<<

стр. 3
(всего 4)

СОДЕРЖАНИЕ

>>

Номинальная мощность, л. с. 750 750 712 960
Нормальная полетная масса, кг 4245 4640 3100 3168
Полная нагрузка, кг 1059 1521 950 750
^ксимальная скорость, км/ч 275 247 306 376
на высоте, м 5000 1500 1800 4300
Время набора высоты 3000 м, мин 14 23 — 6
Практический потолок, м 7900 4675 7500 8850
Дальность полета, км 885* 750 _ 720**
!Цисло членов экипажа 3 2 3 2
Щощадь крыла, м2 55 55 32,5 26
цосадочная скорость, км/ч 115 110 — 125
Таблица 2
Основные данные морских ближних разведчиков второй половины 30-х годов
* Дальность полета 1520 км с перегрузочной полетной массой 4754 кг. " Дальность полета 1215 км с перегрузочной полетной массой 3600 кг.
Высокие для своего времени летные данные, простое и приятное уп­равление, хорошая мореходность и большая дальность полета опреде­лили успех модифицированного самолета МБР-2 у летного состава, и с середины 30-х годов МБР-2 с АМ-34 стал основным патрульным, раз­ведывательным и легкобомбардировочным самолетом советской военно-морской авиации на всех флотах. Его широко использовали и для несе­ния спасательной службы на море. Круглогодичная эксплуатация МБР-2 обеспечивалась съемным колесным и лыжным шасси, позволявшим само­лету совершать взлет и посадку на аэродромы, имеющие грунтовой, сне­говой или ледяной покров. Вплоть до конца 30-х годов МБР-2 являлся основным и практически единственным морским самолетом советских ВВС, нашедшим такое широкое применение.
к серийному производству

Кроме военных серийно строились и гражданские варианты самолета МБР-2. Еще в 1934 г., почти одновременно с выпуском первого серий­ного варианта МБР-2, конструкторский коллектив ОКБ МС подготовил
модификацию самолета, полу-
чившую обозначение МП-1 (морской пассажирский — первый) с двигате­лем М-176. Этот самолет имел довольно комфортабельную пассажирскую кабину, оборудованную в центральной части фюзеляжа под центропла­ном крыла, поднимал коммерческую нагрузку (платную) 540 кг и перевозил шесть пассажиров, экипаж его состоял из двух человек. С середины 30-х годов снимавшиеся с вооружения самолеты МБР-2 с двигателем М-176 переоборудовались в транспортные варианты МП-IT с грузовой кабиной, имевшей усиленный пол, который позволял перевозить на самолете до 500 кг груза.
В 1936 г. на основе модифицированного варианта МБР-2 с высотным двигателем АМ-34НБ, имевшим центробежный нагнетатель, была создана шестиместная пассажирская летающая лодка МП-1 бис.
Серийные пассажирские гидросамолеты МП-1 бис снабжались невысот­ными двигателями АМ-34Б и имели практический потолок 4675 м (см. табл. 2). На этом самолете были установлены первые женские мировые рекорды высоты полета. Рекордная высота полета, равная 8864 м, достиг­нутая летчицей П. Д. Осипенко 22 мая 1937 г., является самым ран­ним из действовавших до сих пор мировых авиационных рекордов СССР. Не превышены до настоящего времени и женские мировые рекорды даль­ности полета по прямой и по ломаной линии для гидросамолетов, уста­новленные на МП-1 бис экипажем в составе П.. Д. Осипенко, В. Ф. Ло-мако и М. М. Расковой 2 июля 1938 г. в беспосадочном перелете по маршруту Севастополь — Архангельск протяженностью 2372 км (2241,5 км по прямой), который был пройден за 10 ч 35 мин со средней скоростью 228 км/ч.
Самолеты МП-1 бис использовались для пассажирских и грузовых перевозок — перед войной они обслуживали, например, гидролинию Одес­са — Батуми, перевозили пассажиров в малоосвоенных районах страны, в Сибири и на Дальнем Востоке. Особенно значительную роль сыграли самолеты МБР-2 без вооружения — МП-1 и МП-IT в освоении районов Крайнего Севера.
Самолеты МБР-2 и МП-1 строились серийно до 1940 г. Всего было построено около 1400 самолетов этого типа.
Продолжая работать над совершенствованием морских ближних раз­ведчиков, повышением их летно-технических данных, коллектив ОКБ МС, руководимый Г. М. Бериевым, в 1939 г. выпустил на летные испытания опытный морской ближний разведчик МБР-7, имевший заводское обозна­чение МС-8. По своей схеме и компоновке новый разведчик являлся дальнейшим развитием самолета МБР-2, но его геометрические размеры были значительно меньше: площадь крыла была уменьшена более чем вдвое, а длина двухреданной лодки сократилась на 3 м, поперечное сечение уменьшилось по высоте почти на 1,5 м, а его относительная ширина увеличилась, хотя абсолютная ширина лодок не изменилась (1,6 м). По сравнению с МБР-2 форма поперечного сечения лодки МБР-7 стала более плоскокилеватой. Снабженное по скулам острыми накладными реб­рами оно обеспечивало, как показывали испытания в ЦАГИ, наилучший гидродинамический эффект, малое брызгообразование и было простым в производстве. Начиная с 1937 г. все советские летающие лодки стали иметь примерно такое же поперечное сечение днища.
На МБР-7 устанавливался двигатель М-103, снабженный толкающим воздушным винтом ВИШ-2ПТ. Конструкция самолета — смешанная. Лодка и силовая часть двухлонжеронного крыла кессонного типа с работающей фанерной обшивкой были цельно деревянными, а каркас носка и хвостика крыла, горизонтального оперения и рулей металлическими (из дюралю­миниевого сплава). Крыло имело посадочную механизацию по задней кромке, снижавшую несмотря на высокую нагрузку на площадь крыла посадочную скорость самолета до 125 км/ч. Экипаж МБР-7 — летчик и задний стрелок. Вооружение нового разведчика состояло из боМб мас­сой до 500 кг, подвешиваемых под крылом, и двух пулеметов ШКАС — одного неподвижного, стреляющего вперед и установленного в носовой части фюзеляжа, а другого подвижного в экранированной турельной ус­тановке в средней части фюзеляжа за воздушным винтом.
Летно-технические данные самолета МБР-7 оказались достаточно вы­сокими. С нормальной полетной массой 3168 кг он развивал максималь­ную скорость 376 км/ч на высоте 4300 м, а дальность его полета при перегрузочной взлетной массе 3600 кг достигала 1215 км (см. табл. 2). Однако сравнительно короткий хвост и очень высокая (более высокая, чем на МБР-2) установка мощного двигателя с винтом изменяемого в по­лете шага относительно крыла привели к усложнению техники пилоти­рования— самолет был очень чувствителен к изменению режима работы силовой установки и строг в управлении, особенно на взлете и посадке. Доводка самолета была признана нецелесообразной и серийно он не стро­ился, .так как самолеты этого класса уже не были остро необходимыми для советской морской авиации. Их функции постепенно переходили к по­явившимся в предвоенные годы морским дальним разведчикам, а также к сухопутным самолетам — средним и дальним бомбардировщикам.
Морские дальние разведчики. Одновременно с созданием морских ближних разведчиков с радиусом действия порядка 350 — 400 км в СССР велись также работы над морскими дальними разведчиками с примерно вдвое большим радиусом действия, что позволяло нарастить необходимые силы для отражения удара обнаруженных кораблей противника или для их уничтожения. Кроме того, морские дальние разведчики должны были обеспечивать нанесение бомбовых и торпедных ударов по обнаруженным судам противника, прикрывать свои корабли с воздуха от действий под­водных лодок, вести спасательные операции на море. * Летом 1925 г. Управление ВВС выдало Д. П. Григоровичу задание на создание дальнего морского разведчика МДР-1 смешанной конструк­ция с дальностью полета 1000 км и максимальной скоростью не менее 200 км/ч. Для этого самолета, получившего заводское обозначение РОМ-1 (разведчик открытого моря — первый), Д. П. Григорович выбрал схему подкосного полутороплана с верхним крылом большого удлинения, рав­ным 9,0. Крыло устанавливалось над лодкой с помощью подкосов и на полуразмахе дополнительно подкреплялось подкосами, идущими от кон­цов очень узкого нижнего крыла с относительной площадью, равной всего лишь 20% от площади верхнего крыла. Нижнее крыло устанавливалось немного выше ватерлинии и на концах несло поплавки боковой остой­чивости. В средней части верхнего крыла размещалась тандемная силовая установка из двух двигателей Лоррен-Дитрих с тянущим и толкающим воздушными винтами. Силовая схема взаимного крепления крыльев, дви­гателей и лодки получилась довольно сложной — имела 20 подкосов, на­ходившихся в потоке воздуха, обтекавшим самолет (рис. 3). Двухре-данная лодка самолета РОМ-1 имела предельно простые и несложные Ъ производстве теоретические обводы, а форма поперечного сечения ее )*иища была принята плоско-килеватой, такой же как на самолетах МР-1 я МР-2, так как посадочная скорость РОМ-1 не должна была превы-1Вать 85 — 90 км/ч. Корпус лодки, нижние крылья, поплавки и каркас ^ерения выполнялись цельнометаллическими. Верхнее крыло было дере-МНное, обшитое полотном.
k В состав экипажа самолета входили четыре человека: штурман-стре-jkk, находившийся в носовой кабине, летчик и механик, размещавшиеся
а



I74ss

Рис. 3. Опытные дальние разведчики — подкосные монопланы: 1 — РОМ-1; 2— РОМ-2

рядом в кабине, оборудованной под передним двигателем, и задний стрелок. Вооружение на опытном самолете не устанавливалось, но предполага­лось, что оно будет состоять из бомб и двух спаренных пулеметов ДА-2 на турелях в кабинах штурмана и заднего втрелка.
Из-за отсутствия опыта создания гидросамолетов такого класса, по­стройка РОМ-1 шла трудно. Прежде всего, катастрофа с морским раз­ведчиком МР-2, происшедшая осенью 1926 г., заставила проектировщи­ков пересмотреть первоначально принятые для РОМ-1 значения полетной центровки. Было признано, что самолет обладает чрезмерно задней цент­ровкой и для сдвига центра тяжести самолета вперед пришлось значи­тельно удлинить гондолу переднего двигателя, установив под ней пару подкосов. Тем не менее, полетная центровка самолета оставалась до­вольно задней и равнялась 35% САХ. Затрудняло строительство опытного самолета и отсутствие в то время научно обоснованных норм прочности для гидросамолетов и особенно четкой классификации случаев нагружения конструкции гидросамолета такой схемы при его посадке на воду. Это определило установление прочности агрегатов РОМ-1 на основе предпо­ложений, сделанных по опыту эксплуатации легких гидросамолетов М-9, М-20, М-24. В результате прочностных статических испытаний планера РОМ-1 определилась необходимость дополнительного усиления конструк­ции крыла.
Летные испытания РОМ-1, проведенные в 1927 —1928 гг., показали, что самолет имеет сравнительно невысокие для своего времени летные данные — при полетной массе 5830 кг его максимальная скорость у воды была всего 165 км/ч; высоту 3000 м он набирал за 54 мин, а дальность полета не превышала 800 км и была меньше, чем у ближнего морского разведчика МР-1 (табл. 3). Сказывалось большое интерференционное сопротивление многочисленных стоек и недостаточная эффективность ра­боты заднего двигателя в тандемной установке. Летные испытания РОМ-1 проводили летчики Л. И. Гикса и С. Т. Рыбальчук. Один из полетов с участием представителей Научно-технического комитета ВВС СВ. Илью­шина и Р. Л. Бартини закончился аварией. При посадке самолета на воду из-за недостаточной прочности подкосов передний двигатель сдвинулся с места и пошел вперед, угрожая накрыть находившуюся под ним кабину летчиков. Только своевременное выключение переднего двигателя предот­вратило катастрофу. Был сделан вывод, что РОМ-1 не может быть ис­пользован в качестве боевого самолета.
Неудачным оказался и дальний морской разведчик РОМ-2, являю­щийся дальнейшим развитием схемы и конструкции самолета РОМ-1, но отличавшийся от него большими геометрическим!» размерами, меньшим числом стоек между фюзеляжем и крылом, а также новой силовой ус­тановкой, состоявшей уже не из тандема, а из разнесенных по размаху врыла двух двигателей BMW-yi с тянущими воздушными винтами. Как ?.его предшественник, самолет РОМ-2 имел смешанную конструкцию пла­нера. По сравнению с РОМ-1 он имел совершенно новые обводы попе­речного сечения днища лодки: силовая поперечная килеватость с вогну­тыми участками у бортовых скул (см. рис. 1), что обеспечивало более мягкую посадку самолета на волну, снижало брызгообразование и умень­шало нагрузки, действовавшие на самолет при посадке.
Летные испытания РОМ-2 начались в 1929 г. и они не были про­ведены в полном объеме из-за поломки самолета при грубой посадке. Но, тем не менее, было установлено, что несмотря на применение зна­чительно более мощных двигателей летно-технические данные РОМ-2, за исключением скороподъемности, улучшились незначительно — макси­мальная скорость полета самолета у воды не превышала 180 км/ч (см. табл. 3), что в конце 20-х годов было совершенно недостаточно для опытного военного самолета. В процессе восстановительного ремонта в кон­струкцию машины, получившей обозначение РОМ-2 бис, внесли некоторые изменения. Но было ясно, что доработки не будут способствовать улуч­шению летных данных самолета, и работы по РОМ-2 бис были прекра­щены еще до начала летных испытаний.
Основное внимание военных специалистов сосредоточилось на уско­рении работ по цельнометаллическому морскому дальнему разведчику МДР-2 (AHT-8), который создавался в АГОС ЦАГИ под руководством А. Н. Туполева. Задание на эту цельнометаллическую летающую лодку было выдано ЦАГИ еще в 1925 г. одновременно с заданием на соз­дание МДР-1 (РОМ-1) смешанной конструкции. Однако из-за большой Загрузки АГОС ЦАГИ не смог тогда широко развернуть работы по соз­данию морского дальнего разведчика.

