого самолета ДБ-3, официально не участвовал в ра­боте по программе «ИВАНОВ». Тем не менее в соответствии со своим представлением о роли и тактике штурмовой авиации в войне он ведет инициативные проектные исследования параметров и компоновки брони­рованного самолета-штурмовика. Задача, которую поставил перед собой С. В. Ильюшин, была исключительно трудной. Но она уже могла быть решена на основе таких выдающихся достижений советской науки и тех­ники 30-х годов, как создание мощного авиационного мотора жидкост­ного охлаждения (А. А. Микулин), скорострельных авиационных пушек (Б. Г. Шпитальный и С. В. Владимиров), авиационных реактивных сна­рядов (Реактивный научно-исследовательский институт — РНИИ), штам­пуемой гетерогенной с высокой твердостью наружного слоя авиационной брони (С. Т. Кишкин, Н. М. Скляров), прозрачной авиационной брони (Б. В. Ерофеев, М. М. Гудимов). С. В. Ильюшин сумел использовать эти достижения в конструкции самолета-штурмовика и решить постав­ленную задачу.
Главной особенностью самолета С. В. Ильюшина должна была стать броня. Разработанная во Всесоюзном институте авиационных материа­лов (ВИАМ) под руководством С. Т. Кишкина и Н. М. Склярова высо­копрочная броневая сталь марки АБ-1 имела хорошую ударную вязкость, но, самое главное, она позволяла изготовлять путем штамповки броне­вые детали, имеющие сложную поверхность двойной кривизны. Новая броневая сталь и новая технология изготовления деталей из нее позво­ляли создать бронированный штурмовик с не «навесной» броней, как было раньше, а с «работающей», то есть включенной в работу конст­рукции самолета в полете.
Необходимость же в бронированном штурмовике во второй половине 30-х годов становится все более ясной. Боевые действия в Испании и Китае в 1937—1938 гг. еще раз показали уязвимость низко летающих, в том числе и скоростных штурмовиков, от огня наземных войск. Учи­тывая этот опыт, командование ВВС Германии выдало фирмам Фокке-Вульф и Хеншель задание на разработку бронированных штурмовиков.
В январе 1938 г. С. В. Ильюшин обращается в Правительство с пред­ложением о создании спроектированного им двухместного (летчик и стре­лок) бронированного штурмовика — «летающего танка», который по своей боевой эффективности значительно превосходил бы самолеты, создавав-шиеся по программе «ИВАНОВ».
«Т.т. Сталину, Молотову, Ворошилову, Кагановичу, Локтионову, Смушкевич.у (ВВС)
При современной глубине обороны и организованности войск, ог­ромной мощности их огня, который будет направлен на штурмовую авиацию,— штурмовая авиация будет нести очень крупные потери.
Наши типы штурмовиков, как строящиеся в серии — ВУЛТИ, ХАИ-5 констр. Неман, так и опытные — «ИВАНОВ» констр. Сухой и «ИВА­НОВ» констр. Неман имеют большую уязвимость, так как ни одна жизненная часть этих самолетов: экипаж, мотор, маслосистема, бензо-система и бомбы — не защищена. Это может в сильной степени пони­зить наступательные способности нашей штурмовой авиации. Поэтому, сегодня назрела необходимость в создании бронированного штурмо­вика или, иначе говоря,— летающего танка, у которого все жизненно важные части забронированы.
Сознавая необходимость в таком самолете, мною в течение не­скольких месяцев велась работа над разрешением этой трудной проб лемы, результатом которой явился проект бронированного самолета штурмовика...
...Для осуществления этого выдающегося самолета, который неиз меримо повысит наступательные способности нашей штурмовой авиа ции, сделав ее могущей наносить сокрушительные удары по врагу без потерь или с очень малыми потерями с ее стороны, прошу осво бодать меня от должности Начальника Главка, поручив мне выпус­тить самолет на Государственные испытания в ноябре 1938 г.
Задача создания бронированного штурмовика исключительно труд­на и сопряжена с большим техническим риском, но я с энтузиазмом и полной уверенностью за успех берусь за это дело.
Сер. Ильюшин, 27.01.1938 г.»
Предложение СВ. Ильюшина было принято, и 5 мая 1938 г. созда­ние бронированного" штурмовика БШ-2, получившего также заводское обозначение ЦКБ-55, включили в план опытного строительства. Нача­лась разработка эскизного проекта самолета, который 3 января 1939 г. был предъявлен заказчику. Одновременно были составлены согласован­ные с главным конструктором технические требования к самолету. 26 ян­варя того же года состоялось рассмотрение макета самолета БШ-2, и 2 февраля протокол макетной комиссии был утвержден Начальником ВВС Красной Армии командармом 2 ранга А. Д. Локтионовым. Нача­лась постройка двух опытных бронированных штурмовиков ЦКБ-55, имев-ших смешанную конструкцию — деревянную хвостовую часть фюзе­ляжа с килем, цельнометаллические крыло и горизонтальное опе­рение с рулями, обшитыми полотном.
Бронированный штурмовик СВ. Ильюшина представлял собой двух­местный свободнонесущий низкоплан с полуубирающимся в обтекатели ва крыльях колесами главного шасси. Самолет должен был иметь один мотор жидкостного охлаждения АМ-35 с взлетной мощностью 1350 л. с, разработанный под руководством А. А. Микулина. Основной особен­ностью этого штурмовика являлся обтекаемый бронекорпус, заключав­ший в себе все жизненно важные части самолета: мотор, экипаж, сос­тоявший из летчика и штурмана-стрелка, бензо- и маслосистемы. Водо- и
с. В. Ильюшин (1894^1977)
маслораднаторы системы охлаждения и смазки мотора первоначально вы­полнялись подвижными — в условиях сильного противодействия наземных огневых средств они полностью убирались в бронекорпус, а при отсутствии обстрела с земли выдвигались из бронекорпуса на расстояние, обеспечиваю­щее нормальную работу мотора (рис. 9). Такое компоновочное решение имело существенный недостаток. Сложное конструктивно, оно к тому же резко ограничивало время атаки цели из-за повышения температуры охлаж­дающей мотор жидкости и смазки свыше допустимых пределов (самолет с убранными радиаторами мог находиться над целью всего 6—8 мин). Вы­движение радиаторов над полем боя из бронекорпуса резко повышало ве­роятность их поражения. Уже в процессе рабочего проектирования было найдено оригинальное ранее не встречавшееся в истории мировой авиации, а ныне хорошо известное решение: радиаторы выполнили неподвижными и установили их рядом друг с другом в бронекорпус за мотором, а охлаж­дающий воздух подводился к ним по специальному каналу через воздухо­заборник, расположенный на верхней части бронекорпуса (см. рис. 9). Та­кое решение было не совсем выгодно аэродинамически: из-за размещения воздухозаборника канала сверху капота мотора в зоне пониженного ста­тического давления, а отверстия выпуска воздуха снизу фюзеляжа в зоне повышенного статического давления уменьшалась эффективность проду­ва радиаторов. Однако благодаря этому решению конструкция самолета значительно упростилась, а его боевая эффективность как штурмовика резко повысилась.
Летные испытания первого опытного самолета ЦКБ-55 выявили недо­статочность охлаждения мотора, особенно на режимах взлета и набора
Рис. 9. Первые компоновочные схемы бронированного штурмовика ЦКБ-55: а) — ва­риант с выдвижными водяным и масляным радиаторами; б — вариант с неподвиж­ными водяным и масляным радиаторами:
/ — двигатель жидкостного охлаждения; 2 — верхний бензобак; 3 — летчик; 4 — штурман-стрелок; 5 — всасывакмций патрубок карбюратора двигателя; 6 — водяной и масляный радиа­торы в фюзеляже; 7 — выдвинутое положение водяного и масляного радиаторов; 8 — нижний бензобак
высоты, то есть при больших углах атаки и работе мотора на макси­мальной мощности. Поверхность охлаждения водяного радиатора приш­лось увеличить, и он занял всю ширину канала. Маслорадиатор сис­темы смазки мотора перенесли под бронекорпус и установили в прямо­угольной чбронекорзине», в передней части которой имелись бронеза-слонки, полностью закрывавшие входное отверстие маслорадиатора при об­стреле с земли или при вынужденной посадке с убранным шасси. Бро­некорпус практически полностью включался в силовую схему планера самолета. Носовая часть бронекорпуса воспринимала все нагрузки от мо­тора и агрегатов силовой установки, для чего была разработана ориги­нальная конструкция подмоторной рамы. Ее силовая схема позволяла полностью включить в «работу» обшивку нижней части капота мотора, которая выполнялась из стальных броне листов.
Была разработана также конструктивно простая, обеспечивающая лег­кую замену мотора силовая схема крепления двигателя, которая исполь­зовалась затем на всех без исключения бронированных самолетах, соз­данных конструкторским бюро под руководством СВ. Ильюшина.
Центральная часть бронекорпуса воспринимала нагрузки от эки­пажа, оборонительной пулеметной турели, узлов крепления крыла и хвос­товой части фюзеляжа. Бронекорпус собирался из штампованных листов гетерогенной или гомогенной брони двойной кривизны, толщина которых была различной — от 4 до 8 мм. Минимальная масса бронекорпуса обес­печивалась прежде всего оптимальным распределением толщины броневых листов как из условия эффективного противостояния осколкам зенитных снарядов и пуль, зоны встречи которых с бронекорпусом определялись на основе результатов специального анализа, так и в соответствии с дейст­вующими на элементы бронекорпуса нагрузками. При этом учитывалось, что обтекаемые формы бронекорпуса в сочетании с относительно большой (от 350 до 400 км/ч) расчетной скоростью полета значительно усили­вают эффективность бронезавдиты даже тонкими листами из-за малых углов встречи с ней осколка или пули. Более полному использованию брони в работе конструкции способствовало также и то обстоятельство, что по сравнению с ранними штурмовиками ТШ-1, ТШ-2 и ТШ-3 само-
Рис. 10. Схема размещения наступательного стрелково-артиллерийского и бомбового вооружения на самолете ЦКБ-55П (Ил-2): / — пулеметы ШКАС; 2 — пушки ШВАК или ВЯ; 5 — ракетные снаряды; 4 — бомбы ФАБ 100

лет С. В. Ильюшина рассчитывался на вдвое большую скорость полета и соответственно на значительно большие внешние нагрузки.
Впервые в СССР на штурмовике для лобовых стекол фонаря кабины летчика использовалась прозрачная броня типа К-4.
Вся остальная конструкция самолета проектировалась из условия обес­печения ее работы при боевых повреждениях: полумонококовая хвосто­вая часть фюзеляжа имела работающую обшивку, подкрепленную стрин­герами; крыло и стабилизатор были двухлонжеронными, киль выполнялся как одно целое с фюзеляжем. Частичное выступание колес главного шасси из контура гондол должно было обеспечивать посадку самолета с минимальными повреждениями на любой неподготовленной площадке без выпуска шасси.
Рационально спроектированная силовая схема планера с включением в ее работу бронекорпуса обеспечивала штурмовику С. В. Ильюшина достаточные резервы массы для установки мощного наступательного и оборонительного вооружения. Первоначально предполагалось установить
Бронированный штурмовик БШ2 (ЦКБ 55 Н 2)
на самолет пять пулеметов ШКАС — четыре неподвижных крыльевых пуле­мета и один подвижный пулемет. Нормальная бомбовая нагрузка само­лета, равная 400 кг, размещалась вблизи центра тяжести самолета на пнут

ренней подвеске
которых бомбы
частично защищались броней (перед ними устанавливались броневые щитки). Еще 200 кг бомб могли быть подвешены снаружи самолета на си­ловых нервюрах крыла, разделяющих бомбоотсеки (рис. 10). Тогда в пере­грузочном варианте масса бомбового груза самолета достигала 600 кг.
2 октября 1939 г. состоялся первый полет опытного самолета ЦКБ-55 N? 1 под управлением летчика-испытателя В. К. Кокхинаки, а 30 де­кабря 1939 г. он поднял в воздух и второй опытный самолет ЦКБ-55 -V' 2. Заводские испытания самолетов проводились до марта 1940 г. В испы­тательных полетах отлаживался двигатель, доводились системы охлаж­дения воды и масла. 1 апреля 1940 г. начались государственные испы­тания самолета БШ-2 (ЦКБ-55 N» 2). Общее заключение военных спе­циалистов было положительным. Для изучения тактических свойств и разработки тактики боевого применения бронированных самолетов, по мне­нию военных специалистов необходимо было заказать серию самолетов БШ-2 с двигателем АМ-35 для войсковых испытаний.
Государственные испытания выявили у БШ-2 н некоторые слабые стороны. К ним относился прежде всего недостаточный для летчика об­зор вперед, являвшийся следствием одномоторной схемы самолета. Отме­чались также малая скорость самолета у земли, равная 362 км/ч, и не до веденность двигателя АМ-35. Эти недостатки были следствием установки на двигателе мощного центробежного нагнетателя, который обеспечивал мотору высотность 4500 м, не нужную штурмовику, летающему в ос­новном на малых высотах. По просьбе С. В. Ильюшина, высказанной им еще в процессе проведения заводских испытаний самолетов ЦКБ-55, ОКБ А. А. Мнкулина. в инициативном порядке создало двигатель АМ-38 с маловысотным нагнетателем. По сравнению с двигателем АМ-35, при таких же как у него габаритах и массе, новый двигатель стал более мощным на малых высотах. Для летных испытаний мотор АМ-38 уста­новили на опытном самолете ЦКБ-55 .V 1. к конструкцию которого до этого внесли ряд других изменений, связанных с устранением недостатков, вы­явленных на государственных испытаниях. Недостаточная продольная устойчивость самолета из-за применения общепринятой в то время чрез­мерно задней полетной центровки, равной 31,4% САХ, была улучшена путем установки стабилизатора с большей на 3,1% площадью и смещением центра тяжести самолета вперед за счет более передней (на 50 мм) уста­новки мотора и поворота отъемных частей крыла назад на 5°. Несколько
БронврошишыА штурмовик ЦКБ-57

тяжелое? управление элеронами облегчили изменением степени их аэроди­намической компенсации.
Эти работы уже были н основном завершены, когда V. В. Илью шину предложили переделать штурмовик а одноместный вариант, уста повить две пушки ПТБ-23 калибра 23 мм конструкции Я. Г. Таубина и два пулемета ШКАС, усилить бронирование самолета.
Самолет ЦКБ 55 1 срочно доработали убрали кабину стрелка, а на се место "в бропскорнусс установили дополнительный топливный бак, закрытый пологим непризнанным обтекателем. Усилили и броиеза щиту самолета: за спиной летчика позади бака установили бронепере городку толщиной 12 мм; предансапное увеличение толщины брони на боко­вых стенках кабины на атом самолете имитировалось увеличением массы конструкции. Из-за большого объема работ по установке новых пушек наступательное оружие самолета осталось прежним четыре пулемета ШКЛС и 400 кг бомб на внутренней подвеске. Самолету присвоили но­вое обозначение ЦКБ-57.
Первый полет сек/тон лея 12 октября 1940 г. пол управлением В. К. Кок кннаки. Оп пропел заводские испытания в исключительно сжатые сроки всего :ш 10 летных дней. В полете у земли была достигнута весьма высокая но тому времени максимальная скорость 423 км/ч. а на границе высотности мотора- 437 км/ч (рис. 11).
Основываясь на результатах заводских испытаний ЦКБ 57, С. П. Илью шин считал, что проведенные доработки устраняют основные недостатки самолета и, учитывая напряженную между народную обстановку, начав шуюся войну в F.npoitc-, необходимо срочно решить вопрос о серийном производстве самолета.
К сожалению, С. В. Ильюшин не встретил поддержки со стороны высшего руководства ВВС. и и начале ноября 1940 г. он обратился с письмом к И. Д Сталину (17). После этого были приняты чрезвы чайные меры по завершению постройки модифицированного самолета штур­мовика н запуску его в серийное производство на Воронежском авиа циониом заводе, егце до заводских и государственцых испытаний.
Эталоном для серии должен был стать модифицированный самолет ЦКБ-5 2, в конструкции которого учитывались практически все предъяв­лявшиеся к самолету требования. Дли улучшения обзора вперед из ка­бины летчика мотор AM !*8 был опушен вниз на 175 мм, соответственно были изменены обводы носовой части фюзеляжа и на 50 мм припод­няты сиденье и фонарь летчика. Для улучшения обзора назад за го левой летчика устанавливались прозрачная броня н короткий проарлч
415 V, км/ч
Рис. 11. Максимальные го­ризонтальные скорости опыт­ных бронированных штур­мовиков:
/ — двухместный ЦКБ-55 с двигателем АМ-35; 2 — одно­местный ЦКБ-57 с двигателем АМ-38- 3 — одноместный ЦКБ-55 (Ил-2) с двигателем АМ-38

Рис. 12. Развитие опытных бронированных штурмовиков:
/ — двухместный ЦКБ-55; 2 — одноместный ЦКБ-57; 3 — одноместный ЦКБ-55П

ный обтекатель. После этого самолет приобрел столь характерный для него «горбатый* вид (рис. 12). Новый бронекорпус, установленный на ЦКБ-55 № 2, уже имел усиленные по результатам испытаний на обстрел бро­невые листы. Стрелково-артиллерийское вооружение самолета стало очень мощным: две пушки ПТБ-23, два пулемета ШКАС, восемь реактивных орудий для стрельбы реактивными снарядами PC-82 или PC-132 (см. рис. 10).
Первый полет модицифированного самолета, получившего заводское обозначение ЦКБ-55П состоялся 29 декабря 1940 г. под управлением В. К. Коккинаки. Проведенные йм испытания артиллерийского вооруже­ния показали, что пушки ПТБ-23 не пригодны для эксплуатации на само­лете— сила их отдачи при выстрелах более чем в два раза превышала расчетную, гарантированную конструктором пушки. Они были заменены пушками ШВАК, и с ними самолет, которому в январе 1941 г. было присвоено обозначение Ил-2, поступил на государственные испытания.
Государственные испытания самолета Ил-2 начались 28 февраля 1941 г. При нормальной полетной массе 5310 кг с 400 кг бомб на внутренней подвеске, двумя пушками ШВАК с боезапасом в 420 снарядов и двумя пулеметами ШКАС с 1500 патронами, самолет показал максимальную скорость у земли 433 км/ч, а на высоте 2460 м — 450 км/ч (см. рис. 11). Летчики отмечали значительно лучшую, чем у БШ-2, управляемость само­лета Ил-2, хороший обзор и удобство наводки на цель при стрельбе и бомбометании с бреющего полета.
Таким образом, Ил-2 стал первым в мировой практике бронирован­ным самолетом-штурмовиком, который полностью удовлетворял предъяв­ленным требованиям — он мог эффективно использоваться для непосред­ственной поддержки своих наземных войск на поле боя, был способен успешно поражать бомбами, реактивными снарядами, пушечным и пу­леметным огнем самые разнообразные наземные цели, в том числе и бро­нетанковые войска, особенно громко заявившие о себе в начале второй мировой войны.

Наименование самолета и мотора Взлетная мощность мотора, л. с. Нормаль­ная полетная масса, кг Максималь­ная скорость на высоте, км/ч Наступательное вооружение




Пуш­ки Пуле­меты Раке­ты Бом­бы



м число/калибр кг
«Ш-тандем> с М-87 (СССР, 1937 г.) 930 3088 361 444 0 5600 — 4/7,62 - 200
<11Ь с М-87 А (СССР, 1939 г.) 950 3450 350 439 0 5200 2/20 2/7,62 200
•«Иванов» с М-87А (СССР, 1939 г.) 950 4030 375 468 0 5250 — 6/7,62 10/82 200
Ил-2 с АМ-38 (СССР, 1941 г.) 1665 5310 433 450 0 2460 2/20 2/7,62 8/132 400
Дуглас А-24 «Даунтлесо с Райт < Циклон > (США, 1940 г.) 1350 4320 408 4270 — 2/12,7 — 540
Юнкере ju-87D-3 с Juto211 1-1 (Германия, 1940 г.) 1350 5240 334 382 0 4350 — 2/7,62 — 500
Таблица 6
Работы по бронированным самолетам-штурмовикам, проводившиеся в Германии, завершились созданием в 1939 г. двух опытных самолетов Фокке-Вульф 189 V-1 и Хеншель 129 V-1 (рис. 13), которые по своим конструктивным решениям, летным данным и вооружению значительно
Рис. 13. Схемы бронированных штурмовиков выпуска 1939 г.:
1 — ЦКБ-55 (СССР); 2 — Фокке-Вульф FW-189 VI (Германия); 3 — Хеншель HS-129 VI
(Германия)
уступали самолету Ил-2. Летно-технические характеристики самолета Ил-2 и его вооружение были практически такими же, как у отечественных и зарубежных одномоторных самолетов, легких бомбардировщиков и слабо­бронированных штурмовиков, строившихся серийно, а по некоторым дан­ным и превосходили их (табл. 6).
В 1940 —1941 гг. к созданию нового поколения отечественных бро­нированных штурмовиков привлекаются сразу несколько конструкторских коллективов. Под руководством П. О. Сухого развертываются работы над скоростным штурмовиком Су-6 (ОБШ) с мотором воздушного охлажде­ния. Конструкторское бюро А. А. Архангельского, получает задание на одномоторный самолет-штурмовик БШ-МВ с подвижным наступательным вооружением, разработанным Г. М. Можаровским и И. В. Веневидовым. Проектирование бронированного штурмовика ПБШ-1 вело также ОКБ А. И. Микояна. Создание тяжелого двухмоторного штурмовика .ЦКБ-60 было поручено С. В. Ильюшину [18]. Ни один из этих самолетов не был готов к июню 1941 г.
Успешное решение С. В. Ильюшиным в 1939 г. сложнейшей задачи создания годного к практическому использованию бронированного само­лета-штурмовика ЦКБ-55 и опыт, полученный при проведении его завод­ских и государственных испытаний, оказали сильное влияние на тема­тику последующих опытно-конструкторских работ в СССР по развитию и совершенствованию боевого самолета этого типа. Летно-технические данные и вооружение ЦКБ-55 стали своего рода точкой отсчета при разработке технических требований к новым самолетам-штурмовикам: их скорости, вооружению, бронированию. Только благодаря появлению само­лета С. 'В. Ильюшина тип бронированного самолета-штурмовика был в СССР окончательно признан, и именно в этом направлении прохо­дило дальнейшее совершенствование самолета-штурмовика в военные годы.



ДВУХДВИГАТЕЛЬНЫЕ МНОГОЦЕЛЕВЫЕ САМОЛЕТЫ, СКОРОСТНЫЕ БОМБАРДИРОВЩИКИ
Принятие на вооружение советских ВВС тяжелых бомбардировщи­ков ТБ-1, формирование на их основе крупных бомбардировочных сое­динений, могущих наносить массированные бомбовые удары по глубо­ким тылам противника, определило необходимость надежной защиты бом­бардировочных соединений от нападения с земли и с воздуха, отра­жение этих нападений специальными самолетами сопровождения — свое­образными «воздушными крейсерами» по терминологии того времени. Пред­полагалось, что «воздушные крейсеры» будут обеспечивать не только надежную защиту своих «воздушных линкоров» — тяжелых бомбардиров­щиков— от нападения вражеских истребителей, но и ведение активного воздушного боя с неприятельскими бомбардировщиками, выполнение даль­ней разведки, а в случае необходимости и бомбометания по обнаружен­ным наземным целям.
Инициативные проектные исследования по такому многоцелевому само­лету, получившему заводское обозначение АНТ-7, были начаты под ру­ководством А. Н. Туполева еще в 1926 г. После продолжительного и всестороннего обсуждения с военными специалистами различных вариан­тов тактико-технических требований к этому самолету, было признано, что он должен быть двухдвигательным самолетом воздушного боя, спо­собным отражать налеты бомбардировочной авиации противника в днев­ное и ночное время, а также армейским разведчиком с равными одно­местному истребителю скоростью полета, скороподъемностью и практичес­ким потолком. В соответствии со своим назначением самолет оснащался разнообразным вооружением и бортовым оборудованием, обеспечивающим его многоцелевое использование. Соответствующий согласованным требо­ваниям макет самолета АНТ-7 был утвержден в июне 1928 г.
Внешне самолет АНТ-7 являлся как бы уменьшенным вариантом бомбардировщика ТБ-1: он полностью сохранял общую схему и конст­руктивные особенности этого двухдвигательного цельнометаллического низкоплана с толстым многолонжеронным крылом, гофрированной коль-чуталюминиевой обшивкой и неубирающимся шасси. От ТБ-1 самолет АНТ-7 отличался только формой носовой части фюзеляжа, вертикаль­ного оперения и гондол двигателей М-17, которые имели не лобовые, а наклонные подвешенные под двигателями водорадиаторы с управляе­мыми из кабины летчика жалюзи для регулирования степени их проду­ва (рис. 14). По сравнению с ТБ-1 самолет АНТ-7 имел на 35 м2 мень­шую площадь крыла и на 1300 кг меньшую полетную массу, что при одинаковых с ТБ-1 двигателях определило его почти на 40 км/ч большую максимальную скорость, лучшие характеристики скороподъемности и по­толка.
В варианте разведчика вооружение самолета АНТ-7, получившего военное обозначение Р-6, состояло из носовой и задней фюзеляжных турельных установок, каждая из которых имела спаренные пулеметы ДА-2, и выдвижной подфюзеляжной башни с одним пулеметом ДА на шкворне. Башня располагалась в центральной части фюзеляжа позади кабины главного летчика. В боевое положение она опускалась под дей­ствием веса стрелка и контрилась в этом положении стопорным болтом. Конструктивно башня выполнялась в виде цилиндрического обтекателя, закрывавшего голову и туловище сидящего стрелка. К нижней части
Рис. 14. Многоцелевой самолет Р-6:
1 — сухопутный вариант; 2 — поплавковый вариант

этого обтекателя крепились изолированные друг от друга обтекаемые чштаны» для ног. Вся задняя часть цилиндрического обтекателя башни была открытой, и стрелок имел хороший обзор назад-вниз, а для обзора бокового пространства в стенках башни имелись два целлулоидных окна. Подъем башни обратно в фюзеляж производился с помощью резиновых амортизаторов. Последующая экспуатация самолета показала, что конст­рукция башни получилась удачной, и ее применили также и на первых серийных самолетах ТБ-3. Бомбардировочное вооружение Р-6 обеспечивало наружную подвеску под фюзеляжем и центропланом крыла шести авиа­ционных фугасных бомб АФ-32 общей массой 192 кг. В состав бор­тового оборудования Р-б входили фотоустановка типа Потте и радио­установка 13 СК.
Экипаж Р-6 состоял из четырех человек: главного летчика, второго летчика (он же штурман и носовой стрелок), стрелка-радиста в задней турели и стрелка в подфюзеляжной башне. Центральная кабина глав­ного летчика была смещена к левому борту фюзеляжа и находилась в плоскости передней кромки крыла. В фюзеляже имелся узкий коридор между носовой и хвостовой кабинами. Управление самолетом было вы­полнено двойным: посты управления самолетом и двигателями устанав­ливались в кабине главного летчика и в носовой кабине второго лет­чика, причем управление второго летчика выключалось при стрельбе из но­совых пулеметов. В варианте «воздушного крейсера» под обозначением Кр-6 самолет выполнялся трехместным без выдвижной подфюзеляжной башни и четырехместным. На самолетах Р-6 и Кр-6, как и на ТБ-1, имелся управляемый в полете стабилизатор и переставной на земле киль.
Постройка первого опытного самолета в варианте дальнего развед­чика Р-6 была завершена через год после утверждения макета, и 11 сен­тября 1929 г. летчик М. М. Громов выполнил на нем первый полет. Из-за выявившихся в полете вибрации силовых установок и оперения, а также ряда других менее значительных дефектов, испытания опытного самолета затянулись, но, тем не менее, было признано, что Р-6 соот­ветствует своему назначению. В варианте самолета воздушного боя с по­летной массой 5121 кг на опытной машине с импортными двигателями BMW-VI были получены максимальная скорость 244 км/ч на высоте 3000 м и радиус действия 408 км, который при полной заправке баков увеличивался до 873 км. Полученная на опытном самолете Р-6 макси­мальная скорость была лишь немногим меньше скорости полета одно­местных серийных истребителей того времени ИгЗ и И-4.
Из-за необходимости устранения выявленных при испытаниях дефек­тов испытания первого серийного самолета Р-6 с двигателями М-17, нача­лись в 1931 г., т.е. через два года после первого полета опытного само­лета. Из-за увеличения его массы летные данные оказались несколько ниже, чем у опытного (см. табл. 7). По оценке НИИ ВВС серийный самолет Р-6 по ряду своих летных характеристик превосходил зарубеж­ные самолеты аналогичного типа, в частности, пятиместный двухдвига-тельный истребитель сопровождения Блерио 127М-5.
Основным недостатком первых серийных самолетов Р-6 являлись так и неустраненные при испытаниях вибрации оперения при выполнении спиралей и на планировании. Было установлено, что причиной вибра­ции оперения является бафтинг: начиная с некоторых углов атаки опе­рение самолета попадало в зону вихрей, сбегающих с крыла, которые и вызывали его вибрацию. Для выявления причины срыва потока с крыла и ее устранения летом 1932 г. были проведены широкомасштабные лет­ные исследования трех самолетов Р-6. На одном из них вся корневая поверхность крыла была очищена от надстроек, способных возмутить обтекающий крыло поток. На другом самолете на участке крыла между бортом фюзеляжа и гондолой двигателей был установлен предкрылок, а на третьем — профилированный закрылок, причем между задней кромкой крыла и верхней поверхностью закрылка, доходившего до элерона, име­лась щель. Наибольший эффект, связанный с полным устранением виб­раций на всех режимах полета, был получен на самолете с закрылком, установленным под углом 29°, и хотя это привело к снижению макси­мальной скорости полета на 7 — 8 км/ч, закрылки устанавливались в даль­нейшем на всех серийных самолетах Р-6 и Кр-6.
Серийно строились и поплавковые варианты самолета под обозна­чением МР-6 (Кр-6А) (см. рис. 14). По результатам государственных испытаний этих самолетов без выдвижной подфюзеляжной башни, прове­денных в декабре 1932 г., был сделан вывод, что по своим летным ка­чествам самолет может быть использован как «воздушный крейсер», дальний разведчик и бомбардировщик. Кроме того, военные специалис­ты предложили ЦАГИ и ОСТЕХБЮРО изучить возможность исполь­зования МР-6 в качестве низковысотного торпедоносца, сбрасываю­щего торпеды образца 1912 и 1927 гг. с высоты 5 — 20 м при скорости 130—150 км/ч. Всесторонняя отработка методики торпедометания на са­молетах ТБ-1П и МР-6, успешные войсковые испытания первых совет­ских самолетов-торпедоносцев способствовали разработке в середине 30-х годов более совершенных тактико-технических требований к таким самолетам и созданию специализированных торпедоносцев Т-1 и ДБ-3, а затем и организации накануне Великой Отечественной войны минно-торпедоносной авиации.
Военные модификации самолета Р-6 по своим летно-тактическим дан­ным сравнительно быстро устарели, однако их серийное производство завершилось только в 1935 г. после выпуска более 400 машин. Сухо-

Тип самолета Р-6 (АНТ-7) МИ-ЗД (АНТ-21) ДИП (АНТ-29) ДИ-8 (АНТ-46) ВИТ 1
(МПИ-1)
Год выпуска 1929* 1931 1934 1935 1935 1937
Тип двигателей BMW-VI М-17 М-34Н М-100 Гном-Рон М-103
Мощность двига- К-14
телей, л. с:
максимальная 730 730 770 780 800 960
номинальная 500 500 750 750 670 860
Площадь крыла, м2 80 80 59,2 56,9 55,7 40,4
Максимальная 244 240 350 352 388 450

5000 4000

скорость на высо- 3000 0

4250 ˜0˜
те, км/ч
Время набора вы­соты, мин "8,1""" 12,3 9,6 11,4 8,4

3000 3000 5000 5000 5000
Практический по- 7090 6050 8300 — 8570 8000
толок, м
Нормальная по- 5121 5240 5463 5300 5553 6453
летная масса, кг
Масса нормальной 1413 1342 1405 — 1409 2440
нагрузки, кг
Бомбовый груз, кг:
максимальный — — — — — 1600
нормальный — 192 — — 600
Дальность полета, км
Длина разбега, м 408" 1680 — — 1780 1000