Тип самолета МДР 1 МДР-2

РОМ-1 РОМ-2 (АНТ-8)
У
Дигьтеяь Лоррен- Дитрих bmw-v: bmw-v:
Номинальная мощность, л. с. 2 X 450 2 X 500 2 X 500
{{Лошадь крыла, м2 дояетная масса, кг 104,6 108,2 84

5830 6587 6920
||ивая нагрузка, кг 1312 2437 2360
Иикимальная скорость, км/ч 165 180 203
> Время набора высоты 3000 м, 35

54 22

Практический потолок, м уДмыюсть полета, км 3470 4500 3350

800 900 1062
Основные данные первых морских дальних разведчиков
Таблица 3
По сравнению с РОМ-1 и РОМ-2 летающая лодка МДР-2 имела зна­чительно более прогрессивную аэродинамическую схему свободнонесущего высокоплана с крылом, установленным непосредственно на лодке, и с од-ржилевым оперением, имевшим высокоподнятый горизонтальный стабили­затор с изменяемым в полете углом установки. Два двигателя BMW-VI С толкающими воздушными винтами размещались на высоких стойках



МДР-2 (АНТ-8)
над центропланом крыла по обеим сторонам лодкн. Сама лодка была двухредашюй со слабо выраженным задним реданом и имела довольно необычную форму поперечного сечения днища — сильно килсватую с погну­тыми участками у оси симметрии лодки и у бортовых скул (см. рис. 1) Такое сечение лодкн уже применялось на пассажирском гидросамолет Рорбах «Ромар» и обеспечивало хорошую мореходность.
Экипаж самолета состоял ИЗ пяти человек и размещался и четырех последовательно расположенных по длине лодки кабинах: в нерпой каби­не находился стрелок; во второй -- командир корабля, ныполннвший также обязанности штурмана, бомбардира и радиста; и третьей» закрытой про­зрачным фонарем, оборудовались рабочие места днух летчиков, а за цент­ральным водонепроницаемым отсеком лодки под крылом была кабина заднего стрелка. 13 центральном водонепроницаемом отсеке находилось а пар ин по спасательное н морское оборудование самолета, планучнй якорь, неприкосновенный запас продуктов н питьевой воды.
Стрелкопое вооружение МДР-2 состояло из двух спаренных пуле­метом ДА 2 на обычной носовой н перекатной с одного борта на другой задней турелях. Еще одни пулемет ДА устанавливался в кабине коман­дира корабля на подвижном шкворне. Вырезы в лодке под турели перед­него и заднего стрелков задраивались при движении гидросамолета по воде. Бомбовое вооружение самолета обеспечивало наружную подвеску под центропланом крыла до 900 кг бомб. Для спуска самолета на воду и для выхода его из воды он оснащался съемным колесным шасси. Вес шасси и воде уравновешивался плавучестью колес, и один человек мог свободно снять в воде шасси с лодки перед полетом или устано­вить его перед выруливанием на воды на гидросиуск.
Первый полет МДР 2 состоялся 30 января 1931 г., а уже с 15 фен-раля летчик С. Т. Рыбальчук начал проводить государственные испы­тания самолета. В полетах была выявлена недостаточная поперечная ос­тойчивость самолета из за неудачного подбора подкрыльных поплапков. После их :*амсны летчики Б. Л. Бухгольц, М. М. Громов и Н. Г, Кас-танаев провели контрольные испытания МДР 2 с новыми поплавками. Самолет нспытывался на взлет и посадку с волны при нормальной взлет­ной массе и с перегрузкой, с выключением одного из двигателей, на море­ходность, буксировку и др. Испытания показали, что с полетной массой 6920 кг самолет МДР-2 имеет максимальную скорость 203 км/ч и даль­ность полета с бомбовой нагрузкой, равную 1000 км. Было отмечено, что но своим летным данным МДР-2 примерно равноценен немецкому разведчику Дорнье -«Валь», который с 1927 г. состоял на вооружении авиа­ции Черноморского флота, а также довольно широко использовался в се­верных морях Советского Союза. Но у МДР-2 была лучшая мореход­ность, особенно при волне высотой до 1 м, он хорошо балансировался в полете и у него было более удачное размещение бортового оружия. По результатам государственных испытаний комиссия под председатель­ством начальника ВВС Черноморского флота сделала вывод, что хотя летные данные МДР-2 такие же, как у современных ему зарубежных аналогов, для серийного производства он уже морально устарел. Работы по МДР-2 было решено прекратить тем более, что морской бригадой ЦКБ ЦАГИ под руководством И. В. Четверикова, базировавшейся, на заводе Nb 39 имени В. Р. Менжинского, в конце 1931 г. был подготовлен к летным испытаниям более перспективный, с лучшими, чем у МДР-2, проектными данными морской дальний разведчик МДР-3 (ч самолет Jvfe 11> по плану ЦКБ).
При разработке схемы и конструкции МДР-3 широко использовался опыт создания в ЦКБ завода имени В. Р. Менжинского тяжелого четы-рехдвигательного бомбардировщика ТБ-5 и результаты экспериментальных исследований моделей лодки МДР-3 в гидроканале ЦАГИ, введенном в эксплуатацию весной 1930 г.
По своей схеме МДР-3 являлся лодочным гидросамолетом-высоко-планом с толстым подкосным крылом, положенным на лодку, и двух-килевым вертикальным оперением с килями, установленными на полу­размахе горизонтального стабилизатора и соединенными между собой, как и на ТБ-5, горизонтальной поверхностью с изменяемым в полете углом установки — чстабилероном*, предназначенным для продольной ба­лансировки самолета (рис. 4).
Как и на ТБ-5, на МДР-3 применялись две тандемные силовые уста­новки из четырех двигателей, но уже из BMW-VI. Двигательные тандемы снабжались тянущими (диаметром 3,35 м) и толкающими (диаметром 2,85 м) воздушными винтами и устанавливались на стойках над центро­планом крыла по обоим бортам лодки в плоскости разнесенных килей вертикального оперения. Благодаря относительно небольшой высоте над крылом вся силовая установка МДР-3 по свидетельству современников была очень удобна для технического обслуживания и в случае необ­ходимости к ней обеспечивался подход также и во время полета.
Теоретические обводы двухреданной лодки МДР-3 выбирались на ос­нове результатов исследований ее моделей в гидроканале ЦАГИ, а по­перечное сечение днища лодки было выбрано несмотря на сложность в про­изводстве и значительную массу таким же, как у МДР-2 (см. рис. 1), испытания которого подтвердили хорошую устойчивость лодки с таким поперечным сечением при движении по воде и гидропланировании, т. е. при так называемом беге на редане. Поперечная остойчивость МДР-3 при движении на воде обеспечивалась двумя несущими подкрыльными поплавками, расположенными у концов центроплана.
В корпусе лодки оборудовались кабины для семи членов экипажа: штурмана-бомбардира, в случае необходимости выполнявшего также обя­занности стрелка носовой турели; стрелка передней перекатной турели, двух летчиков, бортмеханика, стрелка-радиста задней перекатной турели и кормового стрелка. Как и на МДР-2, в средней части лодки МДР-3 Имелся водонепроницаемый отсек, в котором хранилось различное мор­ское оборудование и спасательное снаряжение.
Для защиты от воздушного противника и для поражения небольших морских и наземных целей на МДР-3 устанавливались четыре подвиж­ные турели со спаренными пулеметами ДА-2. Для ударов по крупным пфям между подкосами центроплана на бортах лодки подвешивались две бомбы массой по 250 кг.
Конструкция МДР-3 — цельнометаллическая. Конструкция крыла была такая же, как и у ТБ-5. Консоли крыла и оперение обшивались полот­нам. Лодка выполнялась из плакированного кольчугалюминия и имела обычную конструкцию из килевой балки, кильсонов, продольных стрин-
т
Рис. 4. Морские дальние разведчики свободнонесущие монопланы: 1 — МДР-2; 2 — МДР-3; 3 — МДР-4 (МТБ 1)
21 9ао
геров и поперечных шпангоутов. Для обеспечения плавучести самолета при повреждении лодки в ней имелись шесть водонепроницаемых отсеков.
Первый полет МДР-3 состоялся 15 января 1932 г. под управлением летчика Б. Л. Бухгольца, механика В. М. Днепрова и наблюдателя И. В. Четверикова. По оценке летчика самолет обладал хорошей устой­чивостью на всех режимах гидропланирования и не имел тенденций к рас­качиванию. Поперечная остойчивость самолета была вполне достаточна, но управляемость на воде из-за близко расположенных к оси симметрии лодки двигателей и малой площади рулей направления нуждалась в улуч­шении. В полете самолет устойчиво шел с брошенным управлением, его поперечная устойчивость и устойчивость пути оценивались летчиком как большие, а продольная устойчивость была близка к нейтральной. В полете на трех двигателях машина шла с набором высоты, а при отказе двух двигателей в одном тандеме — сохраняла горизонтальный полет. Посадка самолета выполнялась просто.
Заводские испытания выявили и весьма существенные недостатки МДР-3. В полетах были отмечены очень сильные, носившие недопусти­мый для самолета характер, колебания лодки, передававшиеся от хвоста самолета к носу, а также вибрация подкосов стабилизатора. Причиной возникновения тряски хвоста сначала считали наличие «стабилирона», ио полеты со снятым «стабилироном» не подтвердили это предположение. Попутно летчики определили, что они не испытывают необходимости в таком средстве продольной балансировки самолета, как1 «стабилирон*. Наблю­дения в воздухе за поведением частей самолета позволило сделать вывод, что источником колебаний хвостовой части лодки является работа тан-демных силовых установок и, в частности, недостаточная динамическая уравновешенность воздушных винтов. Это предположение подтвердили полеты с воздушными винтами, взятыми с самолета Дорнье «Валь», уста­новка которых почти полностью устранила биение хвостовой части фю­зеляжа-лодки. Однако для окончательной ликвидации обнаруженных коле­баний требовались значительные конструктивные доработки планера само­лета и особенно его хвостовой части.
•При заводских испытаниях были выявлены и другие крупные недо­статки МДР-3 — малая скороподъемность и очень малый практический потолок, равный всего 3000 м (табл. 4). С полетной массой 13 973 кг самолет развивал максимальную скорость у поверхности воды 208 км/ч, но такие данные не устраивали военных заказчиков. По мнению испыта­телей низкие летные данные самолета стали следствием значительных потерь тяги силовых установок с двигателями, установленными тандемом. Отмечалась также и течь лодки МДР-3 — почти после каждого полета в ее отсеках набиралось до нескольких ведер воды. Учитывая большую продолжительность (8 ч) и дальность (1600 км) полета МДР-3, а также несомненную прогрессивность его схемы и острую нужду флота в са­молетах такого типа, было принято решение продолжить работы по этому самолету, поручив устранение недостатков коллективу КОСОС ЦАГИ во главе с А. Н. Туполевым.
Переделка самолета началась в феврале 1933 г. и она проводилась сотрудниками морской бригады КОСОС ЦАГИ во главе с И. И. По-госским. Модифицируемому самолету было присвоено новое обозначение МДР-4 (АНТ-27), и этим как бы подчеркивались те значительные схемные йконструктивные изменения, которые пришлось внести в самолет по срав­нению с исходным МДР-3 для устранения недостатков, выявленных при летных испытаниях. Новый морской дальний разведчик сохранил лишь обводы лодки МДР-3, а по своей схеме он являлся уже машиной дру­гого класса — трехдвигательным свободнонесущим высокопланом с одно-килевой схемой вертикального оперения (см. рис. 4).
На МДР-4, прежде всего, была кардинально переделана силовая ус­тановка. Она включала три двигателя М-34РН, два из которых разне­сенные по краям центроплана крыла, с тянущими воздушными винтами, и один, установленный по оси симметрии самолета в плоскости его верти­кального оперения, с толкающим воздушным винтом. Больший по сравне­нию с МДР-3 разнос двигателей по размаху крыла и обдув руля на­правления воздушным потоком от винта центрального двигателя должны были значительно улучшить управляемость МДР-4 на воде по сравнению с МДР-3, а самое главное, обычные одинарные тянущие и толкающий воздушные винты уже не создавали тех опасных для конструкции пла­нера самолета пульсаций воздушного потока за винтами, которые были характерны для тандемных силовых установок отечественных самолетов ТБ-5 и МДР-3. Кроме того, по сравнению с крылом МДР-3, имевшим довольно высокую для гидросамолетов того времени нагрузку на площадь (около 90—95 кг/м2) на новом разведчике для улучшения характеристик его скороподъемности и для увеличения практического потолка самолета, а также для обеспечения его дальнейшего развития по взлетной массе
МДР-4 (АНТ 27)
и дальности полета решили увеличить площадь крыла почти на 25 м
и тем самым снизить нагрузку на площадь крыла до 80 кг/к2.
При постройке первой опытной машины МДР-4 были использованы носовая и средняя части лодки МДР-3, его подкрыльные поплавки. Хвос­товая часть лодки была совершенно новой с усиленной конструкцией я с однокилевым вертикальным оперением, на котором в плоскрстн оси двигателей размещался лодкосный горизонтальный стабилизатор с изме­няемым в полете углом установки, крыло самолета состояло из трех лонжеронного цельнометаллического центроплана обычной для КОСОС ЦАГИ конструкции и консолей с цельнометаллическим силовым карка­сом, но с полотняной обшивкой, никогда до этого в конструкции тя­желых самолетов АНТ не применявшейся. Концы отъемных частей крыла МДР-4 выполнялись в виде съемных водонепроницаемых отсеков.
Экипаж МДР-4 должен был состоять из пяти человек: штурмана-переднего стрелка, двух летчиков, бортмеханика и кормового стрелка-ра­диста. При использовании самолета в качестве морского тяжелого бом­бардировщика предусматривалось наличие на борту еще двух членов экипажа — радиста-бомбардира в передней кабине и стрелка пушечной турели в средней кабине.