— 160 — — — 390
Длина пробега, м — 250 — — — 360
Вооружение:
неподвижное — — 2 X ПВ 1 X АПК-8 2 X АПК 4 2 X 37 мм
1 X Эрликон, 2 X ШКАС 2 X ШВАК, 1 X ШВАК,
20 мм 12,7 мм 20 мм
подвижное 2Х ДА 1 X ШКАС 1 X ШКАС 1 X ШВАК, 1 X ШКАС
носовая 1 X ДА — 12,7 мм —
2Х ДА — 2 X ШКАС —
верхняя
1 X ДА,
башня
самолета воздушного боя, госиспытания 24.07 — 31.09.1930 г.
Основные данные двухдвигательных многоместных истребителей и дальних разведчиков
Радиус действия.
Таблица 7 путные и поплавковые варианты самолета Р-6 долгое время интенсивно использовались в качестве боевых, тренировочных, связных и транспорт­ных самолетов, а также для самых различных целей в гражданском воздушном флоте. Один из самолетов Р-6 с бортовым номером Н-166 стал первым советским самолетом, пролетевшим над Северным полюсом. На нем экипаж летчика П. Г. Головина 5 мая 1937 г. совершил бес­посадочный разведывательный полет с острова Рудольфа (Земля Франца-Иосифа) в район Северного полюса и обратно с целью выяснения ме­теорологической и ледовой обстановки, определения возможности посадки на лед тяжелых кораблей АНТ-6 «Авиаарктика» для организации дрей­фующей станции «Северный полюс-1» во главе с И. Д. Папаниным. В течение всей Великой Отечественной войны оставшиеся в строю само­леты Р-6 использовались для переброски летного состава при переба­зировании аэродромов, снабжения частей ВВС боеприпасами, запасными частями, горючим, для связи между штабами и подразделениями и для перевозки медикаментов и раненых.
Опыт эксплуатации Р-6 и Кр-6 в частях ВВС определил два ос­новных направления развития боевого самолета такого типа: создание тяжелых многоцелевых истребителей и скоростных средних бомбардиров­щиков. Оба эти направления развивались вплоть до начала Великой Отечественной войны то в виде самолетов специализированных типов (истребители МИ-3, ДИП и бомбардировщик СБ), то на основе конст­рукции одного самолета (истребитель ДИ-8 на основе бомбардировщи­ка СБ; многоцелевой самолет ВИТ).
В 1931 г. были утверждены технические требования к многоместному истребителю МИ-3 (АНТ-21), вооруженному шестью скорострельными пу­леметами, и к двухместному пушечному истребителю ДИП (АНТ-29), осна щенному значительно менее скорострельными «динамо-реактивными» (без­откатными) пушками Л. В. Курчевского очень большого для авиации калибра. Технические требования предусматривали создание самолетов с весьма высокими для начала 30-х годов летно-техническими данными: максимальная скорость 300—350 км/ч, время набора высоты 5000 м за 10 —12 мин.
Многоместный истребитель МИ-3 рассматривался как многоцелевой самолет — предусмотренное к установке на нем вооружение и дополни­тельное оборудование обеспечивали применение его в качестве истреби­теля сопровождения, легкого бомбардировщика и разведчика. Область использования пушечных истребителей ДИП предполагалось значительно более узкой — их основным назначением должна была стать борьба с сое­динениями тяжелых бомбардировщиков, идущих в плотном боевом строю.
Создание истребителей МИ-3 и ДИП было поручено ЦАГИ — кон­структорскому коллективу А. Н. Туполева.
Проектирование самолетов МИ-3 и ДИП началось соответственно в мар­те и сентябре 1932 г., но работы над МИ-3, оснащенном двигателями М-34, шли в более быстром темпе, чем над самолетом ДИП с совер­шенно новым вооружением, на котором к тому же устанавливались более легкие и с меньшим миделем импортные двигатели Испано — Сюиза, за­пускаемые по лицензии в серийное производство на одном из моторо­строительных заводов.
По сравнению с самолетом Р-6 многоместный истребитель МИ-3 имел значительно меньшие геометрические размеры, двигатели большей мощности, аэродинамика его была улучшена благодаря применению y6uj рающегося шасси, фюзеляжа облагороженной формы полумонококовой конструкции с овальным поперечным сечением и с гладкой негофриро-ванной наружной обшивкой, полузакрытыми кабинами экипажа. Особен­ностью схемы являлось применение по концам управляемого в полете стабилизатора двухкилевого вертикального оперения, что как предпола­галось, должно было способствовать более эффективному отражению атак истребителей противника из задней полусферы. Оригинальной по своей простоте была и конструкция убирающихся в гондолы двигателей с по­мощью сжатого воздуха одностоечных ног главного шасси с вилками

3
Рис. 15. Многоместные истребители:
1 — опытный самолет МИ-3 (АНТ-21); 2 — второй опытный самолет (дублер) МИ-ЗД; 3 — пушечный истребитель ДИП (АНТ-29)


для колес и масляно-воздушной амортизацией. Но одновременно с пере­довыми для своего времени проектно-конструкторскими решениями на МИ-3 применялись крыло и оперение с гофрированной обшивкой, ра­ботающей на сдвиг от кручения, и с ферменно-бал очными лонжеронами (рис. 15Х
Первый опытный самолет предполагалось вооружить шестью пулеме­тами нормального калибра. Два подвижных пулемета ПВ должны были размещаться в носовой фюзеляжной установке, а два неподвижных пу­лемета ПВ — в корневых частях крыла. По одному подвижному пуле-Жту типа ПВ или ДА имели средняя надфюзеляжная и нижняя «кин˜ бальная» установки. Соответственно и экипаж МИ-3 состоял из четырех человек — летчика, переднего стрелка-штурмана, стрелка-радиста средней установки и подфюзеляжного стрелка.
Постройка самолета МИ-3 без вооружения, в ходе которой выпол­нялся большой объем экспериментальных работ по отработке системы уборки шасси, завершилась весной 1933 г. 23 мая того же года летчик
Двухместный пушечный истребитель ДИП (АНТ-29)


И. Ф. Козлов впервые поднял новый самолет в возлух. Испытательные полеты, несмотря на сравнительно небольшую удельную нагрузку на крыло, не превышающую 100 кг/м , выявили плохую планирующую способность самолета, резкие удары и вибрации оперения на скоростях полета, равных или меньших 180 км/ч, низкую эффективность рулей и большую по тому времени посадочную скорость — порядка 135— 140 км/ч, при которой воз­никала тенденция сваливания на левое крыло. Самолет требовал дора­ботки: была увеличена площадь крыла путем увеличения размаха его отъемных частей, установлены посадочные щитки, новые кили и рули направления; для устранения срыва потока стык крыла с фюзеляжем был закрыт сильно развитым зализом, а гофрированную поверхность крыла для уменьшения сопротивления трения, доля которого в общем балансе сопротивления самолета с повышением скорости полета значительно уве­личилась, обшили полотном и выполнили гладкой. Последующие полеты летчиков И. Ф. Козлова, Б, Л. Бухгольца. К. К. Попова показали, что выявленные недостатки полностью устранить не удалось. Установка щитков улучшила посадочные свойства самолета, но оставалась сильная тряска оперения типа бафтинг. Полеты на МИ-3 были признаны опасными, но требовались дополнительные летные исследования для окончательного вы­явления причин тряски н их устранения. С целью определения зон срыва потока вся корневая часть крыла вплоть до элеронов была оклеена шел­ковинками, поведение которых фотографировалось в полете из задней кабины. Однако довести эти исследования до конца не удалось — 14 сен­тября 1933 г. самолет потерпел аварию: в полете со снижением на ско­рости около 350 км/ч одновременно разрушились верхние узлы креп­ления рулей направления и рули легли на верхнюю поверхность ста­билизатора роговыми компенсаторами к фюзеляжу самолета. И. Ф. Коз­лову удалось посадить самолет. Поверочные расчеты, проведенные сразу после аварии МИ-3, подтвердили достаточную прочность узлов крепления рулей в соответствии с принятыми в то время случаями нагружения хвостового оперения. Но позднее, в 1934 г. в результате анализа данных летных испытаний и уточнения характера действующих на оперение на­грузок прочность этих узлов была признана недостаточной и был сделан вывод о необходимости обеспечения не только статической, но и динамичес­кой прочности агрегатов планера скоростного самолета. Дальнейшие иены тання проводились на втором самолете-дублере МИ-ЗД. В конструкцию которого в процессе постройки были внесены значительные изменения по результатам испытаний первого опытного самолета (см. рис. 15).
Главной особенностью МИ-ЗД стала полностью переделанная хвос­товая часть фюзеляжа с однокилевым вертикальным оперением вместо двухкилевого. Причину тряски хвостовой части фюзеляжа и оперения
самолета МИ-3 связывали с неудачным размещением стабилизатора, по­падавшего, как считалось, на некоторых режимах полета в зону скоса потока от крыла. В связи с этим на МИ-ЗД управляемый в полете ста­билизатор установили высоко над фюзеляжем, примерно на половине высоты киля, и усилили его крепление верхними и нижними подкосами. Как и на первом самолете вся гофрированная обшивка крыла и опере­ния на дублере была обтянута полотном и выполнена гладкой. На кабину летчика установили сдвижной фонарь; путем снятия уступа улучшили форму низа фюзеляжа у «кинжальной» пулеметной установки, а вход в нее сделали через верхний гаргрот фюзеляжа. Вооружение самолета стало более мощным: передние подвижные пулеметы заменили скорост­рельной пушкой чЭрликон» калибра 20 мм, а верхнюю заднюю турель оснастили самым скорострельным в то время пулеметом ШКАС. Кроме того, установили высотные моторы М-34Н с нагнетателями.
Из-за внесения конструктивных изменений постройка дублера затяну­лась и была закончена только в январе 1934 г. Заводские летные ис­пытания выявили его высокие летные данные: при нормальной полетной массе 5463 кг его максимальная скорость на высоте 5000 м равнялась 350 км/ч. Однако самолет остался сложным в пилотировании. Испытания выявили снижение эффективности рулей на некоторых режимах полета из-за взаимного влияния стабилизатора и киля, и государственные испы­тания самолет из-за этого не прошел. Доработки оперения не устранили выявленных недостатков, и работы по самолету МИ-ЗД были прекращены.
Результаты испытаний МИ-3 оказали значительное влияние и на соз­дание самолета ДИП. Его постройка началась в 1932 г., но в конструк­цию самолета постоянно вносились значительные изменения: дорабаты­вались хвостовая часть фюзеляжа, стабилизатор, киль, изменялась кон­фигурация рулей. По своей схеме он имел много общего с самолетом МИ-3, но геометрические размеры его были несколько меньше, а кон­струкция планера более совершенной, благодаря применению гладкой работающей обшивки и потайной клепки во всех агрегатах планера (см. рис. 15). Как и МИ-3, самолет ДИП представлял собой свободнонесущий низкоплан цельнометаллической конструкции с убирающимся в полете шасси, двумя моторами жидкостного охлаждения М-100 мощностью по 750 л. с. и воздушными винтами с изменяемым на земле шагом. Как ж МИ-3, самолет ДИП имел нагрузку на крыло, не превышавшую 100 кг/м2, н такое же высокое размещение стабилизатора на киле. Компоновка фю­зеляжа самолета ДИП определялась размещением по всей его длине динамогреактивной пушки АПК-8 калибра 100 мм, дульная часть которой несколько выступала из носовой части фюзеляжа, а казенная часть с вер­тикальным магазином на десять снарядов размещалась между закры-' тыми кабинами летчика и заднего стрелка. Горячие пороховые газы, урав-новешивающие отдачу пушки при выстреле, шли в стальную трубу, конец которой выводился за оперение примерно на 300 мм. Кроме пушки на са­молете, устанавливались два неподвижных пристрелочных пулемета ШКАС в центроплане крыла и один подвижный пулемет ШКАС в кабине стрелка. Таким образом, по мощи своего наступательного оружия самолет ДИП превосходил все отечественные и зарубежные истребители того времени.
Летные испытания самолета ДИП начались зимой 1935 г. Первые полеты летчика-испытателя С. А. Корзинщикова выявили недостаточную ?устойчивость самолета, малую эффективность рулей, дефекты силовой установки. Пришлось увеличить площади киля, рулей и элеронов. Однако и после доработок самолет остался недостаточно устойчивым при всех возможных эксплуатационных центровках. Кроме того, к этому времени опыт установки и летных испытаний безотказных пушек Л. В. Курчев-ского на самолетах различных типов выявил недостаточную надежность и безопасность пушек в эксплуатации: малая скорострельность и недо­статочный боезапас тяжелых снарядов большого калибра на борту само­лета снижали вероятность поражения маневрирующих самолетов против­ника в воздушном бою. Все это в конечном итоге определило отказ воен­ных специалистов от установки на истребителях различных классов круп­нокалиберных безотказных пушек АПК и переход к значительно более скорострельным, позволяющим разместить на самолете значительно боль­ший боезапас авиационных пушек калибра 20 мм. В связи с этим пушку АПК-8 на самолете ДИП в воздухе не испытывали, а затем работы над крупнокалиберными безоткатными авиационными пушками были прек­ращены. Дальнейшая доводка и летные испытания самолета ДИП, спе­циально спроектированного под пушку АПК, потеряли смысл, и в марте 1936 г. все работы по самолету ДИП были прекращены.
Кроме использования в качестве «воздушных крейсеров» и развед­чиков самолеты Р-6 и МИ-3 предполагалось применять также и в ка­честве скоростных бомбардировщиков. Изучение вопроса о создании спе­циализированного скоростного бомбардировщика началось еще в конце 1931 г., когда было принято решение об использовании самолета Р-6 как бомбардировщика в варианте с перегрузочной взлетной массой. По­следующие испытания самолета МИ-3, его высокие для того времени летно-технические данные определили разработку советскими авиацион­ными специалистами концепции боевого самолета нового типа — скорост­ного бомбардировщика с летно-техническими данными, превосходящими не только данные современных ему бомбардировщиков аналогичного клас­са, но и скоростные данные тогдашних истребителей. К концу 1933 г. уже накопились научно-технический и опытно-конструкторский задел, обес­печивший возможность практической реализации этой концепции. Были разработаны тактико-технические требования к скоростному бомбардиров­щику, предназначенному вести боевые действия во взаимодействии с на­земными войсками и военно-морским флотом. Военные специалисты пре­дусматривали создание бомбардировщика с максимальной скоростью поле­та 330 км/ч на расчетной высоте, но А. Н. Туполев, основываясь на опыте разработки самолетов МИ-3 и ДИП, считал, что новый бомбардировщик должен иметь скорость горизонтального полета не менее 400 км/ч. Тре­бования устанавливали нормальный бомбовый груз самолета массой 500 кг и задавали практическую дальность полета с таким бомбовым грузом, равную 700 км, что позволяло поражать цели в ближнем фронтовом и армейском тылу противника.
В конце 1933 г. под руководством А. Н. Туполева началась раз­работка такого скоростного бомбардировщика. Ведущим по самолету был назначен А. А. Архангельский, ставший во главе созданной в январе 1934 г. в составе Сектора опытного самолетостроения ЦАГИ специаль­ной конструкторской бригады № 5. Новый бомбардировщик, получивший заводское обозначение АНТ-40, выполнялся по схеме трехместного двух-двигательного свободнонесущего среднеплана с убирающимся в полете шасси.
Одной из главных задач проектирования этого самолета являлось достижение максимально высокой для того времени скорости горизон­тального полета. Решению этой главной задачи подчинялись все направ­ления работ по созданию самолета: расчетно-экспериментальные исследо­вания, выбор схемы и компоновки самолета, создание конструкции с ми­нимальным лобовым сопротивлением и минимальной массой, разработка технологических процессов, стапельной и сборочной оснастки. На основе обширных теоретических и экспериментальных исследований для крыла самолета АНТ-40 был разработан специальный двояковыпуклый профиль ЦАГИ-40 с относительной толщиной 16%, применение которого позволило при некотором снижении подъемной силы значительно уменьшить сопро­тивление крыла, хотя нагрузка на площадь крыла оставалась сравнительно невысокой — от 85 до 110 кг/м2.
Очень большой по тому времени объем экспериментальных иссле­дований в аэродинамических трубах ЦАГИ предшествовал и выбору схе­мы самолета АНТ-40, взаимному размещению его агрегатов: фюзеляжа, крыла, гондол двигателей, оперения. Учитывая опыт летных испытаний МИ-3, особенно большое внимание в этих исследованиях уделялось наи­выгоднейшему сочетанию крыла с фюзеляжем и гондолами двигателей, нахождению оптимального взаимного расположения крыла и оперения.
По результатам исследований и было выбрано среднее расположение крыла относительно фюзеляжа, обеспечившее минимальное сопротивление интерференции, хотя это и затруднило компоновку фюзеляжного бом-боотсека. Неподвижное горизонтальное оперение на самолете АНТ-40 стали располагать не на киле, как у МИ-3 и ДИП, а сместили вниз и установили на фюзеляже с относительно небольшим превышением над крылом. Выбранное взаимное расположение крыла и горизонталь­ного оперения позволило вывести стабилизатор из спутной струи крыла особенно на больших углах атаки, и улучшить работу вертикального оперения, которое теперь в меньшей степени стало «затеняться» гори­зонтальным оперением (рис. 16). Кроме того, для получения максимально большей скорости полета все кабины экипажа выполнялись закрытыми; нормальный бомбовый груз полностью размещался в фюзеляже, а вся наружная обшивка планера и гондол двигателей выполнялась гладкой. Решение о полной замене гофра гладкой обшивкой без значительного увеличения массы конструкции потребовало применения новых материалов с улучшенными физико-механическими свойствами: тонкого листового «су­пердюраля» с повышенной прочностью, высокопрочных соответствующим образом термически обработанных хромансилевых и хромоникелевых ста­лей. Новые материалы определили и новые конструктивные решения, а для их реализации требовалась разработка новых технологических процессов. Снижение массы достигалось также минимальными геометрическими раз­мерами самолета, рациональной конструктивно-силовой схемой планера, очень плотной компоновкой фюзеляжа, длина которого была немного больше 12 м.
Как и на более ранних самолетах АНТ, основным силовым агрегатом планера самолета АНТ-40 являлись центроплан крыла с гондолами дви­гателей и центральная часть фюзеляжа конструктивно связанные в одно целое. К ним крепились отъемные части крыла, носовая и хвостовая части фюзеляжа. Центроплан и отъемные части крыла выполнялись двух-лонжеронными. Ферменные лонжероны имели верхние и нижние пояса, изготовленные из телескопически набранных хромансилевых труб, связан­ных между собой раскосами, стойками и накладками. У концов отъемной части крыла ферменная конструкция лонжеронов переходила в балочную. Гладкая работающая обшивка крыла подкреплялась часто установленными нервюрами и редкими стрингерами. Крыло имело механизацию из элеро­нов с осевой и весовой компенсацией, значение которой было установ­лено уже при летных испытаниях самолета, и взлетно-посадочных щитков типа Шренка, отклоняемых на угол в 15°. На внутренней половине эле­рона правого полукрыла имелся триммер.
Одноколесные с одинарной вильчатой амортизационной стойкой глав­ные опоры шасси с масляно-воздушной амортизацией и пневматическими тормозами колес наполовину убирались в хвостовую часть гондол дви­гателей так, что в полете колеса плавно завершали теоретические об­воды гондол. Управление уборкой-выпуском шасси, а также отклонением взлетно-посадочных щитков осуществлялось с помощью электрогидравли­ческой системы. В случае отказа этой системы шасси могло быть вы­пущено с помощью дублирующей аварийной механической системы, при­водимой в действие ручной лебедкой, установленной в кабине стрелка-радиста. Такое дублирование жизненно важной для самолета системы было выполнено в СССР впервые. Рули высоты и направления приводи­лись с помощью жестких тяг, а управление элеронами было смешанное.
В фюзеляже самолета полумонококовой конструкции последовательно оборудовались кабины штурмана-стрелка (он же бомбардир), летчика, бомбоотсек и кабина стрелка-радиста, оснащенные бомбардировочным и стрелковым вооружением, прицельным, пи л отажно навигационным, радио­связным и другим необходимым для эксплуатации самолета оборудова­нием.
Бомбоотсек размещался в центральной части фюзеляжа, и средне-планное расположение крыла, лонжероны которого проходили через бом­боотсек, определило схему размещения в нем бомбодержателей и под-



Ряс. 16. Развитие скоростного бомбардировщика СБ:
1 — первый опытный самолет АНТ-40 с двигателями воздушного охлаждения Райт «Циклон»; 2 — второй опытный самолет АНТ-40 с двигателями жидкостного охлаж­дения Испано-Сюиза 12 Y (М-100); 3 — серийный самолет СБ с двигателями М-100А;
— серийный самолет СБ с двигателями М-103 и Новыми гондолами двигателей;
— учебно-тренировочный самолет УСБ; 6 — опытный самолет ММН.

5-6


Рис. 17. Вооружение самолета СБ:
а — самолет СБ с бомбовым грузом из восьми бомб ФАБ 100; б — самолет СБ с бомбовым грузом из одной бомбы ФАБ 500 или двух бомб ФАБ 250: / — носовая пулеметная установка с двумя спаренными пулеме­тами ШКАС (боезапас 1920 патронов); 2 — турель ТУР-9 с одним пулеметом ШКАС (боезапас 1000 патронов); J — люковая установ­ка ЛУ с одним пулеметом ШКАС (боезапас 500 патронов); 4 — аэрофотоаппарат

вески бомб. Крупнокалиберные бомбы массой 500 и 250 кг подвеши­вались в бомбоотсеке только горизонтально под лонжеронами крыла, а подвеска бомб меньшей массы — от 100 кг и меньше — комбинирован­но: вертикально в передней части бомбоотсека между лонжеронами крыла и горизонтально в задней части бомбоотсека за задним лонжероном крыла (рис. 17). Управление.сбрасыванием бомб производилось из кабины штур­мана с помощью электрического или механического механизма сбрасы­вания. В кабине летчика имелся дублированный аварийный сбрасыватель. Весь бомбовый груз массой 500 — 600 кг размещался вблизи центра тя­жести самолета и. его залповый сброс не оказывал значительного влия­ния на характеристики устойчивости и управляемости самолета.
Для отражения атак воздушного противника самолет АНТ-40 осна­щался тремя закрытыми в полете огневыми точками. В кабине штур­мана размещалась «спарка» из двух подвижных пулеметов ШКАС, в ка­бине стрелка имелись две подвижные пулеметные установки, каждая с од­ним пулеметом ШКАС. Боезапас «спарки» состоял из 1920 патронов, верхней турельной и нижней люковой установок — соответственно из 1000 и 500 патронов. Особенностью оборонительного вооружения самолета АНТ-40 было то, что в крейсерском полете пулеметы в кабине стрелка находились в убранном положении в фюзеляже и только при обнару­жении воздушного противника стрелок открывал фонарь своей кабины и выводил из нее верхний пулемет в положение для ведения стрельбы. После отражения атаки турель поворачивалась стволом пулемета назад к хвосту самолета и пулемет укладывался в специальное гнездо в фю­зеляже, закреплялся в нем, и фонарем кабины стрелка закрывался вместе со всей турелью. Подъем пулемета, укрепленного на турельной дуге, в бое­вое положение и его опускание в фюзеляж производились под действием собственного веса стрелка. Аналогичную операцию необходимо было осу­ществлять и с люковым пулеметом.
В состав бортового оборудования самолета входила приемопередаю­щая радиостанция «Двина», а в случае необходимости в передней части бомбоотсека мог быть установлен аэрофотоаппарат АФА-13. Для связи членов экипажа между собой применялись телефонное переговорное уст­ройство, пневмопочта и внутренняя трехцветная сигнализация. Рабочие места членов экипажа имели кислородное оборудование.
В феврале 1934 г. А. Н. Туполев на совещании у начальника ЦАГИ Н. М. Харламова доложил план работ по постройке скоростного бом­бардировщика АНТ-40, который, по его мнению, необходимо было строить сразу в двух экземплярах: первый опытный самолет с двумя двига­телями Райт «Циклон» воздушного охлаждения в соответствии с требо­ванием заказчика, а второй с двумя более мощными, обладающими луч­шими высотно-скоростными характеристиками, но и несколько более тя­желыми двигателями Испано-Сюиза 12Y.
Двигатель Райт «Циклон» развивал мощность 730 л. с. на высоте 2000 м, а Испано-Сюиза 12Y — 780 л. с. на высоте 3300 м. Для дви­гателей обоих типов были разработаны гондолы, имевшие довольно близ­кую внешнюю конфигурацию (см. рис. 16). Это определялось тем, что, несмотря на уже испытанную в Полете на самолете МИ-3 туннельную установку водорадиаторов, для самолета АНТ-40 с двигателями жидкост­ного охлаждения были приняты водорадиаторы «лобового» типа, интен­сивность охлаждения которых регулировалась установленными перед ними жалюзи и отклоняющимся вниз «совком» — нижней панелью гондолы, рас­положенной под двигателем. Другая особенность второго опытного само­лета с двигателями жидкостного охлаждения заключалась в значительно большей емкости топливной системы. В баках этого самолета размеща­лось 1670 л топлива, в то время как первый опытный самолет мог взять 940 л.
Проектирование обоих вариантов самолета АНТ-40 велось очень быст­рыми темпами. В марте 1934 г. заказчик утвердил эскизный проект са­молета, а уже в июле заводу опытных конструкций ЦАГИ были досрочно переданы все рабочие чертежи. Постройка первого опытного самолета
А, Н. Туполев (1888—1973)

АНТ-40 велась одновременно с выпуском чертежей н потребовала более высокой культуры производства, так как технологические процессы и оснастка, применявшиеся при лостройке более ранних самолетов, не го­дились для АНТ-40. Прежде всего это касалось крыла самолета, кото­рое собиралось от «обшивки», то есть от рассчитанного в конструкторс­ком бюро теоретического обвода дужки крыла, точность выдерживания которого в сборочном стапеле обеспечивалась системой специальных ло­жементов, большие трудности пришлось преодолеть и при освоении по­тайной клепки тонких листов обшивки. В результате принятых мер новый и по конструкции, и по технологии производства самолет был собран в рекордно короткий срок — всего за шесть с небольшим месяцев.
7 октября 1934 г. летчик К. К. Попов совершил первый полет на опыт­ном самолете АНТ-40 с двигателями воздушного охлаждения, который имел площадь крыла 46,3 м2, нормальную полетную массу 4717 кг и центровку 32% хорды по стыку отъемной части крыла с центропланом. По оценке летчика самолет обладал плохой продольной устойчивостью, что в сочетании с повышенной чувствительностью рулей высоты и малыми нагрузками на штурвал приводило к самопроизвольному взмыванию и «нырянию» самолета, и очень усложняло пилотирование. Самолет вяло реагировал на отклонения элеронов, но обладал хорошей устойчивостью пути. Эти недостатки попытались устранить увеличением площади и из­менением угла установки стабилизатора, уменьшением площади рулей высоты, введением в систему управления рулей высоты резиновых амор­тизационных шнуров, стремившихся возвратить отклоненный штурвал в нейтральное положение и тем самым уменьшавших «раскачку» самолета в продольной плоскости. Путем приклепки ленты была увеличена и пло­щадь элеронов. После этого характеристики устойчивости и управляе­мости самолета несколько улучшились, но он оставался сложным в пи-
Опытный экземпляр АНТ-40 (СБ) с моторами Испано-Сюиза