Тип самолета МДР-3 МДР 4
Двигатель BMW-VI М-34Р М 34РН
Мощность двигателей, л. с:
максимальная 4 X 680 Зх 830 3 X 934
номинальная 4 X 500 ЗХ 700 Зх 800
Площадь крыла, м* 153 177,7
Полетная масса, кг 13 973 14 382
Полная нагрузка, кг 5044 3690
Максимальная скорость, км/ч 208 233 266
Время набора высоты 3000 м, мин — 13.25
Практический потолок, м 3000 5500 6550
Дальность полета, км 1600 2215*
Продолжительность полета, ч 8 7 —
Таблица 4
Основные данные морских дальних разведчиков
# С полетMoi массой 14 660 кг и массе* полной нагрузки 3956 кг.
Поражение крупных морских и наземных целей обеспечивалась при­цельным сбросом до 2000 кг бомб. Бомбы подвешивались как на кас­сетные держатели внутри центропланных бомбоотсеков, так и на внешних балочных держателях по силовым нервюрам центроплана, рассчитанных
на подвеску бомб массой от 25Q до 1000 кг. В состав оборонительного вооружения МДР-4 входили носовая турель под пулемет ШКАС с бое­запасом в 1500 патронов, средняя экранированная турель с пушкой «Эрликон», имевшая боезапас 90 снарядов и кормовая экранированная турель под спарку пулеметов ДА-2, в боекомплект которых входили мага­зины с общим боезапасом до 1000 патронов. Пушечную турель пред­полагалось устанавливать только в перегрузочном варианте при исполь­зовании самолета в качестве морского тяжелого бомбардировщика.
Испытания первого опытного самолета МДР-4 были начаты в марте
1934 г. Однако уже 16 апреля он потерпел катастрофу, которая во многом
явилась следствием принятой в те годы у морских летчиков, до этого
летавших на самолетах Дорнье '«Валь» с широким и довольно плоским
днищем лодки, манеры взлета с продольной раскачкой гидросамолета
за счет попеременной дачи ручки управления «от себя* перед отрывом
от воды, что, как показал еще опыт испытаний ближнего морского раз-
ведчика МБР-2, не требовалось делать при взлете гидросамолета с дни-
щем лодки, имевшим сильную поперечную килеватость. В результате про-
дольной раскачки МДР-4, уже набравший значительную скорость на от-
носительно спокойной воде, при выходе из бухты был подброшен вверх
накатной волной открытого моря, но не ушел в воздух, а врезался в сле-
дующую волну: подкосы среднего двигателя не выдержали удара и дви-
гатель рухнул на кабину летчиков. В катастрофе погиб начальник мор-
ской бригады КО СОС ЦАГИ И. И. Погосский и летчик-испытатель
Иванов. Двух других членов экипажа удалось спасти.
Заводские испытания второго опытного самолета МДР-4 с невысот­ными двигателями М-34Р начались в октябре 1934 г. С нормальной по­летной массой 14 250—14 382 кг самолет имел максимальную скорость 233 км/ч у поверхности воды (табл. 4).
Результаты заводских испытаний показали, что МДР-4 обладает хо­рошим гидродинамическим качеством, после дачи газа он плавно задирает нос и выходит на редан, высоту набирает устойчиво, тенденций к раз­воротам не имеет; в горизонтальном полете прост в управлении, легко балансируется на всех скоростях; нагрузки от рулей в полете летчики оценивали как нормальные. Самолет устойчиво планировал и его посадка была проста. Государственные испытания в январе 1935 г. в целом под­твердили результаты заводских испытаний, и было сделано заключение, что самолет МДР-4 может быть принят на вооружение авиации военно-морского флота, но для улучшения летных данных самолета следует устанбвить на нем высотные двигатели М-34РН. С новыми двигателями второй опытный самолет достиг максимальной скорости 266 км/ч на вы­соте 3000 м, а его потолок увеличился до 6550 м. Однако в сентябре
1935 г. и второй опытный самолет МДР-4 потерпел катастрофу: из-за
вспучивания в полете полотняной обшивки на отъемной части крыла
самолету пришлось совершить вынужденную посадку, но при пробеге
т налетел на скалу и сгорел. Тем не менее />ыло начато серийное про-
изводство самолетов МДР-4 с невысотными двигателями М-34Р. С полетной
массой 14660 кг серийные самолеты МДР-4 имели максимальную ско-
рость 232 км/ч и дальность полета 2215 км. В 1936—1937 гг. было
построено около 15 серийных самолетов этого типа как в варианте мор-
ских дальних разведчиков, так и в варианте морских тяжелых бомбар-
дировщиков МТБ-1 с перегрузочной полетной массой 16 250 кг.
?у Среди опытных работ начала 30-х годов следует особо отметить ра 4вп>1 по арктическим разведчикам. Потребность в самолетах такого типа Стала особенно острой с 1933 г., когда после организации Главсевморпути ? СССР широким фронтом начались планомерные работы по освоению Северного морского пути и районов Крайнего Севера. Требовался само­лет, способный взлетать и садиться на воду, снег, лед, вести дальнюю разведку акваторий арктических морей с целью выявления скоплений Ньдов, обнаружения в ледовых полях разводий и проходов для проводки ^Морских судов, обеспечивать связь с отдаленными поселками и зимовками. -Цакие самолеты были нужны и формировавшейся в те годы Северной военной флотилии, а также морским силам Дальнего Востока, военные корабли которых должны были действовать на морских театрах, охваты­вавших и замерзающие моря. Активным пропагандистом идеи создания специального гидросамолета, приспособленного к условиям эксплуатации в Арктике, был известный в то время полярный летчик Б. Г. Чухновский, которому и поручили составление технических требований к арктическому самолету, а также организацию его постройки. Разработка проекта даль­него арктического разведчика (ДАР), отвечающего техническим требова­ниям Б. Г. Чухновского, началась в 1933 г. под руководством Р. Л. Бар-тини в Самолетном научно-исследовательском институте Гражданского воздушного флота (СНИИ ГВФ). Одновременно в этом же институте к созданию гидросамолета для ледовой разведки, связи и грузовых пере­возок в инициативном порядке приступил конструкторский коллектив И. В. Четверикова.
Самолет ДАР представлял собой двухдвигательную летающую лодку подкосный полутораплан с нижним крылом установленным в плоскости главной ватерлинии и выполненным в виде так называемых жабр с полу­утопленными в их контур концевыми поплавками. При нахождении гидро­самолета на воде, снегу или льду < жабры » с поплавками, имевшими ?«колею», равную 7,0 м, обеспечивали ему поперечную остойчивость, а в по­лете создавали дополнительную подъемную силу. Продольная и попе­речная форма днища двухреданной лодки ДАР выбиралась из условия обеспечения не только хорошей мореходности, но и возможности выпол­нения взлета и посадки на лед или снег, выхода в случае необходи­мости из воды на пологую ледовую или снежную поверхность. В связи с этим на самолете ДАР использовалась лодка, близкая по 4>орме к лодке самолета Дорнье-Валь, которая на конце переднего редана имела плоскую поперечную площадку (см. рис. 1), плавно переходящую в направлении к носу к обычной слабо килеватой форме. Практика использования само­летов Дорнье -«Валь» в Арктике показала, что самолеты этого типа в случае необходимости могут совершать посадки на лед и снег, используя сколь­зящие свойства плоского редана, получившего в обиходе название <ле­дового редана», который для этой цели усиливался продольными про­филями-полозьями. Для улучшения скользящих и амортизирующих свойств плоского ледового редана самолета ДАР, ширина которого была равна 1 м, по его краям также устанавливались специальные полозья шириной 320 мм, но не жесткие, как на Дорнье-Валь, а с внутренней аморти­зацией. Они выполнялись из нержавеющей стали с гофрированными бо­ковыми стенками, допускавшими вертикальное перемещение, и резино­выми камерами внутри полозьев, которые амортизировали посадочный удар и делали посадку самолета на твердую поверхность достаточно мягкой. Кроме того были приняты меры по уменьшению посадочной ско­рости самолета ДАР: его крыло имело сравнительно небольшую нагрузку на площадь (72 кг/м2) при нормальной полетной массе; по задней кромке крыла самолета на 77% полуразмаха устанавливались весьма эффективные посадочные щитки типа Цап, а по концам крыла имелись так называе­мые -«плавающие элероны», задние секции которых могли одновременно отклоняться вниз и работать как посадочные щитки. Все эти меры обес­печивали самолету ДАР очень низкую посадочную скорость, равную всего 70 км/ч.
Первоначально для самолета ДАР была разработана оригинальная, ранее не встречавшаяся в практике мирового самолетостроения, компоно­вочная схема силовой установки, обеспечивавшая повышение тяговых характеристик винтов и снижение лобового сопротивления самолета. По этой схеме силовая установка ДАР должна была состоять из двух дви­гателей Испано-Сюиза 12, которые устанавливались над лодкой в тандем, но носками друг к другу так, что их толкающий и тянущий воздушные винты образовывали систему соосных воздушных винтов, вращающихся в разные стороны. При этом диски винтов работали в профилированном кольце, нижняя часть которого образовывалась вогнутой верхней палубой лодки и полукольцевым центропланом крыла с горизонтальными стой-




Рис, 5. Дальние арктические разведчики:
1 — ДАР с двигателями, установленными «носок к носку» и воздушными винтами в кольцевом канале (проект); 2 — ДАР с тандемной силовой установкой (тянущий в толкающий воздушные винты); 3 — арктический разведчик АРК-3


хами, проходившими по оси кольца и связывавшими между собой лон­жероны консолей крыла и гондолы двигателей. Сверху кольцо замыка­лось легким несиловым обтекателем (рис. 5).
• Продувки в аэродинамических трубах ЦАГИ модели ДАР с работаю-Пщми воздушными винтами в кольцевом канале, проведенные И. В. Ос-тославским и В. Н. Матвеевым, показали существенное снижение лобо­вого сопротивления модели, приращение тяги винтов и повышение аэро­динамического качества самолета. Э4>фект возрастания тяги воздушных винтов в кольцевом канале получил название «эффекта Бартини* [2], он используется в практике современного самолетостроения особенно
К
, создании самолетов вертикального взлета и посадки (Белл Х-22, яан XY-5A и др.) [3].
в конечном итоге по настоянию Б. Г. Чухновского для опытного самолета ДАР была принята тандемная силовая установка на крыле с разнесенными тянущим и толкающим воздушными винтами, хорошо проверенная при эксплуатации в Арктике на самолетах Дорнье «Валь», но одновременно вызвавшая много трудно устранимых проблем при соз­дании ряда отечественных опытных самолетов (см. рис. 5).
Конструкция самолета ДАР выполнялась из тонкой нержавеющей стали Энерж-6, она была довольно сложной и трудоемкой в производ­стве, требовала наличия для сборки специальной технологической оснастки и уникального сварочного оборудования. В лодке самолета ДАР имелись четыре отсека для членов экипажа: передний отсек штурмана, отсек лет­чиков с раздельными фонарями над рабочими местами левого и правого летчиков, средний и кормовой отсеки, в которых размещались бортме­ханик и радист.
Самолет ДАР прошел заводские летные испытания в конце 1935 г. и весной 1936 г. Летал Б. Г. Чухновский с бортмехаником В. И. Че-чиным и ведущим инженером И. А. Берлиным. В процессе испытаний выполнялись взлеты с воды и посадки на лед. После посадки на воду ДАР мог самостоятельно выруливать на берег и продолжать полет, взлетая со льда. С нормальной полетной массой 7200 тег самолет имел макси­мальную скорость 240 км/ч у поверхности воды и при нормальной за­правке топливом его дальность достигала 2000 км, а продолжительность полета составляла 9 ч (табл. 5). В перегрузочном варианте при полной заправке топливом и с полетной массой 9000 кг продолжительность полета ДАР достигала 20 ч. Тем не менее, несмотря на достаточно хорошие характеристики и заказ пяти самолетов ДАР полярной авиацией, они серийно не строились, главным образом из-за сложности производства: отечественная промышленность в то время еще не располагала в нужном количестве сложным сварочным оборудованием, способным обеспечить производство даже малой серии таких самолетов.
Одновременно с работами по самолету ДАР, обладавшему рядом уникальных свойств, конструкторская группа И. В. Четверикова вела разработку дальнего арктического разведчика АРК-3, который являлся обычным двухдвигательным гидросамолетом с меньшими геометрическими размерами и массой, чем ДАР Р. Л. Бартини, но со значительно боль­шей скоростью и максимальной дальностью полета до 3000 км.
Гидросамолет АРК-3 являлся четырехместной летающей лодкой высо-копланом с положенным на лодку крылом, имевшим нагрузку на площадь до 100 кг/м2, и оборудованным двумя подкрыльевыми ненесущими по­плавками, расположенными примерно на полуразмахе крыла. Над крылом и лодкой устанавливались два двигателя воздушного охлаждения М-25
Таблица 5
* 25 апреля 1937 г. установлен мировой рекорд высоты 9190 м с контрольным грузом 1000 кг; летчик А. В. Ершов.
Дальность полета 3000 км при перегрузочной полетной массе 5800 кг.
Продолжительность полета до 20 ч при перегрузочной полетной массе 9000 кг.
Основные данные дальних арктических разведчиков


Тип самолета ДАР АРК-3-1 АРК-3-2
Двигатели Испано-Сюиза 1? М-25 М-25А
Мощность двигателей, л. с:
максимальная 2 X 860 2 X 710 2 X 730
номинальная 2 X 760 2 X 635 2 X 650
Площадь крыла, м2 100 58,7 59,55
Полетная масса, кг 7200 4787 5600
Полная нагрузка, кг 2380 1545 1958
Максимальная скорость, км/ч 240 308 320
Время набора высоты 3000 м, мин 15 10 —
Практический потолок, м 5500 7600* —
Дальность полета, км 2000 1000" —
Продолжительность полета, ч 9*" 7 —
Посадочная скорость, км/ч 70 105 ПО

АРК-3
(см. рнс. 5). Двигатели размещались в тандем по краям двигательной гондолы, которая стояла над лодкой на тонком профилированном цент­ральном пилоне и соединялась с крылом V обратными лентами-расчал­ками, работавшими только на растяжение. Предполагалось, что такая ком­поновка позволит предотвратить забрызгиванне силовой установки при рулении по воде, взлете и посадке при тех минимальных габаритных размерах, которые имел АРК-3. Обводы двухреданной лодки были при­няты близкими к обводам самолета МДР-3, но поперечное сечение ее днища стало значительно более простым — без вогнутых участков у оси симметрии лодкн (см. рис. 1).
Конструкция самолета АРК-3 — смешанная: лодка и каркас оперения цельнометаллические нз дюралюминиевого сплава, а крыло и подкрыль­ные поплавки деревянные. Обшивка крыла и оперения самолета — полот­няная. В лодке имелись три кабины для членов экипажа самолета — носовая кабина для штурмана, кабина для двух летчиков и хвостовая кабина для наблюдателя. В центральной части лодки под крылом обо­рудовалось грузо-пассажирское помещение.
Летные испытания первого опытного самолета АРК-3-1 были начаты весной 1936 г. Его данные были признаны высокими: с нормальной по­летной массой 4787 кг самолет развивал максимальную скорость 308 км/ч, а дальность полета с перегрузочной полетной массой 5800 кг достигала 3000 км (см. табл. 5).
Отмечались и недостатки самолета. Относительно короткий нос лодки АРК-3-1 приводил к тому, что при движении гидросамолета по воде даже относительно небольшая волна заливала открытую носовую кабину штурмана, а брызги от форштевня попадали и в передний воздушный винт. Кроме того, прочность крепления гондолы двигателей к лодке былд признана недостаточной. По результатам государственных испытаний, за­вершившихся в сентябре 1936 г. в конструкцию АРК-3-1 внесли изме­нения: переднюю кабину штурмана сделали закрытой с прозрачным кол­паком в самом носу лодки, а на скулах носа лодки установили плас-тннки-брызгоотражатели, боковые ленты-расчалки силовой установки заме­нили жесткими подкосами. Тем не менее дальнейшие полеты АРК-3-1 закончились катастрофой — летом 1937 г. при грубой посадке двигатель­ная установка упала вперед прямо на кабину летчиков. Летом 1938 v.