легировании. 31 октября 1934 г. на девятом полете по программе за­водских испытаний первый опытный самолет потерпел аварию при посадке. Его полеты возобновились только » феврале 1935 г., но достигнутая на нем максимальная скорость, равная 325 км/ч на высоте 4000 м, уже не могла идти ни в какое сравнение со скоростью, полученной к тому времени на втором опытном самолете с двигателями жидкостного охлаж­дения.
Второй опытный самолет начали строить с мая 1934 г.; результаты летных испытаний первого опытного самолета были частично учтены при его создании. Крыло имело больший размах, площадь его была увели­чена до 51,95 м , система управления доработана. Первый полет сос­тоялся 30 декабря 1934 г. под управлением летчика Н. С. Журова. В ходе заводских испытаний, которые продолжались всего около 20 ка­лендарных дней, на этом самолете с нормальной полетной массой 5000 кг была достигнута максимальная скорость 430 км/ч на высоте 4000 м, и военные специалисты еще до окончания программы заводских иены тательных полетов настояли на срочной передаче самолета на государ­ственные испытания. Они начались в феврале 1935 г., но уже 3 марта их пришлось приостановить из-за аварии самолета — при выполнении ско­ростного полета на километраж на малой высоте на самолете возникла сильная нарастающая по интенсивности вибрация крыла, и только быст­рые и безошибочные действия летчика К. П. Миндера, мгновенно выклю­чившего двигатели и переведшего самолет в режим набора высоты, пре­дотвратили полное разрушение самолета. Причиной возникновения опас­ных вибраций оказался в то время теоретически известный, но еще не встре­чавшийся в отечественной практике изгибно крутильный флаттер крыла из-за недостаточной весовой компенсации элеронов. По рекомендации экспериментально-аэродинамического отдела ЦАГИ (Е. П. Гроссман, М. В. Келдыш и др.) весовая компенсация элеронов на самолете была увеличена до 90 — 93%, и это решило проблему флаттера.
Летные качества второго опытного самолета, получившего войсковое обозначение СБ — скоростной бомбардировщик, были признаны выдающи­мися. С полетной массой 4850 кг самолет достигал максимальной ско­рости 404 км/ч иа высоте 5000 м, которую он набирал за 9,4 мин. Военные испытатели отмечали, что самолет принадлежит к новому классу бомбардировочных самолетов — к классу скоростных бомбардировщиков (СБ), его летные данные обеспечивают боевое применение без использо­вания истребительного прикрытия для уничтожения наземных войск про­тивника на участках решающих боевых действий, потопления его воен­ных кораблей. В заключении по первому этапу государственных испы­таний подчеркивалось, что благодаря высоким летно-техническим данным и мощности вооружения СБ является одним из самых скоростных бом­бардировщиков в мировой авиации. Одновременно отмечались и такие недостатки самолета, как его малая продольная устойчивость и очень большая чувствительность руля высоты, что усложняло пилотирование из-за постоянного напряжения летчика в полете и значительные коле­
бания в вертикальной плоскости, усложнявшие прицельное бомбометание. Кроме того, отмечалась неустойчивость самолета в поперечном отношении, его стремление к кренению по мере увеличения скорости, а также ряд других эксплуатационных дефектов: нежесткость верхней турели в кабине стрелка, затруднявшая ведение прицельной стрельбы, вибрации подмотор-ной рамы, ряд трудностей по техническому обслуживанию самолета. Тем не менее Советом Труда и Обороны (СТО) было принято решение о на­чале крупносерийного производства самолетов СБ, причем заводы, на ко­торые возлагалась эта задача, переводились на мобилизационное поло­жение [19].
, Для устранения выявленных недостатков в конструкцию второго опыт­ного самолета был внесен ряд значительных изменений: смещением дви­гателей вперед на 100 мм, применением новых отъемных частей крыла с увеличенной стреловидностью передних кромок обеспечивалась более передняя центровка. Кроме того, улучшению характеристик продольной устойчивости и управляемости способствовали увеличение на 14,5% пло­щади стабилизатора и изменение угла его заклинения до 0°„ а также введение осевой аэродинамической и весовой компенсации .руля высоты. Поперечную устойчивость и управляемость улучшили увеличением попе­речного V отъемных частей крыла, повышением эффективности элеронов и руля направления путем увеличения степени их аэродинамической ком­пенсации.
В октябре 1935 г. модифицированный самолет СБ был предъявлен на второй этап государственных испытаний. По оценке летчиков он стал устойчивым и легко управляемым на всех режимах полета.. Они отме­чали также, что на максимальной скорости самолет должен пилотиро­ваться мягкими и плавными движениями из-за высокой эффективности рулей. Кренение самолета легко устранялось триммером элерона, свободно снимавшим весьма большие нагрузки при максимальных скоростях со штур­вала управления элеронами. С помощью триммеров СБ легко баланси­ровался на всех скоростях и выполнял полет с брошенным управлением. Самолет допускал выполнение виражей с креном 60° — 75° (но не более 45° с бомбовым грузом), боевых разворотов, скольжений t?a крыло и штопора, а также горизонтальный полет и полет с набором высоты с од­ним отказавшим двигателем. Он развивал максимальную скорость 418 км/ч на высоте 5300 м и 356 км/ч у земли. „
Таким образом, за полтора года напряженной творческой работы
конструкторскому коллективу во главе с А. Н. Туполевым и А. А- Ар-
хангельским удалось создать новый тип боевого самолета, который бое-
выми, тактическими и эксплуатационными данными не только удовлет-
ворял требованиям советских ВВС, но и положил начало развитию це-
лого класса боевых самолетов — скоростных фронтовых бомбардиров-
щиков. Появление СБ оказало значительное влияние и на развитие ис-
требительной авиации. ,
Одновременно с созданием самолета СБ в конструкторском бюро А. Н. Туполева под руководством А- А. Архангельского с ноября 1934 г. велась работа над трехместным дальним истребителем ДИ-8 (АНТ-46) с мощным наступательным и оборонительным стрелково-артиллерийским вооружением. Самолет предназначался для использования в качестве ист­ребителя сопровождения скоростных и дальних бомбардировщиков. Он являлся модификацией самолета СБ и отличался от него наличием дви­гателей воздушного охлаждения Гном-Рон «Мистраль — Мажор» К-14 мощ­ностью 800 л. с. на высоте 4250 м, а также составом вооружения.
< Наступательное вооружение ДИ-8 должно было состоять из двух безоткатных пушек АПК-4 калибра 76 мм, устанавливаемых в отъем­ных частях крыла вне диска,, ометаемого воздушным винтом. Каждая пушка имела боезапас из 15 снарядов: один снаряд находился в стволе пушки, а остальные размещались в основном и дополнительном мага­зинах. Кроме пушек АПК-4 самолет ДИ-8 имел два неподвижных круп­нокалиберных пулемета ШКАС с боезапасом 1000 патронов, смонтиро­ванных в центроплане крыла у бортов фюзеляжа. Еще один, но уже подвижный пулемет ШВАК с боезапасом 250 патронов находился в но­совой кабине переднего стрелка, а кабина заднего стрелка оснащалась таким же вооружением, как и на самолете СБ.
1 августа 1935 г. летчик М. Ю. Алексеев совершил на ДИ-8 пер­вый полет. В процессе заводских летных испытаний на самолете с по­летной массой 5553 кг была достигнута максимальная скорость 388 км/ч. на высоте 4250 м. Высоту 5000 м самолет набирал за 11,4 мин (см. табл. 7).
Однако, как и первые опытные самолеты АНТ-40, новый самолет оказался недостаточно устойчивым в полете и чрезмерно чутким к незна­чительным отклонениям рулей. Причины этих дефектов и пути их устра­нения были к тому времени уже достаточно хорошо известны по опыту испытаний и доводки самолета АНТ-40. По указанию В. М. Петлякова для ДИ-8 заказали новые отъемные части крыла, горизонтальное оперение и модифицированный по типу примененного на СБ руль направления с роговой компенсацией, обеспечивавший путевую устойчивость и управляе­мость самолета при полете с одним отказавшим двигателем. В связи с прекращением работ по пушкам Л. В. Курчевского на ДИ-8 пред­полагалось установить новое наступательное вооружение из четырех кры­льевых пушек ШВАК или из пяти таких же пушек, объединенных в под-фюзеляжную быстросъемную батарею. Летные данные ДИ-8, который по скорости и скороподъемности уступал бомбардировщику СБ, предполага­лось улучшить установкой форсированных двигателей М-34, но в связи с переводом бригады А. А. Архангельского на серийный завод в качест­ве самостоятельного конструкторского бюро для сопровождения серий­ного производства и совершенствования самолета СБ, работы над ДИ-8 были прекращены.
Подготовка головного серийного завода имени СП. Горбунова к про­изводству самолетов СБ началась еще весной 1935 г. Одновременно под руководством В. Я. Климова велись работы по запуску в серию и со­вершенствованию двигателя Испано-Сюиза 12Y, который получил обо­значение М-100.
Производство нового самолета на заводе, который до этого строил самолеты ТБ-3, осваивалось с трудом. Долго не удавалось овладеть прие­мами работы с гладкой обшивкой и освоить клепку заклепками с потай­ными головками. В связи с этим на первых серийных машинах потайная клепка выполнялась только в носках крыла и опрения, а во всех других местах устанавливались заклепки с чечевичной головкой. При сборке первых самолетов на их обшивке часто появлялись «хлопуны» — выпук­лые или вогнутые неровности, возникавшие при нарушениях технологии и последовательности клепки каркаса и листов обшивки. Тем не.менее, трудности освоения были преодолены и весной 1936 г. первые серийные самолеты СБ с двигателями М-100 (см. рис. 16) были переданы на воору­жение ВВС, в составе которых на их основе началась организация пол­ков и бригад скоростных бомбардировщиков.
По сравнению с опытным серийные самолеты СБ имели увеличенную до 56,7 м^ площадь крыла и нормальную полетную массу 5628 кг. Их мак­симальная скорость на расчетной высоте соответственно снизилась и стала равна 393 км/ч, а время набора высоты 5000 м увеличилось до 11,7 мин. Дальность полета серийных самолетов с бомбовым грузом 500 кг могла достигать 2187 км при перегрузочной полетной массе 6360 кг. Взлетно-посадочные данные обеспечивали эксплуатацию с небольших полевых аэро­дромов. Их разбег при взлете и пробег при посадке не превышал 300 — 350 м. При снежном покрове глубиной более 300 мм самолеты оборудовались убирающимися лыжами, при установке которых створки, закрывавшие отсек убранного положения колесного шасси, заменялись специальными ложементами-обтекателями, выполненными по контуру лыжи, установлен­ной в убранное положение. Применение лыжного шасси снижало мак­симальную скорость полета на 12 —17 км/ч, но благодаря лыжам поддер­живалась высокая боеготовность самолетов СБ в зимнее время, что было очень зажно в те годы при практически полном отсутствии специальной техники по укатке многочисленных полевых аэродромов, на которых долж­ны были базироваться самолеты СБ.
Характеристики скорости и скороподъемности серийных самолетов были улучшены установкой более мощных двигателей М-100А с увели­ченной до 860 л. с. номинальной мощностью на расчетной высоте. Про­шедший государственные испытания уже в декабре 1936 г. самолет СБ с этими двигателями имел максимальную скорость 423 км/ч, а высоту 5000 м набирал за 8,6 мин (см. табл. 8).
Ранней осенью 1936 г. по просьбе испанского республиканского пра­вительства серийные самолеты СБ с двигателями М-100 вместе с советским Летным и техническим персоналом были направлены в Испанию. При бывшие туда в конце сентября самолеты СБ по своим летным данным, особенно по скорости, скороподъемности и практическому потолку, зна­чительно превосходили лучшие в то время образцы авиационной тех­ники мятежников, поставленные им вместе с летным и техническим пер­соналом фашистскими правительствами Италии и Германии, такие, как истребители Фиат CR-32 и Хейнкель 52, бомбардировщики Капрони 101, Савойя 81, Юнкере Ю-52 и Юнкере Ю-86. На первом этапе боевых дей­ствий в Испании самолеты СБ, управляемые советскими, а затем и ис­панскими экипажами, выполняли свои боевые задачи без прикрытия ист­ребителями. Они эффективно действовали против различных наземных я морских целей — наносили удары по скоплениям войск противника, его аэродромам, портам, транспортам и военным кораблям. Нередки были елучаи, когда самолеты СБ перехватывали и рассеивали в воздухе соеди­нения бомбардировщиков противника. Для борьбы с самолетами СБ из Гер­мании стали поступать новые зенитные орудия с более совершенными приборами наводки и управления зенитным огнем, а также истребители Мессершмитт 109В, которые имели максимальную скорость 425 км/ч на вы­соте 3500 м и могли перехватывать СБ на высотах до 5000 м. С осени 1937 г. самолеты СБ, управляемые советскими экипажами, стали прини­мать активное участие в отражении агрессии японских милитаристов про­тив китайского народа. Появление новейших скоростных бомбардировщи­ков советской конструкции значительно усилило наступательную способ­ность китайской военной авиации, которая к тому времени потеряла прак­тически всю свою боевую технику. Как и в Испании, самолеты СБ дей­ствовали в Китае без прикрытия. Китайские летчики и наземный техни­ческий персонал быстро освоили самолеты СБ и долгое время активно использовали эти машины в освободительной войне против Японии.
Благодаря своим высоким летно тактическим данным самолет СБ стал первым советским самолетом, лицензионное производство которого было налажено за рубежом. В варианте с двигателями М-100А чехословацкой авиационной промышленностью было выпущено около 110 самолетов СБ под обозначением В.71, которые затем после захвата Чехословакии исполь­зовались в ВВС фашистской Германии и ее саттелитов [19].
Опыт боевого применения самолетов СБ в Испании и Китае опре­делил пути их дальнейшего совершенствования. Прежде всего в боевых вылетах выявилась уязвимость СБ со стороны задней полусферы. Фонарь кабины, стрелка, вписывавшийся в теоретический контур фюзеляжа, огра­ничивал стрелку обзор задней полусферы, а подготовка к бою верхней турели требовала определенного времени, которого порой не хватало в воз­душном бою. Да и условия боевой работы стрелка, вынужденного в воз­душном бою высовываться в воздушный поток, оставляли желать лучшего. Обзор задней нижней зоны под самолетом, откуда в основном атаковали самолеты противника, был недостаточен, а люковая установка, предназ­наченная для отражения этих атак, имела очень ограниченные углы об­стрела (см. рис. 17).
Основываясь на опыте боевого применения самолетов СБ, летчики требовали также увеличить массу бомбового груза с 600 до 1200—1500 кг.
Выполняя это, конструкторский коллектив оружейников, руководимый Г. М. Можаровским и И. В. Веневидовым, в сжатые сроки разработал для самолетов СБ новые стрелковые установки МВ-3 и МВ-2 с пуле­метами ШКАС. Верхняя турель МВ-3 выполнялась в виде возвышающе­гося над фюзеляжем самолета шарообразного обтекателя-колпака, который обеспечивал стрелку не только отличный обзор верхней задней части полу­сферы, а также защиту, от воздушного потока, но и постоянную готов­ность оружия к бою. Для повышения маневренности оружия турель МВ-3 оборудовалась аэродинамическими компенсаторами, уравновешивающими действие воздушного потока на ствол пулемета и значительно уменьшаю­щими усилия, необходимые для вращения турели в горизонтальной плос­кости. Снижение усилий, потребных для перемещения оружия в вертикаль­ной плоскости, достигалось расположением клыкообразных опор крепления пулемета вблизи его центра масс. Благодаря этому турель МВ-3 легко вращалась на 360° при всех скоростях самолета и на всех высотах шн лета. Маневренные характеристики оружия турели МВ-3 в горизонталь­ной и вертикальной плоскостях обеспечивали быструю наводку пулемета на скоростную воздушную цель. Люковая установка МВ-2 имела пулемет, выдвигавшийся из кабины стрелка в поток за габариты фюзеляжа и связанный с коленным оптическим прицелом ОП-2, благодаря которому— стрелок получил лучший обзор в нижней части задней полусферы. Кроме того, для улучшения обзора из кабины летчика назад и в стороны на пе­реднем неподвижном козырьке фонаря были установлены зеркала заднего и бокового видов.
Самолет СБ с двигателями М-100А и с модернизированным оборо­нительным вооружением прошел государственные испытания в мае —


Тип самолета АНТ-40 АНТ-40 СБ СБ
Год выпуска 1934 1934 1936 1936
Тип двигателей Райт «Циклон» Испано-Сюиза 12 Y М-100 М-100А
Номинальная мощность двига- 730 780 750 860
телей, л. с, на высоте, м 2000 3300 4100 3300
Площадь крыла, м2 46,3 51,95 56,7 56,7
Максимальная скорость, км/ч, 325 404 393 423
на высоте, м 4000 5000 5200 4000
Время набора высоты, мин 9,4 11,7 8,6






5000 5000 5000
Практический потолок, м 6800 9400 9000 9560
Полетная масса, кг:
нормальная 4717 4850 5628 5732
максимальная — 5350 6360 6462
Масса нормальной нагрузки, кг 1585 1537 1568 - —? '
Бомбовый груз, кг:
нормальный 500 500 500 500
максимальный 600 600 600 600
Дальность полета, км 700 — 2187 1500
Длина разбега, м — — 300—350 300
Длина пробега, м — — 300—350 300
Оборонительное сооружение Носовая Спарка Спарка Спарка
спарка 2 X ШКАС 2 X ШКАС 2 X ШКАС
с 2х ШКАС ТУР-9 ТУР-9 ТУР-9
Верхняя с 1ХШКАС с IX ШКАС с 1X ШКАС
ТУР-9 ЛУ ЛУ ЛУ
с 1ХШКАС с 1ХШКАС с IX ШКАС с 1 X ШКАС
НИЖНЯЯ

ЛУ
с 1х ШКАС
Примечание Первый Второй Первые Двигатель
опытный опытный серийные с увеличенной
самолет самолет самолеты мощностью. Серия 1936—1937 гг.
июне 1937 г. Новое оборонительное вооружение существенно усилило оборону самолета от атак истребителей противника, особенно снизу — сзади. Испытания с имитацией воздушного боя показали, что новая лю­ковая установка обеспечивает в два-три раза большее число попаданий в цель, чем прежняя. Летные данные самолета СБ с новыми турелями снизились незначительно: самолет СБ оснащенный турелями МВ-3 и МВ-2 имел максимальную скорость 412 км/ч на высоте 4000 м. Новое обо­ронительное вооружение подлежало внедрению в серийное производство, но вплоть до 1940 г. оно устанавливалось лишь на отдельных самоле­тах СБ, которые, как предполагалось, должны были замыкать боевой строй бомбардировщиков. Только после советско-финской войны старые турели самолетов СБ стали повсеместно заменять турелями МВ-3 и МВ-2, но время было упущено, и большинство самолетов СБ в боях первого периода Великой Отечественной войны использовалось с устаревшим обо­ронительным вооружением, возможности которого немецкие летчики хо­рошо изучили еще в Испании.
Для решения задачи увеличения массы бомбового груза на самолетах СБ требовалось повысить их полетную массу, а для сохранения высоких летных данных нужен был более мощный двигатель. Таким двигателем стал М-103, созданный на базе М-100А. По сравнению со своим пред­шественником он имел увеличенную до 960 л. с. номинальную мощность на расчетной высоте. Доводка и отладка силовых установок с двигате­лями М-103 проводилась на трех опытных самолетах: СБ бис с полет­ной массой до 6426 кг, СБ бис 2 и СБ бис 3 с полетной массой около 6000 кг. Эти самолеты различались в основном формой гондол двига-
Таблица 8


СБ СБ СБ СБ ммн ВИТ 2
1937 1938 1939 1940 1939 1938
М-100А М-103 М-103 М-105 М-105 М-105
860 960 960 1050 1050 1050
3300 4000 4000 4000 4000 4000
56,7 56,7 56,7 56,7 48,2 40,76
412 419 450 445 458 500
4000 4000 4100 4000 4200 4600
8,4 9,5 9,3 5,58
5000 5000 5000 4000
— 9600 9300 9000 9000 9000
5810 6175 7750 6362 8050 6700 8050 6420 6400 7560
— 1748 1594 — 1610 1820
500 600 500 1500 500 1500 500 1500—1800 500 1500 800 1400
— 1450 1350 1200 — 3000
— 310 370 — — 450
— 400 397 — — 400
Спарка с 2 X ШКАС Спарка с 2 X ШКАС Спарка с 2 X ШКАС Спарка с 2 X ШКАС Носовая с IX ШКАС Носовая с IX ШВАК
Верхняя МВ-3 с IXШКАС Нижняя МВ-2 с IXШКАС ТУР-9 с 1 X ШКАС ЛУ
с 1 X ШКАС ТУР-9 с IX ШКАС
ЛУ с IX ШКАС ТУР-9 с 1X ШКАС ЛУ
с 1х ШКАС Верхняя МВ-3 с IX ШКАС
ЛУ с IX ШКАС Верхняя с IX ШВАК
Новое оборонитель­ное вооружение Опытный Новые двигатели
с лобовыми водорадиа.торами. Серия 1938—1939 гг. Туннельные водорадиа-торы. Серия 1939— 1940 гг. Новые двигатели. Серия со второй половины 1940 г. Модифика­ция СБ. Опытный Пикирующий бомбарди­ровщик. Опытный
Скоростной бомбардировщик СБ с моторами М -100А