И, В. Четвериков (1909-1987)
потерпел катастрофу и второй опытный самолет .АРК-3-2, представляв­ший собой военный вариант арктического разведчика с оборонительным вооружением на турелях в носовой и средней частях фюзеляжа. Кроме того, на этом самолете был сделан вырез в нижней части лодки за вто­рым реданом для выдвижной пулеметной установки. Этот вырез и явился непосредственной причиной катастрофы — прочность лодки в зоне выреза оказалась недостаточной и она переломилась в воздухе. Дальнейшие работы по самолету АРК-3 были прекращены.
В 1935— 1936 гг. к созданию современного морского дальнего развед­чика привлекаются конструкторские коллективы Г. М. Берисва, И. В. Чет­верикова, а несколько позже П. Д. Самсонова, и одновременно в США с фирмой Консолидейтед были начаты переговоры о приобретении ли­цензии для производства в СССР современного морского разведчика — летающей лодки. Задание иа разработку поплавкового морского дальнего разведчика и бомбардировщика-торпедоносца на базе сухопутного самолета ДБ-3 получил и коллектив С. В. Ильюшина.
С инициативным предложением о создании морского дальнего раз-ведчика-летающей лодки с использованием крыла, силовой установки, оперения, системы управления и вооружения бомбардировщика ДБ-3 выс­тупил и В. Б. Шавров, работавший в те годы на авиационном заводе в Комсомольске-на Амуре, строившим ДБ-3. В 1937 г. начались проектно-конструкторские работы по этому самолету, получившему обозначение МДР-7, и строительство опытной машины, но все было прекращено в конце 1937 г. Основные усилия были сосредоточены на постройке опытных гидросамолетов МДР-5 и МДР-6.
Из этих самолетов первым на летные испытания, начавшиеся летом 1937 г. был выпушен опытный самолет МДР-6 (рис. 6), созданный под руководством И. В. Четверикова. Проект его разрабатывался с учетом опыта создания и летных испытании арктического разведчика АРК-3,
or
<'i 20.680
Рис. 6. Морские дальние разведчики второй половины 30-х годов: •««** 1 — МДР-6; 2 — МДР-5: 3 — ГСТ — гидросамолет транспортный
влияние которого на схему и конструкцию самолета МДР-6 можно оце­нить как решающее. Как и АРК-3 новый дальний разведчик отличался предельно малыми для самолетов своего класса геометрическими раз­мерами. Главным схемным отличием МДР-6 от AJPK-3 являлось приме­ненное впервые в СССР на гидросамолете, крыло типа ччайка> с уста­новленными в местах перегиба крыла на его верхней поверхности гон­долами двигателей. Такая схема крыла и принятое расположение дви­гателей позволяли удалить воздушные винты на достаточное расстояние отводы, избежать их забрызгивания при рулении, взлете и посадке, а также обеспечить безопасность экипажа при грубых посадках в случаях, подобных происшедшим с РОМ-1 и АРК-3-1. Поперечная остойчивость МДР-6 обес­печивалась двумя ненесущими подкрыльными поплавками, расположен­ию на полуразмахе крыла. Однокилевое хвостовое оперение по своей форме и взаимному расположению киля и стабилизатора также имело , того общего с хвостовым оперением АРК-3.
; Конструкция МДР-6 была цельнометаллической, за исключением по-лотняной обшивки элеронов и рулей. Экипаж самолета состоял из четырех , человек, размещавшихся в трех отсеках лодки, разделенных водонепро-? вяцаемыми перегородками. В носовом отсеке была оборудована кабина
МДР-6 (Чс 2)
штурмана с подвижной турелью под пулемет ШКАС. В центральном отсеке перед крылом самолета располагалась кабина для двух летчиков, сидевших рядом, а в кормовом отсеке находилась кабина стрелка-ра­диста с экранированной турелью для пулемета ШКАС. Проектом пре-/^усматривалось наличие пятого члена экипажа — стрелка 4 кинжальной> пулеметной установки за задним реданом, но после катастрофы АРК-3-2 эта огневая точка была ликвидирована. Бомбовое вооружение МДР-6 обеспечивало подвеску 400 кг бомб на наружных бомбодержателях под крылом. В перегрузку самолет мог поднимать до 1000 кг бомб.

Тип самолета Эскизный проект МДР 6 МДР-6 МДР 6
Год выпуска 1936 1937 1938 1939
Двигатели М 25 М 25Е M 62 М 63
Мощность двигателей, л. с. 2Х 625 2 X 720 2 X Ю00 2Х И 00
Площадь крыла, м* 59.4 59.4 59.4 59,4
Полетная масса, кг:
нормальная 5200 5600 5600 6700
максимальная — 6450 6500 7200
Полная нормальная нагрузка, кг 2100 1513 1660 2600
Максимальная скорость, км/ч 355 338 350 360
на расчетной высоте, м 3000 зооо 4000 юм
Время набора высоты 5000 м, мин 24 19.9 15
Практический потолок, м 9200 8500 10 000 9000
Техническая дальность полета, км:
при нормальной полетной массе 1800 -˜ 2700 2650
при перегрузочной полетной массе — 2650 3800
Экипаж 5 4 4
Число пулеметов з г 2 г
Посадочная скорость, км/ч 90 95 100 по
Таблица б
Основные данные опытных и серийных самолетов МДР-6
Летные испытания первого опытного самолета МДР-6 с двигателями М-25Е выявили его весьма высокие в то время летные данные для само­летов такого класса. При нормальной полетной, массе 5600 кг он имел максимальную скорость 338 км/ч на расчетной высоте, а при перегрузочной полетной массе 6450 кг максимальная техническая дальность полета до полного выгорания топлива достигала 2650 км (табл. 6). Однако харак­теристики скоропод-ьемности самолета требовалось улучшить. Это было до­стигнуто на второй опытной машине с более мощными двигателями М-62,
которая проходила летные испытания в 1938 г. Новые двигатели при той же, что и у первой машины нормальной и перегрузочной полетной массе позволили увеличить не только скорость, скороподъемность и прак­тический потолок МДР-6, но и значительно повысить техническую даль­ность полета — до 3800 км при перегрузочной полетной массе 6500 кг (см. табл. 6).
Государственные испытания МРД-6 с двигателями М-62 завершились в декабре 1938 г. Летно-технические качества самолета были признаны удовлетворительными, его устойчивость и управляемость — хорошими. Он был рекомендован к принятию на вооружение авиации военно-морского флота, и в 1939 г. началось его серийное производство на Таган­рогском авиационном заводе в варианте с двигателями М-63. Однако серийное производство самолетов МДР-6, получивших в конце 1940 г. обозначение Че-2, продолжалось недолго. Оно было прекращено в первый год войны в связи с эвакуацией завода и уже не возобновлялось. Всего за время серийного производства было построено около серийных самолетов МДР-6 и Че-2, и они принимали участие в Великой Отечественной войне.
Постройка первого опытного самолета МДР-5, созданного под руко­водством Г. М. Бериева одновременно с МДР-6, была завершена в конце 1937 г. Этот дальний разведчик являлся свободнонесущим высокопланом с прямым крылом, положенным на лодку,.центральная часть которой вы­полнялась в виде надстройки с размещенными в ней кабинами летчиков вт заднего стрелка (см. рис. 6). На крыле самолета устанавливались два двигателя воздушного охлаждения М-87 А. По размаху крыла гондолы двигателей располагались максимально прижатыми к бортам лодки так, что концы их воздушных винтов вращались прямо перед лобовыми стеклами кабины летчиков. Это позволяло иметь с внешней стороны двигателей под каждым пол укрыл ом_ достаточно места для наружной подвески бомбового Груза массой до 1000 кг в перегрузку. На концах крыла устанавливались ненесущие поплавки боковой остойчивости. Продольные и поперечные об­воды лодки МДР-5 были во многом схожи с обводами лодки МДР-6, они разрабатывались на основе рекомендаций ЦАГИ.
Конструкция самолета МДР-5 — цельнометаллическая. Крыло — мо­ноблочное с четырьмя тонкостенными лонжеронами, связанными в силовой кессон работающей обшивкой. На задней кромке крыла с нагрузкой на площадь до 117 кг/м2 имелись посадочные щитки, занимавшие около 65% размаха. Оперение самолета — обычной однокилевой схемы с горизон­тальным стабилизатором, установленным в нижней части киля. Лодка выполнялась двухпалубной: на нижней палубе в кабинах носовой части лодки размещались передний стрелок и штурман, на верхней палубе были кабины летчиков и заднего стрелка. Экипаж самолета состоял из пяти человек. Оборону самолета от нападения воздушного противника и пораже­ние мелких надводных целей обеспечивали пулеметы ШКАС в передней и задней экранированных турелях. Для защиты хвоста самолета предусматри­валась нижняя «кинжальная* пулеметная установка за задним реданом.
Летные испытания МДР-5, имевшего также заводское обозначение МС-5, начались весной 1938 г. Самолет показал неплохие летные данные: его максимальная скорость на расчетной высоте оказалась равной 345 км/ч, . а высоту 5000 м он набирал за 21 мин. Однако несмотря на значи тельно большую полетную массу МДР-5 по сравнению с опытными само­летами МДР-6 имел меньшую максимальную дальность полета, что опре­делялось почти на 2000 кг большей массой пустого самолета МДР-5 (табл. 7). Кроме того, отмечалось, что МДР-5 уступает МДР-6 по характе-рвстикам устойчивости и управляемости, а также по мореходности на волне. 15 августра 1938 г. опытный самолет МДР-5 потерпел аварию. Из-за высокой посадочной скорости разрушилась лодка.
Второй опытный самолет МДР-5 выполнялся уже по типу самолета-амфибии с убирающимся в борта лодки и задний "редан колесным шасси. Однако мореходность и этого самолета оказалась недостаточной — потре-
6овались доработки по заделке колесных ниш в бортах лодки и удлине­нию ее носовой части на 0,3 м. К этому времени уже было принято . решение о запуске в серию МДР-6, и работы по доводке МДР-5 прекратили.
Были прекращены работы также и по поплавковому бомбардировщику-торпедоносцу и дальнему разведчику ДБ-ЗТП, созданному в 1938 г. под руководством С. В. Ильюшина. Испытания этого самолета показали, что по сравнению с сухопутными бомбардировщиками ДБ-3 его поплавко­вый вариант стал иметь, меньшую скорость и дальность полета, техни­ческое обслуживание ДБ-ЗТП и подвеска бомб значительно усложнилась, а мореходность самолета не позволяла использовать его, как и другие поплавковые машины при высоте волны зыби, большей 0,45—0,5 м.
В 1938 г. в серийное производство была запущена также и летающая лодка ГСТ (гидросамолет — транспортный), являвшаяся лицензионным воспроизведением самолета PBY-1, который был создан в США фирмой Консоли дейте д в 1935 г. Выполненный по схеме цельнометаллического подкосного моноплана типа парасоль с крылом, установленным над плоской и широкой лодкой на толстом центральном пилоне, гидросамолет ГСТ имел два двигателя М-87 или М-88 и при полетной массе 12 250 кг развивал максимальную скорость до 329 км/ч, обладая продолжитель­ностью полета, равной 20 ч. Экипаж самолета ГСТ состоял из пяти — семи человек — штурмана в носовой кабине, двух летчиков, радиста, находив­шегося в центральной кабине, в которой мог работать и штурман, борт­механик, рабочее место которого оборудовали в центральном пилоне, и двух наблюдателей в задней кабине. Имелся и пассажирский вариант самолета ГСТ с центральной кабиной, переоборудованной в пассажирский салон на 20 мест. Пассажирские самолеты этого типа имели обозначение МП-7 (см. рис. 6).
В 1938 — 1940 гг. было построено 27 летающих лодок ГСТ и МП-7, которые в основном использовались как дальние арктические разведчики и совершали полеты продолжительностью до 25 ч. Как и МДР-6 самолеты ГСТ, вооруженные 4—5 подвижными оборонительными пулеметами ШКАС и поднимавшие до 800 кг бомб на наружных бомбодержателях под крылом, принимали участие в Великой Отечественной войне.
Морские тяжелые бомбардировщики. С конца 20-х годов военные спе­циалисты сочли целесообразным в состав морской авиации включить не только дальние разведчики, которые могут выполнять задачи морских бомбардировщиков, но и специальные тяжелые бомбардировщики — ?*мор­ские крейсера» по терминологии того времени, способные выполнять