тслей, конфигурация которых определялась размещением водорадиатор. »н системы охлаждения — лобовым или туннельным. На них испытывались также держатели наружной подвески бомб, увеличенная кабина штурмана со вторым управлением самолетом, различные конструктивные нововве­дения в системе управления шасси, закрылками, створками капотов дви­гателей, в электро- и спецоборудованни.
Испытания самолетов СБ бис проводились в период с сентября 1937 г. по март 1938 г. Установка двигателей М-103 значительно улучшила летно-технические данные всех трех опытных самолетов. 2 сентября 1937 г. летчик М. Ю. Алексеев на первом самолете СБ бис установил между­народный рекорд подъема груза 1000 кг на высоту 12 246,5 м. Самые высокие скоростные данные продемонстрировал самолет СБ бис 3 с туннель­ными водораднаторами, который достиг максимальной скорости 445 км/ч на высоте 4500 м. Летчики отмечали и лучший обзор из кабины при ус­тановке гондол новой формы. Однако туннельная установка водорадна-торов еще нуждалась в доводке, и для серийного производства был выбран самолет СБ бис 2, имевший гондолы с лобовым размещением водорадиа торов.
Самолет СБ бис 2 с увеличенным запасом прочности планера, узлами наружной подвески бомб, дооборудованный бронеспинкой, установленной в кабине летчика, стал эталоном для серийного производства на второе полугодие 1938 г. и первое полугодие 1939 г. Благодаря установке на­ружных держателей в обтекателях под центропланом крыла для бомб массой 250 и 500 кг максимальный бомбовый груз самолета СБ с дви­гателями М-103, увеличился до 1600 кг. С нормальной полетной массой, возросшей до 6175 кг, максимальная скорость самолета составила 419 км/ч и была сохранена его высокая скороподъемность, характерная для более легких вариантов самолета СБ с двигателями М-100А. Благодаря новым двигателям остались без изменения и взлетно-посадочные данные модер­низированных самолетов. Максимальная полетная масса модернизиро­ванных самолетов СБ с бомбовым грузом 1500 кг и при полной заправке баков горючим была доведена до 7750 кг, и она обеспечивала радиус действия до 600 км. По мнению военных специалистов, несмотря на не­которое ухудшение летных данных с максимальным бомбовым грузом самолет СБ с двигателями М-103 продолжал оставаться в классе ско­ростных бомбардировщиков, а доведение массы бомбового груза до 1500 кг значительно расширило его боевые возможности.
С внедрением самолетов СБ в серийное производство советская авиа­ционная промышленность постоянно наращивала темпы производства, и в 1937 — 1938 гг. серийные заводы выпускали до 13 самолетов СБ в сутки.
Массовое переоснащение бомбардировочных и разведывательных частей на новый самолет потребовало создания учебно-тренировочного варианта самолета СБ. Эту задачу попытались решить еще осенью 1937 г. на первом самолете СБ бис, оборудованном кабиной штурмана со вторым управ­лением. Однако испытания показали, что новая кабина ухудшила работу штурмана и аэродинамику самолета. В марте 1938 г. на государственные испытания был предъявлен учебно-тренировочный вариант самолета СБ, оборудованный открытой кабиной летчика-инструктора, установленной вместо кабины штурмана. Кабина имела второе управление самолетом и все приборы, необходимые для летчика-инструктора. Конструкция ка­бины предусматривала возможность ее установки взамен кабины штурмана в строевых частях ВВС. Самолет прошел государственные испытания и строился небольшой серией под обозначением УСБ (см. рис. 16).
Продолжая совершенствовать серийные боевые самолеты СБ, конструк­торское бюро А. А. Архангельского в 1938—1939 гг. разработало ряд нововведений, способствовавших повышению боевой и эксплуатационной эффективности самолетов СБ. К этим нововведениям относились протек-тированные и фибровые топливные баки, повышавшие боевую живучесть машины, подвесные сбрасываемые в полете топливные баки емкостью по 368 — 372 л, крепившиеся к наружным подцентропланным держателям. Кроме того, было проведено испытание так называемого двойного пи­тания двигателей топливом с разным октановым числом: топливо с вы­соким октановым числом использовалось на взлете и в полете с мак­симальной скоростью, то есть при работе двигателей на наиболее напря­женных режимах, а топливо с низким октановым числом подавалось в двигатели на крейсерских режимах полета. Такое двойное питание двигателей позволяло съэкономить не менее 70% высокооктанового топ­лива от общего количества его на самолетах СБ.
Продолжались работы и по совершенствованию вооружения самолета СБ. Летом 1938 г. самолет СБ был испытан с десятью реактивными орудиями РО-132, то есть с пусковыми установками для стрельбы реак­тивными снарядами РС-132, установленными под отъемными частями крыла самолета. Пусковые установки успешно прошли летные и войсковые испытания и были приняты на вооружение бомбардировочной авиации. Но это мощное в то время оружие, предназначавшееся для поражения в основном наземных целей, практически не использовалось в предвоенные годы для тренировки летного состава. Только шесть самолетов СБ зимой 1939—1940 гт. были оснащены пусковыми установками РО-132 и при­менялись зимой 1939—1940 гг. во время советско-финской войны.
В 1939 —1940 гг. в ЦАГИ велись работы по созданию оборонитель­ной пулеметной установки ТУР-ДУ с электрическим дистанционным уп­равлением и проводились ее испытания на самолете СБ, на котором ТУР-ДУ устанавливалась взамен верхней турели. Пост управления ТУР-ДУ размещался в кабине штурмана. Он оснащался коллиматорным прицелом и с помощью командных приборов позволял наводить оружие на цель. Пулемет ШКАС в этой турели перемещался в горизонтальной и вертикальной плоскостях со скоростью 90 град/с. По своим габари­там ТУР-ДУ очень мало выступала из теоретических обводов фюзеляжа, но могла обстреливать значительно большую зону воздушного простран­ства, чем, например, турельная установка МВ-3 при намного большей скорости перемещения оружия. Однако в полетах было выявлено, что эффективность ТУР-ДУ зависит от взаимного расположения стрелка и ору­жия. С поста управления ТУР-ДУ в кабине штурмана самолета СБ стрелок практически не имел возможности отражать атаки противника со стороны хвоста, а разместить стрелка и ТУР-ДУ так, чтобы обеспе­чивалась эффективная защита самолета от атак из задней полусферы, не позволяли малые геометрические размеры самолета, очень плотная компоновка его фюзеляжа и принятые для СБ центровочные ограничения.
Основным направлением деятельности по совершенствованию само­лета СБ в 1938—1939 гг. оставалось улучшение его скоростных харак­теристик. Их предполагалось улучшить за счет облагораживания внешней


Одна из последних модификаций СБ с моторами М-103

формы гондол двигателей путем замены лобовых водорадиаторов туннель­ными, как это сделано на опытном самолете СБ бис 3. Для повышения аэродинамического качества и для улучшения обзора нз кабины летчика гондолы двигателей СБ бис 3 были опущены вниз относительно крыла н имели новые удобообтекасмые формы капотов н зализов с крылом и центропланом (см. рис. 16). После испытании нескольких вариантов входных туннелей основным стал вариант с постоянным входным отвер­стием, обеспечивавший необходимую продувку воздушно-водяного радиа­тора, интенсивность охлаждения которого регулировалась как и на само­летах с лобовыми радиаторами, с помощью отклоняемой в полете задней нижней крышки капота. Уменьшению сопротивления гондол двигателей способствовали также обтекатели, установлевные на всасывающих патруб­ках, устранение лобовой щели между коком воздушного винта и капотом двигателя, размещение маслорадиаТоров в крыле. Серийный самолет с но-выми гондолами двигателей, являвшийся эталоном серийного производства на второе иолугодие 1939 г., успешно прошел государственные испытания в ноябре того же года и показал при нормальной полетной массе 6362 кг максимальную скорость 450 км/ч на высоте 4100 м. Однако, хотя он был принят к серийному производству, его летно-технические данные уже не удовл створял и военных.
Ставилась задача достичь на самолете СБ максимальпой скорости не менее 500 км/ч. Работа по ее решению проводилась в двух основных направлениях. Прежде всего продолжалось совершенствование силовой ус­тановки серийных самолетов СБ, на которые последовательно устанав­ливались все более мощные модификации серийного двигателя — М-ЮЗА, М-104 и, наконец, М-105. Новые двигатели оснащались и более совер­шенными воздушными винтами - двухшаговыс винты ВИШ-2 заменялись винтами-автоматами ВИШ-22, применение которых повышало эффектив­ность силовой установки на различных режимах полета и позволяло не­сколько увеличить максимальную скорость толста. Однако вместе с уве лнчением моищости и тяги силовой установки росла и масса самолетов СБ. Нормальная полетная масса последних серийных самолетов с двигате­лями М-105, выпущенных во втором полугодии 1940 г., уже достигла 6700 кг, а перегрузочная полетная масса превысила 8000 кг, н хотя за счет большей мощности двигателей М-105 удалось довести максималь­ную скорость самолетов СБ у земли до 400 км/ч, их скорость на рас­четной высоте не только не увеличилась, но даже несколько снизилась и стала равной 445 км/ч:
Причину относительно небольшого увеличения скорости полета само­лета СБ при установке новых все более мощных двигателей видели не только в неуклонном увеличении массы самолета, по и в несоответствии гео
метрических параметров крыла самолета СБ, спроектированного на дости­жение скорости до 450 км/ч, требованиям, предъявлявшимся к крыльям самолетов, предназначенным для полетов на скорости 500—550 км/ч. Крыло последних вариантов самолета СБ сохраняло относительно неболь­шую нагрузку на площадь (110—120 кг/м ), и в полете на больших скоростях оно обладало значительным профильным сопротивлением, долю которого можно было уменьшить при сохранении старого аэродинами­ческого профиля крыла только сокращением его площади, то есть уве­личением нагрузки на площадь. Но с уменьшением площади крыла ухуд шались взлетно-посадочные свойства СБ.
Попыткой продлить жизнь самолета СБ, к этому времени уже ис­черпавшего практически все возможности дальнейшего развития, а также найти компромиссное решение проблемы увеличения скорости полета при сохранении хороших взлетно-посадочных данных, стало создание опыт­ного самолета ММН с двигателями М-105, предъявленного на государ­ственные испытания в сентябре 1939 г. (см. рис. 16). Этот самолет яв­лялся модификацией самолета СБ бис 3 и отличался от него двигателями, более совершенной формой носовой части фюзеляжа, уменьшенной на 8,5 м площадью отъемных частей крыла, значительно увеличенной площадью щитков-закрылков и горизонтального оперения, а также конструкцией отъемных частей крыла с применением балочных лонжеронов и штам­пованных из листа нервюр. По сравнению с серийными самолетами СБ оборонительное вооружение самолета ММН стало состоять уже не из четырех пулеметов ШКАС, а из трех — одного в кабине штурмана и двух, как обычно, в кабине стрелка, но вместо стандартной для СБ верхней турели ТУР-9 на ММН установили экранированную турель МВ-3.
На государственные испытания самолет ММН был предъявлен с по­летной массой 6420 кг; эти испытания он не прошел из-за недостаточной максимальной скорости, равной 458 км/ч на высоте 4200 м, усложне­ния посадочных свойств из-за возросшей до 160 км/ч посадочной ско­рости вместо 110 —125 км/ч у серийных самолетов СБ, малой обороно­способности.
На основе опыта создания и летных испытаний самолета ММН была разработана последняя модификация СБ — пикирующий бомбардировщик СБ'РК, который завершил развитие этого эпохального боевого самолета, положившего начало новому классу боевых самолетов—фронтовым бом­бардировщикам. За время серийного производства с 1936 г. по 1940 г. было выпущено 6831 самолетов СБ различных модификаций.
На базе конструкции самолета СБ конструкторское бюро А. А. Ар хангельского разработало скоростной пассажирский самолет АНТ-35, не­большое число которых под обозначением ПС-35 эксплуатировалось перед войной на воздушных линиях страны. В качестве скоростных почтовых , и грузовых самолетов в Аэрофлоте использовались и самолеты СБ без во­оружения. Они имели обозначение ПС-40 (с двигателями М-100А) и ПС-41 (с двигателями М-ЮЗУ). Широко использовались самолеты СБ и в раз­личных исследовательских программах, например, при испытаниях высот ного снаряжения, при оценке особенностей шасси с носовым колесом.
К началу Великой Отечественной войны самолеты СБ считались уже устаревшими, однако они еще состояли на вооружении большинства бом­бардировочных частей, которые активно использовались в боевых дейст -Виях первого, самого трудного периода войны, летая без прикрытия ист­ребителями в условиях господства в воздухе авиации противника. Прак­тически полное отсутствие на самолетах СБ бронезащиты экипажа и жиз­ненно важных частей самолета, наличие на них слишком слабого обо­ронительного вооружения приводило к большим потерям самолетов СБ, ограничивало возможность их использования в светлое время суток без при­крытия истребителями. Они стали в основном ночными бомбардировщи­ками, и в этом качестве СБ использовались на фронтах Великой Оте­чественной войны вплоть до 1943 г. Снятые с вооружения самолеты СБ продолжали применять в качестве буксировщиков транспортных пла неров А-8 и мишеней, для подготовки экипажей фронтовых бомбарди­ровщиков, а также для скоростной курьерской связи.
С принятием на вооружение самолетов СБ советские ВВС получили бомбардировщики с максимальной скоростью полета, практически равной скорости лучших в то время истребителей. Однако именно в это время наиболее дальновидные советские военачальники делают вывод о создании в фашистской Германии сильных бронетанковых войск и о начале под­готовки вермахта к ведению крупных наступательных операций с исполь­зованием танков в качестве основной ударной силы. Была высказана мысль о необходимости создания специального самолета с мощным воору­жением для уничтожения малых целей, таких, как, например, танки. Предполагалось, что такие самолеты будут поражать танки и другие малые цели с пикирования — крутого снижения самолета на цель, обес­печивающего исключительно высокую точность ведения пушечного огня и бомбометания. Таким образом в Советском Союзе в середине 30-х годов стала формироваться концепция боевого самолета другого типа — пикирующего бомбардировщика. Но для создания полноценного самолета такого назначения необходимо было решить ряд сложных технических проблем — обеспечить устойчивое, без рыскания пикирование с большими скоростями и надежный выход из этого режима полета, а также доста­точную прочность самолета при пикировании на «сверхмаксимальной» скорости и при действии больших перегрузок.
Первой попыткой создания такого самолета стал проект «легкого крей­сера» ЛК-2 (Г-38), разработанный в 1934 г. в Экспериментальном ин­ституте по работам РККА, руководимом П. И. Гроховским. Первона­чально предполагалось, что самолет будет пятиместным, Хорошо воору­женным «легким крейсером» для сопровождения тяжелых и дальних бом­бардировщиков с максимальной скоростью не более 400 км/ч. Но в на­чале 1935 г. проект самолета ЛК-2 претерпел значительные изменения — он стал трехместным многоцелевым самолетом — тяжелым истребителем и легким бомбардировщиком, способным осуществлять бомбометание с пи­кирования. Ведущим по этому самолету был назначен П. А. Ивенсен, ранее построивший ряд рекордных планеров и работавший с Р. Л. Бартини.
Самолет ЛК-2 выполнялся по схеме двухбалочного низкоплана сме­шанной конструкции с трехместной цельнометаллической кабиной экипажа в центральной части цельнодеревянного крыла (рис. 18). Гондолы двига­телей воздушного охлаждения Гном-Рон «Мистраль — Мажор» К-14 плавно переходили в балки, несущие оперение. В эти балки убиралось и шасси. Наступательное вооружение самолета состояло из двух пушек ШВАК и четырех пулеметов ШКАС, смонтированных на лафете под кабиной экипажа, а также из бомб массой 200 — 500 кг на внешней подвеске. Для защиты хвоста в конце центральной гондолы устанавливалась спарка из двух пулеметов ШКАС.
К разработке проекта ЛК-2 П. И. Гроховский привлек ведущих спе­циалистов ЦАГИ — А. К. Мартынова и В. Н. Беляева, хорошо знакомых с проблемами, возникавшими при создании скоростных самолетов МИ-3, ДИП, СБ, а также с путями их решения.
Кроме общей компоновочной схемы другими особенностями самолета ЛК-2 являлись его относительно небольшие геометрические размеры и большая энерговооруженность, выбранные из условия обеспечения «глав­ного летного режима» — максимальной скорости горизонтального полета 500 км/ч. Такой подход определил весьма высокую для того времени нагрузку на площадь крыла, равную 167 кг/м2, и соответственно повы­шенную посадочную скорость. Но по мнению летчиков — самого П. И. Гро-ховского и В. П. Чкалова, это оправдывалось превосходством в скорости над противником в воздушном бою. Продувки модели самолета ЛК-2 в аэродинамических трубах ЦАГИ подтвердили возможность достижения проектных данных. В начале 1935 г. был утвержден макет самолета ЛК-2. Однако постройка первого опытного экземпляра затянулась, и хотя к концу 1936 г. самолет все же был почти закончен постройкой, работы по этой перспективной машине были прекращены одновременно с пре
/2 ??-о


Рис. 18. Многоцелевые самолеты:
1-Т-З» (проект) П. И. Гроховского; 2 — воздушный истребитель танков и многоместный пушечный истребитель ВИТ-1 Н. Н. Поликарпова; 3 - самолет ВИТ-2 Н. Н. Поликарпова.

крещением работ по «легкому крейсеру» ЛК-3, который создавался под руководством Д. П. Григоровича.
В том же, 1936 г. по инициативе Н. Н. Поликарпова началось про­ектирование самолета ВИТ — воздушного истребителя танков. Тактико-технические требования к нему отсутствовали, и по представлению Н. Н. По­ликарпова ВИТ должен был стать многоцелевым самолетом: предусмат­ривалось использование его в качестве пикирующего и скоростного ближ­него бомбардировщика, многоместного пушечного истребителя, дальнего разведчика. Соответственно разрабатывались семь вариантов вооружения самолета [20].
По своей схеме первый опытный самолет ВИТ-1 являлся обычным цельнометаллическим двухместным низкопланом с однокилевым вертикаль­ным оперением и убирающимися в полете основными стойками шасси (см. рис. 18). На самолете устанавливались два двигателя М-103, раз­мещенные в гондолах минимального миделя с хорошими аэродинамичес­кими формами, что обеспечивалось несколько необычной для двухдви-гательных самолетов компоновкой водорадиаторов, которые были поме­щены в специальные подвижные корзинки, снабженные туннелями для










Самолет ВИТ-1
продува водорадиатороп. Корзинки с водорадиаторамн подвешивались под отъемными частями крыла с внешней стороны гондол, двигателей и в зависимости от режима работы двигателей и скорости полета звто матически или выпускались из крыла в поток, нлн, наоборот, почти пол­ностью убирались в крыло. Управление выдвижением водорзднзторов осуществлялось с помощью термостата.
Конструкция планера самолета ВИТ-1 имела много общего С кон­струкцией самолета СВ. Она вы пол и я л ас ь с использованием н крыле ферменных лонжероном с телескопически набранными трубчатыми поя­сами из стали ХМ А, люралюминнсных ферменных нервюр с трубчатыми раскосами, шнангоутон (фюзеляжа из закрытых гнутых из листа профилей. Широко применялась спарка при изготовлении силовых узлов и дета лей. Наружная обшивка самолета выполнялась гладкой. Конструкция планера проектировалась с учетом норм прочности для истребителей и могла выдержипать перегрузки, недопустимые для бомбардировщиков.
Наступательное вооружение ВИТ-1 состояло из двух неподвижных пушек Б. Г. Шлитального калибра 37 мм, установленных и корневых частях центроплана у бортов фюзеляжа, и одной ограничено подвижной в горизонтальной плоскости (с углом отклонения dt 10 вправо и влево), пушки ШВАК в носовой части фюзеляжа. Нормальный бомбовый груз массой 600 кг размещался на внутренней подвеске в фюзеляжном бом­боотсеке, еще две бомбы массой по 500 кг подвешивались и перегрузку на наружных держателях под крылом. Экипаж состоял из летчика и стрелка, обслужинающего подвижный пулемет ШКАС па задней турели.
Хорошо отработанные внешние формы самолета ВИТ 1 и сочетании с высокими значениями нагрузки на площадь крыла и энерговооружен­ности, равными соответственно 159 кг/м2 и 3,35 кг/л. е., должны были обеспечить максимальную скорость горизонтального полета ВИТ 1 не менее 500 км/ч на расчетной высоте, а емкость топливных баков давала поз-можность иметь дальность полета около 3000 км.
Первый полет самолета ВИТ-1 под управлением В. П. Чкалова сос­тоялся летом 1937 г. По оценке летчика-испытателя НИИ ВВС П. М. Сте-фановского, совершившего ознакомительный полет, самолет был легок в управлении, обладал хорошей маневренностью и вполне приемлемо летал на одном двигателе [211. ВИТ-1 прошел ограниченные за но деки е летные испытания, в процессе которых на нем была достигнута макси­мальная скорость около 450 км/ч. На государственные испытания он ие передавался: по первоначально намеченному плану их должен был пройти второй опытный самолет ВИТ 2 с изменениями и доработками, необходим ость которых определялась результатами испытании первого опытного самолета.
В соответствии с пожеланиями военных ВИТ 2 был выполнен трех местным, а для лучшего обзора и обстрела задней полусферы на само лете было установлено двухкилсвое разнесенное по концам стабилиза
Самолет ВИТ 2



тора вертикальное оперение. Самолет предполагалось представить на госу­дарственные испытания в варианте скоростного пикирующего бомбарди­ровщика, и в соответствии с таким назначением изменилось вооруже­ние самолета, которое составили носовая и задняя подвижные пушки ШВАК. В фюзеляжном бомбоотсеке теперь мог разместиться бомбовый груз массой 800 кг, а с использованием наружных бомбодержателей масса бомб стала равна 1400— 1500 кг.
Первый полет самолета ВИТ-2 с двигателями М-103 состоялся 11 мая 1938 г. под управлением В. П. Чкалова. Заводские летные испытания, которые провел летчик Б, Н. Кудрин, показали, что самолет имеет мак снмальную скорость 483 км/ч, а высоту 5000 м набирает за 7,2 мин. Было признано необходимым установить на ВИТ-2 более мощные двига тел и М-105, и с ними самолет передали на государственные испытания, которые начались в сентябре 1938 г. При их проведении в полетах на до­стижение «сверхмаксимальной» скорости при пикировании была обнару­жена недостаточная прочность хвостовой части фюзеляжа, и в октябре того же года самолет был поставлен на доработки. Испытания возобно­вились в феврале 1939 г., в процессе которых летчики отметили, что отсутствуют вибрации хвостовой части фюзеляжа на «сверхмаксимальной» скорости порядка 650 км/ч, значительно уменьшились также вибрации хвоста при полете с выпущенными посадочными щитками и шасси. Уп­равление самолетом по легкости стало как у СБ, но из-за задней цент­ровки машина оставалась неустойчивой в продольном отношении, а на ви­ражах летчики отмечали недостаточную поперечную и путевую устой­чивость ВИТ-2.
Было признано, что самолет ВИТ-2 обладает хорошими летно-тех­ническими данными: с нормальной полетной массой 6400 кг он имел мак­симальную скорость 500 км/ч, а высоту 4000 м набирал за 5,58 мин (см. табл. 2). Подчеркивалось, что уборка хвостового колеса и более тщательный подбор воздушных винтов позволят увеличить максимальную скорость самолета до 507 — 510 км/ч.
По результатам государственных испытаний после устранения отме­ченных недостатков ВИТ-2 был рекомендован к запуску в серийное про­изводство в качестве скоростного пикирующего бомбардировщика. Таким образом, самолеты ВИТ стали в СССР родоначальниками нового типа боевых самолетов — пикирующих бомбардировщиков, сыгравших в после­дующем большую роль в Великой Отечественной войне.



ЛИТЕРАТУРА
Дузь П. Д. История воздухоплавания и авиация в СССР/ГЪ игод первой мировой войны, 1914—1918 гт.— М.: Оборонгиз, 1960.
Пышнов В. С. Основные этапы развития самолета.— М.: М< цинострение, 1984. 29.
Авиация нашей Родины.— М.: Воениздат, 1956, с. 80.
Туполев А. Н. Первый советский металлический самоле ШТ-2.— Самолет, 1924, J* 8.
Документальная история самолета АНТ-3.— М.: Научно-мемор альный музей им. Н. Е. Жуковского.
Виноградов Р. .И., Минаев А. В. Самолеты СССР. ML: Воениздат, 1961, с. 133.
Крылья Родины, 1986, № 9, с. 32.
Лабзин Д. Самолет Р-5.— М.: Воениздат, 1937, с. 36.
Шумихин В. С. Советская военная авиация, 1917—1941 гг.-М.: Наука, 1986.

Шавров В. Б; История конструкций самолетов в СССР л 1938 г.— М.: Машиностроение, 1969.
История воздухоплавания и авиации в СССР, период до 1914 под редакцией В. А. Попова.— М.: Оборонгиз, 1944, с 647.
Шауров Н. И. Развитие военных типов сухопутных самол гов.— М.: Воениздат, 1939, с. 103.
13. Ленин В. И. Военная переписка (1917—1920 гг.), с. 200.
Симаков Б. Советская авиация в годы иностранной инте] зенции и гражданской войны — Вестник воздушного флота, 1952, №
Глуховский С. Когда вырастали крылья.—М.: Военизда L965, с. 160.

Самолет, 1936, № 4, с. 24.
Яковлев А. С. Цель жизни.— М.: Политиздат, 1972, с. 60
18. Из истории советской авиации. Самолеты ОКБ им. С. В. Илы
пина.— М.: Машиностроение, 1985, с. 99.
Tupolev's frontal bomber—the SB.— 2.—Flying Review Intern ional, vol. 20, N 7, p. 451.
Шавров В. Б. История конструкций самолетов в С СО 1938—1950 гг.—М.: Машиностроение, 1988.
Стефановский. Триста неизвестных.— М.: Воениздат, 196 :. 136.
Глава U ГИДРОСАМОЛЕТЫ







Русские военные и авиационные специалисты одними из первых, оце­нили огромную роль авиации в интересах военно-морского флота. Задолго до начала первой мировой войны в России начинаются работы по соз­данию морской авиации. Уже в мае 1911 г. на Черном море было про­ведено совместное учение эскадры из восьми боевых кораблей и авиаотряда из трех сухопутных самолетов [1]. В это же время начинают разверты­ваться и опытно-конструкторские работы по созданию гидросамолетов — самолетов, могущих взлетать с воды и садиться на нее.
Работы русских авиационных конструкторов по созданию гидроса­молетов велись в двух основных направлениях — создавались как поплав­ковые, так и лодочные гидросамолеты. Первые, как правило, являлись сухопутными машинами с поплавками вместо колесных шасси, а вторые представляли собой летающие лодки, фюзеляж-лодка которых обеспечи­вал плавучесть и мореходность самолета, размещение экипажа и грузов. Из-за малой своей ширины фюзеляж-лодка не обеспечивал гидросамо­лету, особенно при волнении моря, необходимую поперечную устойчи­вость, и поэтому лодочные гидросамолеты, как впрочем и многие по­плавковые машины, оснащались подкрыльевыми поплавками различных типов. Характерной особенностью лодок и поплавков гидросамолетов яв­лялось наличие на их днище одного или двух уступов — реданов, с по­мощью которых достигалось более легкое отделение гидросамолета от воды при взлете. Все это значительно ухудшало аэродинамику гидросамолетов, увеличивало их лобовое сопротивление и снижало их летно-техничес-кне данные по сравнению с сухопутными.
Строительство лодочных гидросамолетов в России началось в 1913 г. под руководством Д. П. Григоровича, который последовательно совер­шенствуя схему однодвигательного лодочного гидросамолета — многосто­ечного биплана с толкающим воздушным винтом, весной 1915 г. создал /очень удачную двухместную летающую лодку М-5, строившуюся серийно вплоть до 1923 г. В конце 1915 г. на испытания была представлена *ще более совершенная и обладавшая большей грузоподъемностью летаю­щая лодка М-9, по схеме и конструкции являвшаяся дальнейшим раз­витием гидросамолета М-5. Поднимающие от 300 до 500 кг полной на­грузки и развивающие скорость до 110 км/ч, летающие лодки М-5 и м-9 с двигателями мощностью 100—150 л. с. широко использовались в русском флоте. Успеху М-5 и М-9 способствовали простота их пило­тирования, устойчивость в полете и хорошая мореходность — обе летаю-,)0ие лодки могли эксплуатироваться при волне высотой 0,5 м и при дви­жении на плаву имели хорошую управляемость благодаря обдуву руля направления потоком от воздушного винта. Самолеты М-5, М-9 и их 1$олее. поздняя модификация М-20 участвовали в гражданской войне и после окончания ее довольно длительное время состояли на вооружении , советской морской авиации.
В 1924 г. Реввоенсовет СССР принял план развития Красного Воз­душного флота, определявший основные направления опытно-конструк­торских работ в 20-е и 30-е годы по созданию гидросамолетов: мор-$ких ближних и дальних разведчиков (МБР и МДР), морских тяжелых бомбардировщиков и торпедоносцев открытого моря (МТБ и ТОМ), ко-.рабельных самолетов для вооружения линкоров, крейсеров, подводных
6 7 JL_ _S_ *0
Рис. 1. Сечения днищ лодок советских гидросамолетов:
1—самолет М-5; 2 — самолеты М-9 и РОМ-1; 3— последние серийные самолеты М-9 и самолет М-24; 4 — амфибия Ш-2; 5 — самолеты Дорнье <Валь> и ДАР; 6 — самолет РОМ-2; 7 —самолет МБР-2; 8 — самолеты МДР-2, МДР-3, МДР-4; 9 — двухлодочный самолет. МК-1; 10— советские гидросамолеты 1937—50 г.
лодок (КОР и СПЛ), а также морских самолетов вспомогательного наз­начения.
Морские ближние разведчики. Весной 1922 г. Управление морской авиации выдало авиационному заводу № 3 « Красный летчик > задание на создание опытных образцов ближних морских разведчиков, способных заменить уже устаревшие гидросамолеты М-9 и М-20. Через год после выдачи задания начались летные испытания ближнего морского развед­чика М-24 по своей схеме и конструкции являвшегося дальнейшим раз­витием М-9, но с более мощным двигателем и новыми обводами нижней части лодки.
Опыт эксплуатации летающих лодок М-5, имевших плоско-вогнутое однореданное днище, и М-9 со слабо килеватым, почти плоским и также однореданным днищем (рис. 1), показал, что такие относительно неслож­ные формы лодки обеспечивают простоту ее изготовления, очень небольшую осадку, высокое гидродинамическое качество, хорошее глиссирование и быстрый выход на редан, а также позволяют гидросамолету без всяких приспособлений с работающим мотором самостоятельно выруливать из воды прямо на пологий берег или на так называемый слип — искусственно созданный на берегу пологий наклонный деревянный или бетонный спуск от ангаров гидроаэродрома к воде. Однако в связи с увеличением'мак­симальной скорости гидросамолетов и возрастанием их посадочной скорости плоско-вогнутая и слабо килеватая форма днища лодки уже не оправды­вала себя — при посадке гидросамолета на волну (из-за отсутствия в кон­струкции лодки амортизирующих устройств) такая форма приводила к появ­лению значительных сил, действующих на днище, а при более сильном волнении моря и к разрушению днища лодки. Особенно часто отмеча­лись поломки днища лодки у учебных самолетов М-5 при выполнении молодыми летчиками грубых посадок. Для уменьшения нагрузок на днище лодки и более «мягкой» посадки самолета на волну, а также для повышения его устойчивости на плаву, для М-24 была выбрана новая компромис­сная форма днища лодки — слабокилеватая с резко выраженными боко­выми «скулами» в центральной части лодки, которые воспринимали по­садочный удар, повышали поперечную устойчивость самолета при рулении и буксировке, облегчали его выход на слип гидропуска.
Самолет М-24 представлял собой трехместную, с кабинами экипажа в носовой части фюзеляжа, цельнодеревянную летающую лодку с трех-стоечным бипланным крылом, с такой же как у М-9 массой полной нагрузки, равной 450 — 500 кг, и максимальной скоростью 150 —160 км/ч.
Гидросамолет М-24