Тип самолета МДР-6 МДР-5 ДБ-ЗТП ГСТ
Год выпуска 1938 1938 1938 1938
Двигатели М-62 М-87А М-86 М-87
Мощность двигателей, л. с. 2 X 1000 2 X 950 2 X 950 2 X 950
Площадь крыла, м2 59,4 78,5 65,6 130
Полетная масса, кг:
нормальная 5600 8000 7550 12 250
перегрузочная 6500 9200 8600 —
Полная нормальная нагрузка, кг 1660 1917 1920 5580
Максимальная скорость, км/ч 350 345 343 329
на расчетной высоте, м 4000 5250 4000 4300
Время набора высоты 5000 м, мин 19,9 21 18,2
Техническая дальность полета, км
при нормальной полетной массе 2700 2415 2600*
при перегрузочной полетной массе 3800 — 2308
Экипаж 4 5 3 5-7
Посадочная скорость, км/ч 100 120 110—115 85
* При заправке 1320 кг горючего; при заправке 4260 кг — дальность полета 4500 км.
Основные данные дальних морских разведчиков конца 30-х годов
Таблица 7
разведку отдаленных районов моря, наносить мощные бомбовые удары по обнаруженным соединениям судов противника, а также по его отдаленным морским базам и прибрежным укрепленным районам. Перед <морскими крейсерами» ставилась также задача сопровождения судов своего флота, их прикрытие с, воздуха.
В июле 1931 г. Управление ВВС сообщило ЦАГИ технические тре­бования к <морскому крейсеру», способному поднимать до 6000.кг бомб, иметь максимальную скорость 300 км/ч и радиус действия 1000 км, вести мощное стрелково-артиллерийское вооружение из четырех пяти обо­ронительных пулеметов и двух-трех малокалиберных автоматических пу­шек.
Проектные исследования параметров самолета, удовлетворяющего тре­бованиям ВВС, показали, что он будет иметь значительную полетную массу, крыло площадью около 305 м'ис размахом 51 м. Использование для такого самолета классической однолодочной схемы было связано с большими весовыми и аэродинамическими потерями из-за необходимости применения высокой и широкой лодки с большим миделем поперечного сечения для получения требуемых водоизмещения и мореходности самоле­та, обеспечения его поперечной остойчивости, что, в свою очередь, опреде­ляло наличие на самолете или больших «жабр», или подкрыльевых поплав­ков также с большими размерами и миделем поперечного сечения, так как большой размах крыла приводил даже при малых углах крена самолета к большим линейным перемещениям концов крыла, к необходимости защиты их от ударов о воду. Уменьшение размаха крыла и его относительного удлинения с целью понизить высоту лодки и уменьшить геометрические раз­меры поплавков поперечной остойчивости, как показал опыт создания в Гер­мании в 1929 г. самого большого в те годы гидросамолета Дорнье-Х с крылом, имевшим удлинение, равное 5,-привело бы к резкому ухудшению аэродинамического качества и летных данных самолета, особенно высоты и дальности полета [4].
В конечном итоге для -«морского крейсера», получившего обозначение МК-1 (АНТ-22) была выбрана схема цельнометаллического двухлодочного гидросамолета-катамарана. Его свободнонесущее крыло большого удлине­ния (А, = 8,5) укладывалось на две лодки, размещавшиеся примерно на 30% размаха каждого полу крыла. Лодки, имевшие максимальную ширину по 2,5 м, обеспечивали самолету не только требуемую мореходность, но и от­личную поперечную остойчивость, благодаря образованной ими «колее» ши­риной 15 м.
Рис. 7. Морской крейсер МК-1, выполненный по схеме двухлодочного гидро самолета-катамарана
Самолет МК-1 имел шесть двигателей М-34Р, которые устанавливались над крылом в трех тандемных гондолах, каждая с тянущим и толкающим воздушными винтами диаметром 4,2 м. Центральная тандемная гондола силовой установки размещалась по оси симметрии крыла над гондолой экипажа, а крайние двигательные тандемы — по осям лодок (рис. 7).
Хвостовые части лодок переходили в вертикальные кили, которые образовывали двухкилевое вертикальное оперение. Кили лодок соединялись между собой неподвижным центропланом горизонтального стабилизатора, внешние консоли которого, выходящие за кили, имели изменяемый в полете угол установки. По высоте вертикальных килей стабилизатор устанавливался в плоскости оси тандемных силовых установок для уменьшения влияния изменения режима работы двигателей на продольную устойчивость и управляемость самолета.
Двухреданные-лодки самолета МК-1 выполнялись взаимозаменяемыми. Они имели сильно развитую носовую часть и поперечное сечение днища с относительно небольшой килеватостью характерной для поплавков (см. рис. 1), форма которых была определена на основе «протасок» многочисленных моделей лодок с различными вариантами обводов в гидро­канале ЦАГИ.
Экипаж самолета МК-1 состоял из 11 человек. Рабочие места штурмана, двух летчиков и бортмеханика оборудовались в центральной гондоле, укрепленной на центроплане крыла по оси симметрии и выступавшей за его переднюю кромку. Гондола экипажа выполнялась двухступенча-хой для обеспечения хорошего обзора силовых установок в полете, кабина бортмеханика несколько возвышалась над кабиной летчиков и в ее верхней застекленной части имелся люк для выхода к двигателям. В правой и левой лодках оборудовались рабочие места шести стрелков и, кроме того, в правой лодке сразу за кабиной переднего стрелка имелась кабина радиста, работавшего с приемопередающей радиостанцией ПСК-1, с по­мощью которой могла осуществляться телефонная радиосвязь на расстоя­ние около 350 км.
Стрелково-артиллернйское вооружение самолета размещалось в лод­ках. В левой лодке последовательно устанавливались экранированные туре­ли: носовая с пулеметом ШКАС, задняя (за крылом) с пушкой «Эрликон» калибра 20 мм и кормовая (за вертикальным оперением) со спаренным пулеметом ДА-2. Носовая турель правой лодки имела пушку «Эрликон*, задняя — пулемет ШКАС и кормовая — спарку ДА-2. Максимальный бое­запас двух пушек состоял из 600 снарядов, а всех бортовых пулеметов — 14 ООО патронов. Бомбардировочное вооружение — подвеска до 6000 кг бомб или четырех авиационных торпед общей массой до 4800 кг. Бомбы размещались как внутри межлодочного центроплана крыла, относи­тельная толщина которого равная 19,6%, позволяла оборудовать в нем восемь бомбоотсеков высотой до 1,4 м с кассетными держателями для 32 бомб массой по 100 кг, так и снаружи — на балочных держателях, рассчитанных на подвеску или шести бомб массой по 1000 кг, или четырех торпед массой по 1200 кг.
Заводские испытания МК-1 начались 8 августа 1934 г. Самолет испытывался в варианте дальнего разведчика с полетной массой 28750 кг и на нем была достигнута максимальная скорость 233 км/ч, которая оказалась ниже расчетной. Оставляли желать лучшего скороподъемность самолета, набиравшего высоту 3000 м за 34 мин, и его практический потолок, равный 3500 м. Государственные испытания самолета в варианте тяжелого бомбардировщика с 5 т бомб и полетной массой 32500 кг определили максимальную скорость в 203 — 205 км/ч и дальность полета 1330 км. По оценке испытателей недостаточные скорость, скороподъем­ность, потолок и дальность полета МК-1 явились следствием как применения тандемных установок двигателей, которые недодавали тяги из-за снижения КПД задних воздушных винтов, вращавшихся в спутной струе от передних, так и применения невысотных двигателей М-34Р без нагнетателя. Госу­дарственные испытания МК-1 закончились поздней осенью 1935 г. По их результатам был сделан вывод, что самолет имеет хорошие обводы лодок и прекрасную гидродинамику, позволяющую ему взлетать и садиться в открытом море с полетной массой 32,5 т при высоте волны 1,5 м и ветре 8-^12 м/с, устойчиво вести себя на воде при совершении всех необходимых эволюции. В полете МК-1 отличался хорошей устойчи­востью, управляемостью и маневренностью. Полный вираж он выполнял за

МК-1 (ЛНТ-22)
85 с. Было принято решение улучшить летно-технические данные самолета путем установки двигателей с нагнетателями, облегчения конструкции и улучшения его аэродинамики. Однако эта работа не проводилась. Для налаживания серийного производства такой крупной машины требова­лось время и серийные МК-1 могли поступить на вооружение морской авиации только в конце 30-х годов, т. е. тогда, когда самолет даже с улучшенными летно-тактическими данными безнадежно устареет.
8 декабря 1936 г. на опытном самолете МК-1 с шестью двигателями М-34Р летчики Т. В. Рябеико и Д. Ильинский установили мировой рекорд грузоподъемности для гидросамолетов, подняв груз массой 10 т на высоту 1942 м. Однако это не б1*ло пределом для МК-1 — в других полетах, не зарегистрированных как мировое достижение, на нем поднимался груз 13000 кг. После этих полетов работы по самолету МК-1 были прекра­щены.
Еще в процессе летных испытаний МК-1, когда стало ясно, что лстно-тактические данные этого самолета уже не соответствуют новым требова­ниям, было принято решение до появления более совершенного гидросамо­лета, работа над которым уже развернулась в КОСОС ЦАГИ, для выполне­ния задач морского тяжелого бомбардировщика использовать дальний ра.жедчик МДР-4 в варианте с перегрузочной полетной массой 16230 кг. Как морской бомбардировщик МДР-4, получивший новое обозначение МТБ-1. мог поднимать нормальный бомбовый груз массой 2000 кг и нести его на дальность 890 км, имея максимальную скорость 226 км/ч (табл. 8). Однако в 1936— 1937 гг. было построено всего несколько самолетов МДР-4 н МТБ-1, так как основные усилия коллективов гндросамолето-строителей и военных специалистов были сосредоточены на строительстве, испытаниях, доводке и внедрении в серию дьух новых перспективных гидросамолетов — дальнего разведчика МДР-6 и тяжелого бомбардиров­щика МТБ-2.
Работа по созданию морского дальнего бомбардировщика МТБ-2 (АНТ-44) была начата несколько необычно. Осенью 1934 г. английская фирма Шорт, предложила спроектировать и построить для СССР четырех-д мигательный лодочный гидросамолет типа Шорт S.23 с максимальной






Рис. 8. Морской тяжелый бомбардировщик МТБ-2: / — первый опытный самолет; 2 — второй опытный самолет
скоростью 300—320 км/ч и дальностью полета с нормальной полетной массой равнбй 1200—1300 км. Решение вопроса о целесообразности выдачи этой фирме заказа на такой самолет было предоставлено ЦАГИ. На основе эскизных проработок и прикидочных расчетов, выполненных мор­ской бригадой КОСОС во главе с А. П. Голубковым, А. Н. Туполев и на­чальник ЦАГИ Н. М. Харламов направили в Управление ВВС заключение о том, что ЦАГИ может построить тяжелый гидросамолет с лучшими летно-техническими данными, чем у самолета фирмы Шорт. На основе этого заключения Совет Труда и Обороны СССР 27 декабря 1934 г. принял постановление о передаче заказа на тяжелый четырехдвигательный лодоч­ный гидросамолет КОСОС ЦАГИ.
В соответствии с техническим заданием Управления ВВС новый четы­рехдвигательный гидросамолет должен был строиться как морской тяжелый бомбардировщик, способный вести боевую работу на всех морских театрах, базируясь на необорудованных гидроаэродромах, то есть находясь на плаву, и совершая полеты в сложных, метеоусловиях в строю или одиночно. МТБ-2 должен был обеспечивать также перевозку людей, тран­спортировку боеприпасов и горючего, обладать мореходными качествами для выполнения взлета и посадки при волне 1,0—1,5 м и ветре 7—10 м/с. Дальность полета с бомбовым грузом 2000 кг задавалась равной 1000 км, а максимальная скорость —300 км/ч на высоте 1000 м.
В декабре 1935 г. была завершена разработка эскизного проекта самолета МТБ-2 (АНТ-44) и началась постройка первой опытной машины. Самолет выполнялся по схеме цельнометаллической летающей лодки-вы-сокоплана с крылом типа «чайка» и обычным однокилевым вертикальным оперением. Четыре двигателя М-85, снабженные воздушными винтами ВИШ-3 диаметром 3,25 м, устанавливались в носке крыла, и их лобовое сопротивление было значительно меньше, чем при ранее применявшейся установке гондол двигателей над крылом на многочисленных стойках. Для удобства обслуживания двигателей при нахождении самолета на плаву носки крыла по обеим сторонам каждой гондолы двигателя выполня­лись в виде откидных стремянок трапов (рис. 8).
Первый экземпляр МТБ-2 (АНТ-44) с моторами М-85
Обводы двухрсданнои лодки МТБ-2 н ее ненесущих поплавков попереч­ной остойчивости были выбраны на основе протасок их моделей в гндро-каналс ЦАГИ и они имели много общего с обводами морских гидроса­молетов, построенных в СССР в 1935— 1939 гг. (см. рис. 1). Ширина лодки, павная 2,6 м. и высота ее бортов должны были не допускать заливания водой кабин экипажа н двигателей. Лодка имела обычную конструкцию с силовым набором из мощной килевой балки, стрингеров и шпангоутов.
Самолетом управлял экипаж из шести человек штурмана (он же стрелок носовой установки), двух летчиков, борттехника, стрелка-радиста и кормового стрелка.
Бомбовое вооружение МТН 2 обеспечивало внутреннюю и наружную подвеску под крылом различных бомб общей массой 2000 кг, в том числе двух бомб массой по 1000 кг. В состав оборонительного вооружения самолета входили экранированные подвижные турельные уста­новки — носовая и кормовая пушечные башни, оснащенные пушками ШВАК, и средняя (за крылом) турель с пулеметом ШКАС. Кроме турельной имелась еще и люковая установка с пулеметом ШКАС на нижней поверхности лодки за се задним реданом. Оба пулемета обслуживал стрелок-радист самолета.
В конце марта 1937 г. постройка первого опытного самолета МТБ-2 с двигателями М-85 была завершена. Его первый пол err с колесным шасси состоялся 19 апреля 1937 г. в Москве под управлением летчика Т. В. Рябенко. Заводские испытания самолета проводились на Химкинском водохранилище. В полетах участвовали также летчики М. М. Громов и А. Б. Юмашев. По общей оценке летчиков самолет хорошо маневрировал на воде в условиях Химкинского водохранилища, его взлет и посадка были просты, управляемость самолета на всех режимах полета — нормальная. Устойчивость пути и поперечная устойчивость оценивались как положи­тельные, но отмечалось, что самолет нейтрален уже при центровке 32,8% САХ. т. с. устойчив на более передних и неустойчив на более задних центровках. Полет в болтанку требовал повышенной работы рулями н летчики предлагали несколько уменьшить аэродинамическую компенса­цию руля высоты. В целом самолет был прост и доступен для освоения летчиками морской авиации.
Эти основные выводы подтвердили и государственные испытания са­молета, начавшиеся в ноябре 1937 г. При нормальной полетной массе 17250 кг МТБ-2 с двигателями М-85 имел скорость 298 км/ч на высоте 100 м и максимальную скорость 326 км/ч на расчетной высоте (табл. 8). Такие летные данные, хотя и соответствовали техническим требованиям ВВС, нее же были признаны недостаточными, и на самолет

Тип самолета МК-1 МТБ-1 МТБ-2



первый опытный второй опытный*
Год выпуска 1934 1935 1937 1938
Двигатели М 34Р М-34Р М-85 М-87 М-87А
Мощность двигателей, л. с. 3 X 830 3 X 830 4 X 850 4 X 950 4х 950
Площадь крыла, м2 304,5 177,6 144,7 146,7
Полетная масса, кг:
нормальная 28 750 — 17 250 18 500 19 000
перегрузочная 32 500 16 250 — 21 500 21 000
Полная нормальная нагрузка, кг 7787 5546 5250 6500 6000
Максимальная скорость, км/ч 233 226 326 355 351
на расчетной высоте, м ˜0˜ 0 3000 3750 4000
Время набора высоты 3000 м,
мин 34 23,5 16 15,9 12,5
Практический потолок, м 3500 4470 6360 6600 7100
Дальность полета, км 1330 890 2500 3000" 2500'"
Экипаж 11 7 6 6 6
Посадочная скорость, км/ч 110 120 120 125 125
Таблица 8
Основные данные морских тяжелых бомбардировщиков
* Самолет-амфибия с поднимающимся, но не убирающимся шасси.
В отчете по результатам государственных испытаний указан радиус действия 1500 км. С 2000 кг бомб.
установили новые более мощные двигатели М-87, с которыми МТБ-2 начал проходить государственные испытания в июле 1938 г. С двига­телями М-87 и полетной массой 18 500 кг самолет развивал скорость 313 км/ч на высоте 1000 м и имел максимальную скорость 355 км/ч на расчетной высоте (см. табл. 8).
По результатам государственных испытаний был сделан вывод, что МТБ-2 с двигателями М-87 обеспечивает выполнение задач морского бом­бардировщика с бомбовой нагрузкой 2000 кг и радиусом действия 1500 км. Скорость самолета, его потолок и расположение огневых точек были признаны удовлетворяющими техническим требованиям и МТБ-2 рекомен­довался к принятию на вооружение авиации советского военно-морского флота.
После завершения государственных испытаний первый опытный само­лет был переоборудован в амфибию — на нем установили складывающи­еся по направлению к крылу и фиксирующееся в положении выше ватерли­нии, но не убирающееся колесное шасси, двигатели заменили двигателями М-87 А, скулы носовой части лодки оборудовали пластинками-брызгоотра-жателями, для защиты средних двигателей от попадания в них воды. Полеты самолета показали, что наличие шасси мало сказалось на его летных данных, но испытания его не были доведены до конца; в феврале 1939 г. из-за неудачной посадки на воду самолет был разбит и затонул.
Испытания МТБ-2 в варианте амфибии были продолжены на втором опытном самолете ЦАГИ-44Д с двигателями М-87 А, который от первого отличался несколько увеличенной площадью крыла, горизонтального стаби­лизатора с рулями высоты и киля (см. рис. 8). Первый полет второго опытного самолета состоялся 26 июня 1938 г. под управлением летчика М. Ю. Алексеева на Московском аэродроме. Государственные испытания начались в апреле 1939 г. Их проводил летчик И. Т. Сухомлин. Во время испытаний МТБ-2 в варианте амфибии была получена скорость 314 км/ч на высоте 1000 м и максимальная скорость 351 км/ч на расчетной высоте (см. табл. 8). По оценке летчиков второй опытный самолет был динамически устойчив, имел хорошую маневренность, мог продолжать по­лет при отказе любого из четырех двигателей и при отказе двух двигателей, расположенных на одной стороне крыла. Мореходность самолета обеспечи-

вала его надежную посадку при волне высотой до 1,5 м. На основании результатов государственных испытаний первого и второго опытных само­летов Комитетом обороны при Совете Народных комиссаров СССР было принято решение о запуске в серию самолета МТБ-2 с двигателями М-88, но это решение не было выполнено, и серийно самолеты МТБ-2 не строи­лись. Можно предположить, что этому способствовало принятие на воору­жение советских ВВС таких сухопутных бомбардировщиков как ДБ-ЗФ и ТБ-7, обладавших перед МТБ-2 неоспоримыми преимуществами в летно-тактинеских данных, простоте эксплуатации и технического обслуживания. Кроме того, базируясь на сухопутных аэродромах эти машины могли действовать практически над всей акваторией Черного, Балтийского, Белого и Баренцева мооей. прилегающей к границам СССР.
Однако история МТБ-2 (ЦАГИ-44Д) на этом не окончилась. 17—19 ию­ня 1940 г. экипаж летчика Й. Т. Сухомлина установил на самолете амфибии ЦАГИ-44Д несколько мировых рекордов высоты полета с грузом, в частности, с грузом массой 1000 кг поднялся на высоту 7134 м, а с грузом 5000 кг — на высоту 5219 м. Спустя три месяца 28 сентября 7 октября 1940 г. экипаж И. Т. Сухомлина установил на ЦАГИ-44Д рекорд скорости при полете с грузом 1000 кг по замкнутому маршруту про­тяженностью 1000 км — 277,5 км/ч, а с грузом 2000 кг— 241,9 км/ч.
Второй опытный самолет МТБ-2 довольно длительное время состоял на вооружении ВВС Черноморского флота и принимал участие в боевых действиях Великой Отечественной войны.
Корабельные самолеты. Одновременно с созданием гидросамоле­тов авиационные и военные специалисты начали прорабатывать вопросы, связанные с базированием самолетов на морских судах. Интерес к таким самолетам определялся прежде всего интересами разведки — не­обходимостью первыми обнаружить суда противника на возможно большем расстоянии от собственной эскадры и уничтожить их внезапным для про­тивника огнем орудий главного калибра. Такие самолеты, совершающие вместе с судами морские походы, нужны были и для корректировки артиллерийского огня своих судов, а затем и для обнаружения подводных лодок.
Работы в этом направлении сосредоточились как на создании специ­альных бортовых корабельных самолетов, базирующихся на обычных военных судах, так и на создании специальных судов-авианосцев, имеющих довольно большую по своим размерам полетную палубу, способных выпус­кать или принимать на свою палубу самолеты с обычным сухопутным шасси, конструкция которых, естественно, разрабатывалась с учетом таких необычных условий эксплуатации.
Проблема создания бортовых корабельных самолетов для оснащения ими крейсеров и линкоров была решена созданием специальных ката­пультных устройств, установка которых на кораблях обеспечивала взлет корабельного самолета с ограниченного пространства палубы военного корабля. Имея длину '20—25 м и различную конструкцию движущего механизма, катапульты разгоняли установленные на них самолеты до взлетной скорости при перегрузке до четырех единиц. После первой мировой войны катапультные самолеты-разведчики стали необходимой принадлежностью многих военных кораблей, имевших орудия главного калибра с загоризонтной дальностью стрельбы.
В середине 20-х годов в связи с восстановлением и модернизацией судов военно-морского флота в СССР также начинают проявлять инте­рес к корабельной авиации. При этом оборонительная доктрина совет­ского военно-морского флота того времени, предусматривавшая в основ­ном защиту силами флота своего побережья и транспортных коммуника­ций от действий флота противника, определила интерес советских воен­ных специалистов главным образом к бортовым корабельным самолетам, а не к авианосной авиации, уже в то время считавшейся не оборони­тельной, а мобильной ударной боевой силой.
В связи с полным отсутствием опыта создания и эксплуатации бор­товых корабельных самолетов в 1929 г. было принято решение закупить в Германии катапульту К-3 и партию двухместных корабельных развед­чиков Хейнкель HD.55, приспособленных к взлету с этой катапульты.
Катапульта К-3, также созданная фирмой Хейнкель, представляла собой ферму, в которой монтировались баллон со сжатым до 60—80 атмосцэер воздухом, воздушная камера с внутренним поршнем и полиспаст-ный механизм. Поршень камеры тросом полиспастного механизма был свя­зан с разгонной тележкой, на которой устанавливался приготовленный к взлету самолет. При открытии вентиля баллона поршень, двигаясь в камере, с помощью полиспастного механизма разгонял тележку с самолетом, обеспечивая ей в конце катапульты (в зависимости от давленая в баллоне и передаточного числа полиспаста) скорость 110—130 км/ч. После взлета самолета разгонная тележка останавливалась с помощью тормозных колодок. Катапульта К-3 имела длину разгонной части 20 м, а длину тормозного пути 3 м. С нее могли стартовать самолеты, имевшие полетную массу до 3500 кг. Перегрузка при взлете ката­пульты могла достигать трех единиц.
Купленные вместе с катапультой самолеты Хейнкель HD.55 являлись двухместными однодвигательными летающими* лодками-бипланами дере­вянной конструкции. Всего было приобретено около 30 планеров самолета HD.55, на которые были установлены советские двигатели воздушного охлаждения М-22. Кабина летчика этих самолетов, получивших в советских ВВС обозначение КР-1 (-«корабельный разведчик — первый»), размещалась непосредственно под гондолой двигателя в носовой части лодки, а кабина стрелка-наблюдателя оборудовалась в средней части фюзеляжа за биплан­ной коробкой крыльев. С полетной массой 2200 кг самолет КР-1 развивал максимальную скорость у воды — 194 км/ч и имел продолжительность полета до 5,5 ч (табл. 9).
Катапульта К-3 сначала была установлена на линкоре -«Парижская коммуна», но в 1935 г. ее перенесли на крейсер «Красный^ Кавказ». На этих кораблях катапульта и самолеты КР-1 проходили своего рода войсковые испытания. Однако большая часть самолетов КР-1, состоявших на вооружении, применялась не с катапульты, а с воды: самолет спускали на воду с помощью бортовой стрелы и после выполнения задания поднимали обратно на палубу корабля. Самолеты состояли на вооружении до 1938 г. [5].
Опыт эксплуатации катапульты К-3 и самолетов КР-1 был положен в основу технических требований к созданию более совершенных оте­чественных катапульт и корабельного бортового самолета. В 1935 г. Совнарком СССР принимает решение о создании опытных образцов ката­пульт. Одновременно ОКБ МС руководимое Г. М. Бериевым, получило задание на создание опытного корабельного самолета-разведчика КОР-1.
Новыми катапультами и корабельными самолетами предполагалось во­оружить легкие крейсеры типа «Киров», предназначенные, в частности, для разведки при действии в составе эскадры и для операций на торговых путях противника.
ОКБ МС в 1937 г. выпустило на летные испытания первый советский катапультный корабельный самолет-разведчик КОР-1 с одним двигателем, установленным в капоте типа, примененного на истребителе И-16. чСамо--лет предназначался для ведения морской разведки, корректировки артилле­рийского огня, бомбометания с пикирования, связи и воздушного боя. Он выполнялся по схеме двухместного однопоплавкового биплана с поплав­ками поперечной остойчивости на концах нижнего крыла. Конструкция — цельнометаллическая с полотняной обшивкой крыльев, фюзеляжа и опере­ния. На поплавке самолета имелись силовые узлы, обеспечивавшие его крепление к разгонной тележке катапульты. Управление машиной — двой­ное, как из кабины летчика, так и из кабины летчика-наблюдателя. Бипланная коробка консолей крыльев складывалась назад для удобства хранения на корабле. В неподвижной части центроплана верхнего крыла устанавливались два стреляющих вперед пулемета ШКАС. Еще один, но уже подвижный оборонительный пулемет ШКАС имелся в кабине летчика-наблюдателя. В состав оборудования самолета входили радиостанция
Корабельный разведчик КОР-1 (Бе-2)
? аэрофотоаппарат. В перегрузочном варианте КОР-1 мог поднимать две бомбы массой по 100 кг. С нормальной полетной массой 2486 кг максимальная скорость КОР-1 достигала 245 км/ч у воды и 277 км/ч на высоте 2000 м. (см. табл. 9), но его мореходность была естественно хуже, чем у лодочного КР-1. При испытаниях отмечалось и недостаточное охлаждение двигателя на рулении. И хотя КОР-1 не прошел государ­ственных испытаний, он все же был принят на вооружение и строился се­рийно. До установки катапульт на кораблях типа < Киров» серийные самоле­ты КОР 1 осваивались летным составом как в морском варианте с воды и с катапульты К-3, так и в сухопутном на колесном шасси.

Тип самолета . КР-1 КОР-1 ОС ГА СПЛ
Год выпуска 1930 1937 1934 1935
Двигатель М-22 М 25 М-11 МП
Мощность двигатели, л. с. 480 700 100 100
Площадь крыла, и' 56.9 29.3* 17.0 13.4
Нормальная полетная масса, кг 2200 2486. 880 800
Iiu.iiun нормальная нагрузка, кг 650 686 250 208
Максимальная скорость, км/ч 194 277 170 186
на расчетной высок-, м 0 мню 0 0
Время набора, мин 15.5 20 15.3
высоты, м 3000 5000 МНЮ
Практический потолок, м 4800 6600 3500 5400
Продолжительность полета, ч 5.5 3.0 э.о 2.5
Экипаж 2 2 2 2
Посадочная скорость, км/ч 80 100 75 85
Основные данные бортовых корабельных самолетов
* Нижигг крыло самолета обор у дом лось посадочными закрылками.
Таблица 9
Первые отечественные катапульты поступили на государственные испы­тания только в 1939 г. Они были приняты на вооружение и установлены на новейших в то время советских крейсерах Балтийского и Черно­морского флотов. Серийные самолеты КОР-1 с увеличенными лобовыми отверстиями продува цилиндров двигателя состояли на вооружении этих
Рис. 9. Самолет для подводной лодки:
/ —самолет ОСГА; 2— самолет СПЛ (пунктиром показаны крыло, оперение, мотогондола в сложенном положении)
крейсеров и в предвоенные годы интенсивно использовались для тренировки летного состава корабельной авиации. В первый год Великой Отечественной войны отмечались случаи использования КОР-1 на сухопутном шасси про­тив вражеских войск на Южном фронте. Тогда же самолет КОР-1 получил новое обозначение Бе-2.
Бортовые катапульные самолеты для надводных кораблей не были единственным направлением работ в этой области. С начала 30-х годов в Советском Союзе велись опытно-конструкторские работы и по созданию бортовых самолетов для больших крейсерских подводных лодок типа <Л> и <К>.
Сама идея вооружения подводных лодок самолетами возникла еще в годы первой мировой войны, но практически она была осуществлена только в середине 20-х годов. В 1924—1925 гг. самолетами вооружили две японские подводные лодки. К концу 20-х и началу 30-х годов самолеты состояли на вооружении уже американских, итальянских, французских и английских подводных лодок. [6]. Наличие самолета на борту под­водной лодки обеспечивало повышение ее боевой э4крективности за счет расширения района наблюдения при поиске противника.
В 1931 г. И. В. Четвериков, работавший в то время начальником морской бригады ЦКБ ЦАГИ, выступил с предложением о создании самолета для подводных лодок с минимальными габаритами, который в сложеннном состоянии мог разместиться в ангаре подводной лодки длиной
QUI — самолет для подводной лодкн