И хотя летающие лодки М-24 с двигателем жидкостного охлаждения «Рено» мощностью 220 л. с, а затем летающие лодки М-24 бис с этим же двигателем, форсированным до 266 л. с, и строились серийно, их летно-тактические данные уже не соответствовали новым требованиям.
В 1924 г. конструкторская группа Д. П. Григоровича в инициатив ном порядке приступила к проектированию морского разведчика МР-1 с двигателем «Либерти» мощностью 400 л. с, т. е. почти вдвое большей, чем на ранее строившихся самолетах этого типа. При разработке компо­новочной схемы самолета МР-1 учитывался опыт боевого применения самолетов М-5 и М-9 в первой мировой и гражданской войнах, пока­завший, что в воздушных боях слабым местом отечественных гидроса­молетов серии «М» являлась незащищенность задней полусферы, из кото­рой, как правило, и производили атаки истребители противника.
Самолет МР-1, выполненный по одинаковой с М-5 и М-9 аэроди намической схеме однодвигательной летающей лодки с толкающим воздуш­ным винтом, имел уже не многостоечную, а одностоечную бипланную коробку крыльев, способствующую уменьшению лобового сопротивления самолета, и кабину стрелка с пулеметом в средней части фюзеляжа за воз­душным винтом, наличие которой определило довольно заднюю полетную центровку самолета и необходимость применения управляемого в полете стабилизатора. Форма поперечного сечения днища лодки самолета МР-1 была принята практически такой же, как н на М-9, так как на самолеты М-24 с новой формой днища лодки в то время из войсковых частей стали поступать многочисленные жалобы летчиков.
Летные испытания самолета МР-1, проведенные летом 1925 г., пока­зали необходимость улучшения гидродинамических и летно-технических данных самолета — при разбеге по воде носовая часть лодки гнала перед собой значительную волну, а скороподъемность и потолок самолета были неудовлетворительны, хуже, чем даже у самолета М-5. Имея максималь­ную скорость надуровне моря, равную 185 км/ч, самолет МР-1 набирал высоту 3000 м, равную практическому потолку, за 55 мин.
Для продолжения работ по МР-1 и созданию.новых типов опытных морских самолетов различного назначения летом 1925 г. на основе кон­структорской группы Д. П. Григоровича создается Отдел морского опыт­ного самолетостроения (ОМОС), коллектив которого разработал модифи­цированный вариант самолета МР-1 — морской разведчик МР-2 с улуч­шенными обводами носовой части лодки, с несколько большими геомет­рическими размерами и соответственно с двигателем Лоррен Дитрих мощ­ностью 450 л. с.
Итальянский морской самолет «Савойя» С 62 бис (МБР-4)
Первый полет МР-2 состоялся в сентябре 1926 г. И хотя самолет имел очень заднюю центровку, его полеты по программе заводских ис­пытаний прошли успешно благодаря наличию управляемого стабилиза­тора. Однако через месяц при сдаче МР-2 на государственные испы­тания он потерпел катастрофу из-за потери продольной устойчивости на взлете вследствие чрезмерно задней центровки, равной 48% САХ, и установленного в этом полете под положительным углом (то есть «на пикирование») стабилизатором. Модель самолета МР-2 была продута в аэродинамической трубе ЦАГИ, и так же как и в случае с первым опытным истребителем И-1 Н. Н. Поликарпова, происшедшем за три года до этого, результаты трубных экспериментов показали, продольную стати­ческую неустойчивость модели самолета МР-2 с такой полетной центровкой.
Несмотря на катастрофу МР-2, работы по созданию морского ближ­него разведчика были продолжены и летом 1929 г. начались летные испытания летающей лодки-биплана МР-3, представлявшей собой дальней­шее развитие самолета МР-2. Сохраняя схему, вооружение и нагрузку самолета МР-2, новый разведчик имел уже цельнометаллический корпус лодки и еще более мощный двигатель — BMW-VI с максимальной мощ­ностью 680 л. с. Полеты показали, что летные данные, устойчивость и управляемость самолета МР-3 несколько улучшились по сравнению с пред­шественниками, но на разбеге вокруг самолета стояла сплошная стена брызг, разбег при взлете был очень велик.
В связи с отстранением Д. П. Григоровича от конструкторской дея­тельности, работы по совершенствованию обводов лодки МР-3 были пере­даны в конструкторское бюро, возглавлявшееся приглашенным в СССР французским конструктором \\. Э. Ришаром. Были построены два hobi корпуса лодки МР-3, но в полете они не испьггывались. Проблема была решена только после ввода в строй весной 1930 г. в ЦАГИ опытного бассейна, в котором могли производиться исследования по изучению рас­пределения давления на днище гидросамолетов, оценке их мореходности, особенностей волнообразования при движении по воде, а также явлений, происходящих при взлете и посадке гидросамолетов. Второй опытный экземпляр морского разведчика МР-3 бис с новой цельнодеревянной лод­кой был построен и испытан летом 1931 г. Новые обводы лодки ока­зались удачными, но по своим летно-тактнческим качествам самолет МР-3 бис к этому времени уже безнадежно устарел и серийно не стро­ился.
Неудачи, преследовавшие создание советского морского ближнего раз­ведчика, определили приобретение в 1930 г. партии итальянских трех­местных однодвнгательных летающих лодок-бипланов «Савойя» С-б2бис с двигателем Изотта Фраскини «Ассо», а также лицензии на производство
этих самолетов. Одинаковый по схеме и вооружению с опытными раз­ведчиками МР-2 и МР-3, самолет С-62 бис имел цельнодеревянную кон­струкцию, а форма поперечного сечения днища его лодки была такой же, как у М-5, что определялось посадочной скоростью С-62 бис, равной 85 — 90 км/ч. Летающая лодка С-62 бис в 1932 — 33 гг. строились серийно, и под обозначением МБР-4 состояла на вооружении морской авиации вплоть до 1936 г. (табл. 1).
Обозначение МБР-2 было присвоено еще в 1930 г. проекту морского ближнего разведчика, который предложил молодой инженер Г. М. Бе-риев. Конструкция самолета МБР-2 разрабатывалась бригадой морских самолетов ЦКБ ЦАГИ, в которую входили специалисты, имевшие зна­чительный опыт работы в гидросамолетостроении.
По своей схеме самолет МБР-2 являлся трехместной летающей лод­кой-монопланом с одним двигателем М-17 (BMW-VI), установленным над центропланом крыла и снабженным четырехлопастным воздушным винтом сравнительно небольшого диаметра (3,0 м) (рис. 2). В проекте МРБ-2 использовались новейшие для того времени проектно-конструк-торские решения, выбранные на основе большого объема эксперименталь­ных исследований моделей самолета в аэродинамических трубах и опы-товом бассейне ЦАГИ. На самолете применялось толстое (с относитель­ной толщиной профиля 18% в центроплане и 10% на конце) свободно-несущее крыло с гладкой работающей обшивкой, установленное на лодке по схеме высокоплана. Нагрузка на площадь крыла для МБР-2 была выбрана чуть большей, чем нагрузка на площадь у тогдашних морских разведчиков-бипланов, но все же для снижения посадочной скорости МБР-2 его крыло оборудовалось посадочными щитками. Выбранная двухредан-ная форма лодки с большой поперечной килеватостью на переднем ре­дане (см. рис. 1), обеспечивала самолету хорошую мореходность, спо­собность эксплуатироваться при волне высотой 0,7 м и «мягкое» привод­нение при посадочной скорости, возросшей до 100—110 км/ч. Но выбран­ное поперечное сечение лодки с большой килеватостью уже не позволяло МБР-2 выруливать из воды на слип гидроаэродрома, и для выхода само­лета из воды техническому составу необходимо было устанавливать под днище лодки специальную колесную тележку. При проектировании МБР-2 впервые в СССР были проведены научно-исследовательские работы по изу­чению продольной устойчивости самолета с далеко вынесенным вдоль вертикальной оси относительно центра масс двигателем с толкающим воздушным винтом как в полете, так и при глиссировании по воде. Ре­зультаты этих исследований оказали решающее влияние на выбор рас­положения горизонтального оперения относительно крыла и силовой ус­тановки самолета.

Тип самолета МБР 2 С-62

опытный серийный

Двигатель М 17 М 17 « Ассо»
Мощность, л. с:
максимальная 680 730 800
номинальная 500 500 750
Площадь крыла, м2 55 55 69,52
Полетная масса, кг 3700 3650 4100 4100
Полная нагрузка, кг 1250 1200 1650 1460
Максимальная скорость, км/ч 208 215 203 216—225
Время набора высоты 3000 м, мин 19 — 21 17—18
Практический потолок, м 4400 5100 4400 4600
Продолжительность полета, ч 7* — 4 4
Таблица 1
Основные данные морских ближних разведчиков
* С перегрузочной взлетной массой 4450 кг и полной нагрузкой 2050 кг.
Конструкция МБР-2 — цельно деревянная, очень простая и дешевая в производстве. Крыло состояло из двух коробчатых лонжеронов, рамных
т
Рис. 2. Ближние разведчики-монопланы:
1 — МБР-2 с двигателем М-17; 2 — МБР-2 с двигателем М-34; 3 — МБР-5 с двигателем М-25; 4 — МБР-7 с двигателем М-103



нервюр и фанерной обшивки. Основой силового каркаса лодки являлись продольная килевая балка, воспринимавшая большую часть нагрузки при посадке самолета на воду, продольные балки-кильсоны, подкреплявшие вогнутую обшивку днища лодки, продольные стрингеры-скулы и попереч­ные шпангоуты, связанные в единое целое фанерной обшивкой.
Экипаж МБР-2 состоял из трех человек — командира корабля, штур­мана, он же стрелок бомбардир, и механика. Все члены экипажа раз­мещались в двух основных открытых кабинах носовой части фюзеляжа: штурман в передней кабине, а летчик и механик рядом в кабине перед передней кромкой крыла. В случае необходимости механик мог выполнять в обязанности стрелка — по проходу под центропланом крыла он переходил из кабины летчика к задней турели и огнем пулеметов обеспечивал защиту задней поз ус(|м-pi j самолета.
Новый разведчик имел наступательное вооружение из 6 —8 бомб раз­личной массы (но в сумме не более 500 кг) на наружных бомбодержа­телях под консолями крыла. Оборонительное вооружение самолета сос­тояло из двух подвижных спаренных пулеметов ДА-2 на открытых ту­релях в носовой и средней (за воздушным винтом) частях Фюзеляжа.
Первый полет морского разведчика МБР-2 (заводское обозначение «самолет 25») под управлением летчика-испытателя Б. Л. Бухгольца и

МБР 2 с мотором М-34

механика В. М. Днепрова состойся 3 мая 1932 г. Первые полеты по­казали, что при взлете МБР-2 подвержен продольному раскачиванию после выхода на редан. Всестороннее изучение этого явления разными летчиками, в том числе Н. Г. Кастанаевым, Т. В. Рябенко, показало, что продольное раскачивание самолета на взлете полностью исчезает при изменении техники пилотирования самолета: после выхода на редан и кабрировании летчики ни в коем случае не должны были прижимать самолет к воде и давать ручку «от себя». Оценка летчика-испытателя нового самолета была высокой. Б. Л. Бухгольц считал, что в отношении руления на воде самолет МБР-2 имеет большое преимущество перед С-62, значительно более послушен при маневрировании и, самое главное, у него отсутствует забрызгиванне и заливание кабин экипажа, в то время как на С-62 заливание кабин наблюдалось в очень сильной степени. В целом благодаря большой килеватости днища, высокому форштевню и более высокой лодке МБР-2 значительно превосходил С-62 в отноше­нии взлета и посадки на волну и общей мореходности. Б. Л. Бухгольц отмечал также, что в полете оба самолета очень приятны в управлении, но в отношении продольной балансировки МБР 2 имеет преимущество, не требуя изменения положения стабилизатора при переходе от одного режима полета к другому, меньше реагируя на резкую дачу газа или дросселирование двигателя. Однако по основным летным данным опытный самолет МБР-2 с двигателем М-17 несколько уступал С-62, что опре­делялось значительно меньшей мощностью двигателя' М-17 по сравнению с двигателем «Ассо», установленным на С-62 (см. табл. 1).
Самолет МБР-2 приняли на вооружение советской морской авиации и запустили в серийное производство на Таганрогском авиационном за­воде, на котором было организовано опытно-конструкторское бюро морс­кого самолетостроения (ОКБ МС) во главе с Г. М. Берневым. В 1935 г. коллектив этого бюро предпринял коренную модификацию МБР-2, кото­рая заключалась в установке нового двигателя М-34Н, а также в улуч­шении аэродинамической формы самолета и усилении оборонительного вооружения. На модифицированном самолете МБР-2 был улучшен обзор с рабочего места летчика благодаря более высокой его посадке; кабины летчика и заднего стрелка закрыли прозрачными фонарями, вместо спа­ренных магазинных пулеметов ДА-2 установили скорострельные пулеметы ШКАС с ленточным питанием и, наконец, для устранения выявившейся в эксплуатации недостаточной путевой устойчивости самолета на пла­нировании с задросселироваиным двигателем несколько увеличили пло­
щадь киля и руля направления и одновременно придали им более со­вершенную форму. Внесенные изменения привели к значительному улуч­шению летных данных модифицированного самолета — в полете с нор­мальной массой 4245 кг максимальная скорость самолета на уровне моря стала равна 235 км/ч, а на расчетной высоте 5000 м возросла до 275 км/ч.
В августе того же 1935 г. на летные испытания был выпущен трех­местный морской ближний разведчик МБР-5, созданный под руководст­вом Ц. Д. Самсонова. По своей аэродинамической схеме и компоновоч­ным решениям новый разведчик имел много общего с МБР-2, а его прин­ципиальное отличие от предшественника заключалось в том, что он являл­ся гидросамолетом-амфибией, то есть машиной, способной эксплуатиро­ваться как с воды, так и с суши, благодаря наличию убирающегося в корпус лодки колесного шасси. Это шасси значительно упрощало ис­пользование МБР-5 и расширяло географию его применения по срав­нению с МБР-2: новый разведчик мог на своем шасси спускаться в воду или выруливать из воды на слип гидроаэродрома, эксплуатироваться практически со всех существовавших в то время сухопутных аэродро­мов (см. рис. 2).
На МБР-5 устанавливался один двигатель воздушного охлаждения Райт «Циклон» (М-25), снабженный тянущим воздушным винтом, обес­печивавшим наилучшие условия для охлаждения такого двигателя по срав­нению с толкающей схемой. Конструкция самолета — смешанная: цельно-деревянная двухреданная лодка и двухлонжеронное цельнометаллическое крыло, снабженное посадочными щитками. На самолете применялся ста­билизатор с изменяемым в полете углом установки. Разведчик мог под­нимать до 200 кг бомб на закрытых обтекателями внешних держателях под крылом, а его оборонительное вооружение, как и на МБР-2, сос­тояло из передней и задней экранированных турелей со спаренными пу­леметами ДА-2. На борту имелось необходимое для этого класса боевых самолетов радио- и фотооборудование.
По массе полной нагрузки самолет МБР-5 несколько уступал моди­фицированному МБР-2, но максимальная скорость его была больше при­мерно на 30 км/ч (табл. 2). Однако в процессе летных испытаний по­требовалась длительная доводка самолета МБР-5. Из-за различных от­казов и поломок, пожара, а затем и аварии, случившейся при передаче самолета на государственные испытания, его доводка затянулась до осени 1936 г., когда работы по МБР-5 были прекращены в связи с развер­нувшимся серийным выпуском модифицированных самолетов МБР-2 с дви­гателем М-34 (АМ-34).

Тип самолета МБР-2 МП-1 бис МБР-5 МБР-7
Двигатель М-34НБ М-34Б Райт «Циклон* М-103

<<

стр. 2
(всего 4)

СОДЕРЖАНИЕ

>>