7,5 м и высотой 2,5 м. Время подготовки самолета к полету или уборки его в ангар после полета не должно было превышать 5 мин. Пред­полагалось, что он будет обладать лучшей мореходностью по сравнению с зарубежными самолетами такого же назначения. Управление ВМФ хотя и поддержало это предложение, но из-за сообщений о гибели в январе 1932 г. английской подводной лодки М-2 из-за нарушения герметичности самолетного ангара, не торопилось с его реализацией. Ускорение хода работ по постройке самолета для подводной лодки (СПЛ) способствовал началь­ник Полярной авиации Главсевморпути М. И. Шевелев, предложивший И. В. Четверикову построить на базе СПЛ самолет-амфибию, которую предполагалось использовать для выполнения задач ледовой разведки на ледокольных пароходах, выполняющих плавание по Северному морскому пути, в частности, на пароходе «Челюскин», к отплытию которого и планировалось завершение постройки самолета-амфибии. Разработка раоо чих чертежей самолета-амфибии и СПЛ выполнялась в отделе строитель­ства глиссеров и аэросаней (ОСГА) Самолетного НИИ ГВФ. Постройка опытною самолета амфибии с поднимающимся, но неубирающимся шасси, получившего обозначение ОСГА-101, была начата весной 1933 г., а через три месяца развернулись работы и над опытным самолетом для подводной' лодки.
Оба самолета имели одинаковую аэродинамическую схему, но отлича­лись друг от друга геометрическими размерами и конструкцией: в отличие от гидросамолета СПЛ самолет-амфибия ОСГА-101 имел большую площадь крыла н был нескладываюшимся (рис. 9). Самолеты выполнялись по схеме лета кипи х лодок свободнонесущих высокопланов с ферменной хвостовой частью фюзеляжа, несущей двухкилевое вертикальное и обычное горизон­тальное оперение; на них устанавливались двигатели М-11 мощностью 100 л. с, снабженным тянущим воздушным винтом и установленным над центропланом крыла на пилоне, сваренном из стальных труб. Конструкция лодок и трех лонжерон ных крыльев — пельнодеревянная с фанерной и по­лотняной обшивкой. Всю заднюю кромку крыла занимали элероны, причем их внутренние секции до 50% полуразмаха выполнялись «зависающими» и на посадке использовались как закрылки. Однореданная лодка имела поперечное сечение по форме близкое к поперечному сечению лодки дальнего разведчика МДР-3, но без вогнутых участков у оси симметрии лодки (см. рис. 1). Для уменьшения поперечного сечения лодкн н увеличения ее относительного удлинения экипаж самолетов размещался
Рис. 10. Проект самолета-торпедоносца МП, подвешиваемого под самолетом, ТБ-3: / — самолет МП после отцепления от самолета-носителя; 2 — самолет МП в посадочной конфигурации
чуступом» — рабочее место летчика-наблюдателя было несколько смещено назад по отношению к рабочему месту пилота. В связи с малой пло­щадью вертикального оперения и для улучшения маневренности на воде на конце лодки СПЛ имелся водяной руль.
В отличие от ОСГА-101 конструкция крыла, пилона двигателя и кон­сольных частей стабилизатора СПЛ обеспечивала их складывание: крылья поворачивались относительно среднего лонжерона на угол 90° и укла­дывались вдоль бортов лодки, пилон с двигателем опрокидывался назад, а консоли стабилизатора отклонялись вниз (см. рис. 9). Для убыстре­ния процесса складывания-раскладывания самолета СПЛ в узлах стыка аг­регатов устанавливались быстросъемные пальцы-фиксаторы. В сложенном виде СПЛ имел длину 7,45 м, ширину—2,12 м и высоту 2,35 м. Для складывания СПЛ требовалось 3—4 мин, а подготовка к полету занимала 4—5 мин. Бомбовое и стрелковое вооружение у самолета СПЛ от­сутствовало.
Весной 1934 г. летчик Н. Г. Кастанаев выполнил первый полет на самолете ОСГА-101, взлетев с поверхности Москвы-реки. Последующие полеты с воды и суши подтвердили основные проектные данные ОСГА-101 (см. табл. 1), приемлемую устойчивость и управляемость, простой взлет с водной поверхности.
Постройка самолета СПЛ была завершена в декабре 1934 г., но его летные испытания начались только весной 1935 г. в Севастополе. Be время государственных испытаний летчик А. В. Кржижевский достиг на СПЛ максимальной скорости 186 км/ч и высоты 5400 м (см. табл. 9). Летные качества самолета были признаны удовлетворительными, но отмечались и такие недостатки самолета, как неудовлетворительная продольная и поперечная устойчивость из-за резкого сваливания самолета на крыло при выходе на большие углы атаки, сложность взлета при обычной в откры­том море волне.
В 1936 г. самолет СПЛ демонстрировался на Международной авиа­ционной выставке в Милане под обозначением Гидро-1, а через год, в сен­тябре и октябре 1937 г. летчик А. В. Кржижевский установил на Гидро-1 мировые рекорды скорости по замкнутому маршруту—170,2 км/ч и даль­ности полета по прямой Одесса — Гаджибей — 470,7 км для гидросамо­летов такого класса.
В. Б. Шавров (1898-1976)

Серийно самолеты ОСГА-101 н СПЛ не строились. После гибели паро хода «Челюскин» и полного выяснения обстоятельств гибели английской подводной лодки М 2 интерес к таким самолетам заметно снизился из-за сложности их эксплуатации как п экстремальных арктических условиях, так и в условиях выполнения под йодной лодкой дальнего морского по­хода. Прекратилось строительство подводных лодок с самолетным воору­жением и .за рубежом, но, тем не менее, несколько японских подводных лодок, вооруженных бортовыми самолетами, принимали участие в боевых операциях второй мировой войны [6\.
Среди Аортовых самолетов, создававшихся в середине 30-х годов в СССР» следует отметить и самолет МП (морской подменой), который предназначался для использования в качестве торпедоносца, действующего С сухопутного самолета бомбардировщика ТБ-3 (рис. 10). После старта в воздухе с бомбардировщика и выполнения боевого задания самолет МГ] должен был совершать посадку на воду, а в случае необходимости и взлетать с йоды, ио уже без торпеды. Назначение самолета определило и его конструктивные особенности. Он выполнялся по необычной схеме одноместной летающей лодки низкоплана с водоизмещающей средней частью крыла, двигателем Испаио-Сюнэа 12. установленным в носовой части лодки и поднимающимся вверх при шкядке и 'взлете. В лодке самолета МП имелась выемка под торпеду. Экспериментальные исследо­вания модели самолета в гидрокапале ЦАГИ подтвердили возможность его создания. Был построен макет самолета и в 1936 году началась его постройка, но она затянулась из-за нерешенности многих конструктивных проблем. В 1938 г. самолет был построен но к летным испытаниям не был допущен, и работы но нему были прекращены.
Многоцелевые самолеты-амфибии. Среди работ по созданию гидроса­молетов, проводившихся н Советском Союзе и 20 с и 30 с годы, довольно
значительное место занимают работы над многоцелевыми самолетами-амфибиями. Они предназначались для использования в народном хозяй­стве страны, и они должны были отвечать жестким требованиям эксплуа­тации на всей территории Советского Союза и особенно в таких мало­освоенных в те годы районах, как Дальний Восток и Крайний Север. Из созданных за эти годы амфибий наибольший успех пришелся на доли) трехместного самолета Ш-2, активно проработавшего в народном хозяйстве; страны более 30 лет (табл. 10).
Прототипом Ш-2 стала «самодельная» летающая лодка-амфибия Ш-1, спроектированная В. Б. Шавровым и построенная им в 1929 г. Самолет выполнялся по схеме летающей лодки-подкосного полутораплана и имел двигатель воздушного охлаждения «Вальтер* мощностью 85 л. с. с тяну­щим воздушным винтом диаметром 2,35 м. Двигатель устанавливался по оси' симметрии самолета в носке верхнего крыла, приподнятого над лодкой на стойках и подкосах из стальных труб. Свободнонесущее нижнее крыло, самолета располагалось у самой ватерлинии лодки и имело встроенные р§ конструкцию крыла поплавки боковой устойчивости. Слабокилеватая фор-; ма поперечного сечения днища однореданной лодки обеспечивала возмож­ность эксплуатации самолета при волне до 0,3 м. Сама лодка водонепрони- • цаемыми переборками делилась на пять отсеков, и в одном из них, распо­ложенном под центропланом крыла примерно на 40% его хорды, оборудо­валась кабина, в которой на двух расположенных рядом сиденьях раз­мещались члены экипажа самолета (или два летчика, или летчик и борт­механик), а за ними пассажир. В кабине имелось двойное управление самолетом с тросовой проводкой от рычагов управления к рулям (рис. 11).
Особенностью аэродинамической компоновки самолета Ш-1, а затем и Ш-2 являлись очень большие углы заклинения верхнего и нижнего крыль­ев (6,5 и 10° соответственно), что позволяло полностью использовать мак­симальный коэффициент подъемной силы крыла (угол атаки 15 — 16°) при относительно небольшом (10°) угле наклона самой лодки при касании воды или суши. В горизонтальном полете, когда угол атаки крыла уменьшался до 3°, носовая часть лодки самолетов Ш-1 и Ш-2 была немного опущена вниз, что обеспечивало хороший обзор вперед из кабины экипажа. Кроме того, выбранные углы заклинения крыла и продольного наклона лодки при посадке (так называемого угла продольной килеватости) позволяли иметь очень небольшую высоту стоек шасси, что упрощало конструк­цию шасси и снижало его массу. Самолеты Ш-1 и Ш-2 были первыми советскими самолетами-амфибиями и выбранные для них соотношения углов продольной килеватости и заклинения крыла использовались и на последующих советских амфибиях, естественно, с поправкой на другие несущие способности крыльев.
Конструкция самолетов Ш-1 и Ш-2 выполнялась смешанной: лодка, консоли крыльев и оперение были цельнодеревянными с фанерной и по­лотняной обшивкой. В зоне установки двигателя в конструкции централь­ной части крыла первоначально использовался дюралюминий, но затем на серийных машинах металл заменили деревом, но дюралюминиевую обшивку крыла оставили для защиты конструкции от языков огня из выхлопных патрубков цилиндоов двигателя. Шасси самолета состояло из двух отдельных стоек с полуосями и шнуровой резиновой амортизацией. На полуоси могли быть надеты колеса или специально спроектированные для самолета лыжи. Подъем и опускание шасси производилось враще­нием рукоятки ручного тросового привода, установленной в центре при­борной доски. При этом полуоси с колесами или лыжами скользили по дугообразным направляющим, установленным на бортах лодки, и фикси­ровались в поднятом положении над ватерлинией лодки, в плоскости ее верхней палубы.
21 июня 1929 г. летчик Б. В. Глаголев выполнил первый полет на самолете Ш-1, а затем и все полеты по программе заводских испытаний. По результатам государственных испытаний, проведенных в сентябре 1929 года был сделан вывод о необходимости установки более мощного двигателя.
Самолет-амфибия Ш-2
Созданный с учетом опыта полетов Ш-i второй опытный самолет, полу­чивший обозначение Ш-2, отличался от прототипа не только двигателем М-11 воздушного охлаждения мощностью 100 л. с, но и увеличенной при­мерно на 4,5 м" площадью крыла и возросшей почти на 150 кг полетной массой. Изменилась и форма верхнего крыла в плане — размах центро­плана уменьшился, а отъемные части крыла стали иметь небольшую стре­ловидность по передней кромке и очертания задней кромки, близкие к эллипсовидной. Кроме того, для удобства хранения самолета на кораблях и в небольших ангарах отъемные части крыла Ш-2 стали выполняться смалывающимися: они поворачивались назад на 90й вокруг оси, прохо­дившей по заднему лонжерону и болту крепления заднего подкоса крыла.
Первый полет Ш-2 состоялся 11 ноября 1930 г., а уже летом следую щегогода он успешно прошел государственные испытания. С нормаль­ной полетной массой 93/ кг он имел максимальную скорость 139 км/ч, практический потолок 3850 м и продолжительность полета от 4 до 11 ч; посадочная скорость была всего 60 км/ч. Летные данные Ш 2 были приз налы достаточными, а устойчивость и управляемость - приемлемыми: при наборе высоты эффективность рулей и элеронов была мала, но при к рей серскнх скоростях полета управляемость самолета значительно улучши­лась. При движении по водной поверхности сидевший глубоко в воде нос лодки Ш-2 с увеличением скорости создавал сильное брыэгообраэование, но по мерс подъема носа брызгообразованне уменьшалось, и перед вы­ходом ее па редан оно полностью исчезало. Для сокращения времени выхода на редан и прекращения вбрызгивания кабины летчика нл 111-2, как и ва других самолетах со слабокилсвым днищем лодки, применялся метод взлета с попеременными «дачами» ручки управления » процессе разбега «от себя» и «на себя» [7].
При нормальном варианте загрузки самолет имел довольно задний эк­сплуатационный диапазон центровок -27 34,5% САХ. В случае выхода за эти пределы, например, в перегрузочном варианте (с двумя членами экипажа и двумя пассажирами на борту) центровка самолета доходила до 37,5% САХ, и он становился очень строгим в пилотировании - «висел на ручке», и невнимательность летчика могла привести к потере скорости. С целью сделать центровку более'перелней и упростить управление само­леты Ш 2 более поздних выпусков оборудовались передними бзгажнпками в носовой части лодки, в которых размещался груз массой 25 кг.
Первый серийный самолет 111 2 был выпущен в апреле 1932 г., серий­ное производство его продолжалось до 1934 г. Всего на заводе построили около 2Г0 самолетов 111-2. Они широко использовались на местных воз­душных линиях в Сибири, на Дальнем Востоке и Крайнем Севере, вале-




A lU

Рис. 11. Самолет-амфибия Ш-2:
/ — пассажирский вариант; 2 — санитарный вариант

Тип самолета Ш -2 АСК МА-1 Ш-7
Год выпуска 1932 1947 1935 1939 1940
Двигатель М-11 М-11Д М-22 МГ 31Ф МГ-31Ф
Мощность двигателя, л. с. 100 125 480 330 330
Площадь крыла, м2 24 ,7 66,4 29,6 23,3
Нормальная полетная мяг.са. кг 937 1100 3450 2200 1900
Полная нормальная нагрузка, кг/см2 277 400 1000 750 670
Максимальная скорость, км/ч 139 137 215 210 218
Время набора высоты 1000 м, мин 8,3 10 7 4 5
Практический потолок, м 3850 2860 4100 4300 2960
Дальность полета, км 500 560 700 1000 920
Число пассажиров 2- -3 6 4 4
Экипаж 2- -1 1 2 2
Посадочная скорость, км/ч 60 65—70 90 84 90
Таблица 10
Основные данные самолетов-амфибий для народного хозяйства
тали и садились на небольшие сухопутные аэродромы, на многочисленные в тех краях реки и озера. В качестве самолетов для ледовой и рыбной разведки и для спасения терпящих бедствие людей Ш-2 применялись на всех морях, омывающих территорию Советского Союза. Эти амфибии патрулировали леса, несли службу по охране государственных границ, на них проводилась первоначальная подготовка летчиков морской авиации. Серийно строился и санитарный вариант самолета — Ш-2С. На нем за передними сидениями, где размещались летчик и врач, оборудовалась кабина для носилок с больным, закрывавшаяся прозрачным фонарем (рис. 11).
В 1939 г. из-за отсутствия более совершенных самолетов-амфибий ремонтные базы ГВФ своими силами стали строить Ш-2, и такое произ­водство этих машин продолжалось до начала 50-х годов. Они выпускались с более мощными двигателями М-11ЛиМ-11Д(115и125л.с. соответствен­но), с одиночным управлением, оборудовались системой запуска двигателя сжатым воздухом, имели триммеры на рулях высоты. В 1952 г. строились самолеты ПГ2 с закрытой кабиной экипажа. Их эксплуатация продол­жалась до середины 60-х годов.
Относительно большое число построенных самолетов Ш-2, не могло, конечно, обеспечить всех потребностей бурно развивавшихся в те годы различных районов СССР в воздушном транспорте, и с начала 30-х годов отдельные конструкторские группы выступили с проектами самолетов-амфибий для народного хозяйства. До 1940 г. были построены опытные гидросамолеты для аэрофотосъемки (Ш-5), для северного края (АСК), для местных авиалиний (МА-1 и Ш-7), однако все они серийно не строились.
* *
Оценивая развитие советских гидросамолетов различных типов в 20-е ? 30-е годы, можно сделать вывод, что советская авиационная промыш­ленность уже к началу 30-х годов имела высококвалифицированные науч­ные, конструкторские и производственные кадры, способные решить задачу создания гидросамолетов, отвечающих требованиям ВВС и имеющих летно-тактические данные сравнимые с данными лучших зарубежных аналогов. Однако в те годы советская авиационная промышленность еще не рас­полагала достаточными мощностями, чтобы в дополнение к строившимся серийно сухопутным самолетам выпускать еще и несколько типов морских Самолетов. В определенной степени сдерживающее влияние на развитие Отечественного гидросамолетостроения оказала и оборонительная доктрина советского военно-морского флота, в соответствии с которой операции флота могли обеспечивать тогдашние сухопутные самолеты-истребители, скорост­ные, дальние и тяжелые бомбардировщики.

Принятые во второй половине 30-х годов планы строительства ?го океанского военно-морского флота потребовали начать pa6oi кым поколением гидросамолетов, в конструкции которых предпола юльзовать весь научно-конструкторский и производственный зад< шенный советскими гидросамолетостроителями.
20 мая 1939 г. на заседании Главного военного совета ВМФ 13нано необходимым оснащать авиацию флота наряду с сухопу 1ами самолетов также лодочными и бортовыми гидросамолетами пей мореходностью и большой дальностью полета, способными о ъ взаимодейсвие с флотом. Были. определены и основные тиш астивных гидросамолетов —МБР-317, МДР-301, МДР-288, КО >Р-3. Однако работы над этими машинами не удалось заверил июня 1941 г.


ЛИТЕРАТУРА
Техника воздухоплавания, 1912, JS&5.
Остославский И. В., Матвеев В. Н. О работе винт помещенного в кольце.— Труды ЦАГИ, 1935, № 248.
Курочкин Ф. П. Основы проектирования самолетов с ве] тикальным взлетом и посадкой.— М.: 1970.
Самсонов П. Д. Проектирование и конструкции гидросам* летов.— ОНТИ НКТП СССР, 1936.
Иванов П. Н. Крылья над морем.— М.: Воениздат, 197!
Бойков Б. В. Корабельная авиация.— М.: Воениздат, 194
Самолет Ш-2 с мотором М-11 Д. Летно-техническая эксплуат ция.— Релиз дат Аэрофлота, 1947.

Глава
7
ТЯЖЕЛЫЕ
И ДАЛЬНИЕ БОМБАРДИРОВЩИКИ






ТЯЖЕЛЫЕ БОМБАРДИРОВЩИКИ
Родоначальником боевых самолетов нового типа — многодвигатель-ных тяжелых бомбардировщиков со значительной для своего времени бомбовой нагрузкой, большой дальностью полета и мощным оборони­тельным вооружением, стали самолеты «Русский витязь» и «Илья Муро­мец», созданные в России незадолго до первой мировой войны. Они разрабатывались конструкторским коллективом Русско-Балтийского завода во главе с И. И. Сикорским. Еще в 1911 г. И. И. Сикорский приступил к работе над проектом многодвигательного «аэроплана для стратегичес­кой разведки*. Его огромные размеры (размах крыла 27 м), полезная нагрузка, почти вдвое превышавшая тогдашний мировой рекорд грузо­подъемности, и наличие нескольких двигателей — были слишком необычны ? выходили за рамки установившихся в то время представлений, в со­ответствии с которыми некоторые авиационные специалисты считали мало­вероятной саму возможность полета многодвигательного самолета. Пред­полагалось, что при остановке в полете одного из двигателей такой са­молет неминуемо должен перевернуться [1]. Нельзя сказать, что эти опа­сения не волновали коллектив И. И. Сикорского, и созданию первого в мире многодвигательного самолета предшествовали экспериментальные ис­следования. Модель самолета продувалась в аэродинамической трубе; результаты испытаний докладывались Второму Всероссийскому воздухо-ваавательному съезду. Кроме того, при постройке опытного самолета «Гранд Балтийский» были приняты конструктивные меры, если не устра­няющие, то по крайней мере значительно снижающие влияние отказа дви­гателей на одной стороне крыла: четыре двигателя самолета разместили не 00 одному вдоль размаха крыла, а попарно друг за другом в двух гон­долах, снабдив их соответственно тянущими и толкающими воздушными винтами. Смелостью и новизной отличались конструктивные решения и многих других элементов самолета. В частности, на «Гранд Балтийском» конструкторы пошли на значительное увеличение- размаха крыла. Они конечно, понимали, что такой путь связан со значительными весовыми потерями и что выбранную площадь крыльев проще было бы получить путем увеличения ширины крыльев или даже применением более легкой трехпланной схемы. Тем не менее, было принято решение об увеличении • размаха — увеличении так называемого относительного удлинения крыла ДО 5,6. Именно эта особенность аэродинамической схемы первых в мире миогодвитательных самолетов в немалой степени способствовала получе­нию их выдающихся для своего времени летных характеристик. Однако Щ все авиационные конструкторы тогда и даже несколько позже долж­ным образом оценили эту особенность первых многодвигательных самоле­та. Необычно выглядел и фюзеляж самолета «Гранд Балтийский» с за­крытой кабиной летчиков и двумя пассажирскими каютами. , ; Пилотируемый И. И. 'Сикорским «Гранд Балтийский» впервые под­нялся в воздух 10 мая 1913 г. В полетах выяснилось необоснованность первоначальных опасений: при одностороннем выключении двигателей са­молет оставался устойчивым и управляемым. После этого все четыре двигателя были поставлены в ряд на верхней поверхности нижнего крыла, йоварно на каждой его стороне. Такое решение определило на много лет вперед схему тяжелого многодвигательного самолета. Получивший

















г
обозначение «Русский витязь» самолет с разнесенным по размаху крыла расположением двигателей успешно летал, и на нем летом 1913 г. был установлен мировой рекорд продолжительности полета с семью пасса­жирами.
На основе опыта создания и испытаний «Русского витязя» кон структорское бюро И. И. Сикорского построило .еще более совершенный воздушный корабль — четырехдвигательный биплан «Илья Муромец». Повторяя в целом схему своего предшественника, новый самолет имел целый ряд конструктивных и аэродинамических улучшений. На ней впер­вые в мировой практике русские конструкторы применили «аэродинами­чески чистый» сплошной фюзеляж без выступающей кабины летчиков, причем экипаж самолета был обеспечен определенным уровнем ком­форта — рабочие места снабжались электроосвещением, а кабина обогре­валась теплым воздухом. Ничего подобного не встречалось на самолетах того времени. Первый полет «Ильи Муромца» состоялся 11 декабря 1913 г., и в процессе заводских летных испытаний выявились его выдающиеся летные качества. Пилотируемый И. И. Сикорским «Илья Муромец» уста­новил ряд мировых рекордов грузоподъемности, продолжительности и вы­соты полета с пассажирами [2].
Начавшаяся мировая война предопределила дальнейшую судьбу «Ильи Муромца»—в качестве дальнего разведчика и бомбардировщика он принимается на вооружение русской армии (рис. 1). В декабре 1914 г. из самолетов «Илья Муромец» было сформировано первое в мире авиа­ционное соединение тяжелой бомбардировочной авиации. Большая для того времени масса бомбового груза (410—500 кг) и оборонительное во­оружение из трех, а затем из восьми пулеметов со сферической' зоной обстрела делали эти самолеты весьма эффективным средством поражения стратегических целей в глубоком тылу противника.
В декабре 1918 г. оставшиеся в распоряжении советского правитель­ства самолеты «Илья Муромец» были сведены, в дивизион воздушных кораблей, авиаотряды которого с лета 1919 г. принимали участие в боевых действиях Южного, Западного и Юго-Западного фронтов. И хотя в пер­вой мировой и гражданской войне тяжелая бомбардировочная авиация еще не в полной мере проявила свои боевые возможности, наиболее дальновидные советские авиационные и военные специалисты понимали, что дальнейшее техническое совершенствование боевых самолетов этого типа позволит создать на их основе вид военной авиации, боевое исполь­зование которого может оказать существенное влияние на ход боевых действий.
В начале 1919 г. при Главном управлении военно-воздушного флота была создана Комиссия по воссозданию тяжелой авиации под председа­тельством Н. Е. Жуковского, которая на своих заседаниях в апреле 1919 г. указала на необходимость воссоздания тяжелой авиации, на ее важную роль в военном строительстве и народном хозяйстве. На основе опыта, полученного при строительстве самолетов «Илья Муромец», комиссия разработала рекомендации для проектирования тяжелого самолета но­вого типа. Эти рекомендации поддержало командование дивизиона воз­душных кораблей «Илья Муромец», базировавшихся тогда в г. Сарапуле.
Для проектирования и постройки тяжелого самолета при Бюро изо­бретений ВСНХ весной 1920 г. была образована комиссия по Тяжелой авиации (КОМТА или КОМПТА) под председательством Н. Е. Жуковс­кого. К созданию самолета, разработке рабочих чертежей, проведению расчетных и экспериментальных исследований, организации производства были привлечены сотрудники ЦАГИ, летчики, инженеры и механики ди­визиона воздушных кораблей.
Самолет разрабатывался по схеме двухдвигательного цельнодере вянного триплана с тремя рядами крыльев сравнительно небольшого удли­нения (к= 2,5) друг над другом (см. рис. 1). Под средним крылом устана­вливались двигатели «Фиат» жидкостного охлаждения мощностью 240 л. с. Фюзеляж самолета с закрытой десятиместной кабиной по внешней форме и конструкции имел много общего с фюзеляжем самолета «Илья Муромец». Выбор схемы триплана с крылом небольшого удлинения для самолета КОМТА не был случайным. Она обеспечивала компактность и малую массу конструкции. Результаты продувок модели самолета в плоской трубе ЦАГИ, в которой крылья модели отстояли от стенок трубы с за­зором всего лишь около 2 мм, также дали хорошие результаты. Учиты­вались положительный опыт эксплуатации истребителей-трипланов «Соп-вич» и «Фоккер» и работы над тяжелыми самолетами-трипланами в Ве­ликобритании (Таррант «Табор»), Италии (Капрони Са-60 «Капронис-симо») и США (Уитмен — Левис NBL-1), проводившиеся в период разра­ботки самолета КОМТА в 1919—1921 гг.
Постройка самолета КОМТА продолжалась около десяти месяцев, и в конце 1921 г. он был перевезен из Сарапула в Москву на Научно-опытный аэродром для окончательной доводки и летных испытаний. Пер­вые пробежки й подлеты в мае 1922 г. выявили чрезмерно заднюю цен­тровку самолета и чрезмено большой противокапотажный угол шасси — при попытках выполнить подлет хвостовая часть самолета с трудом от­рывалась от земли. Для изменения центровки двигатели переместили впе­ред более чем на 1 м, и зимой 1923 г. летчик А. И. Томашевский совер­шил на самолете КОМТА первый полет. Летные характеристики само­лета оказались ниже предполагаемых: даже с неполной нагрузкой, прак­тически пустой, с полетной массой около 2700 кг самолет с трудом ото­рвался от земли, плохо набирал высоту, характеристики его устойчи­вости и управляемости оставляли желать лучшего. Максимальная скорость самолета оказалась равной 130—140 км/ч, а высота полета не превысила 600 м. Для выявления причин, обусловивших низкие летно-технические данные самолета КОМТА, в ЦАГИ провели повторные продувки модели самолета в аэродинамической трубе с зазором около 10 мм между концами крыльев и стенками трубы. Результаты этих продувок показали резкое возрастание сопротивления модели, а поверочный аэродинамический расчет С учетом теории индуктивного сопротивления подтвердил предельно ма­лый запас мощности двигателей. Коллегией ЦАГИ самолет КОМТА был щрзнан бесперспективным, и работы по нему прекратили, но его проек­тирование, постройка и испытания обогатили советских ученых, конструк-тцров и инженеров опытом, который был использован в дальнейшем при создании тяжелых самолетов новых типов.
^Работы над первым из них начались в середине 1924 г., когда Особое техническое бюро по военным изобретениям (ОСТЕХБЮРО) при Научно­














г
Рис. 2. Развитие самолета ТБ-1:
/—опытный самолет АНТ-4; 2—серийный самолет ТБ-1; 5 — поплавковый торпедо­носец ТБ-1А; 4 — самолет ТБ-1 с подвесной десантной кабиной
техническом отделе ВСНХ предложило ЦАГИ разработать проект самоле­та 4для сбрасывания предметов»-—бомб, мин, торпед. В качестве исход­ных данных для расчетов ОСТЕХБЮРО выдвинуло два требования: самолет должен иметь скорость не менее 165 км/ч и поднимать груз массой 2000 кг. В октябре того же года ЦАГИ представил эскизный проект самолета АНТ-4, рассчитанного под заданные условия, взяв на себя обязательство закончить его постройку через девять месяцев. Эс­кизное и рабочее проектирование, макет, согласование тактико-технических
Рис. 3. Схемы продольного силового набора крыла первых само­летов Г. Юнкерса и А. Н. Туполева:
/ — конструкция цельнометаллического крыла первых самолетов Г. Юн­керса. Силовая схема крыла образована рядом треугольных призмати­ческих ферм, в углах которых находятся трубчатые пояса; 2 — конструк­ция многолонжеронного цельнометаллического крыла первых самолетов А. Н. Туполева. Силовая схема крыла образована плоскими ферменными лонжеронами с трубчатыми поясами
требований, сборка опытных самолетов — все работы по созданию АНТ-4 велись под непосредственным руководством А. Н. Туполева.
По своей аэродинамической схеме АНТ-4 являлся двухдвигательным свободнонесущим монопланом с двигателями, расположенными на крыль­ях, то есть он стал первым в мире тяжелым цельнометаллическим бом­бардировщиком такого типа (рис. 2). Для 1924—1928 гг., когда преиму­щества монопланной схемы были не так очевидны и большинство зару­бежных авиационных фирм, в том числе и такие, как Фарман, Бултон — Пол, Виккерс, Хендли—Пейдж, Капрони, Мартин, Сикорский, оставались сторонниками бипланов и в редких случаях подкосных монопланов, при­нятая для АНТ-4 аэродинамическая схема была поистине новаторской: она определила практически все наиболее хаоактеоные черты последую­щих бомбардировщиков.
" ' Много новых решений имела и цельнометаллическая конструкция пла­нера самолета АНТ-4. На нем было впервые применено многолонже-рйнное (с пятью лонжеронами) крыло с редко расставленными нервюрами tfc работающей на сдвиг от кручения обшивкой из гофрированных коль-чугалюминиевых листов переменной (от 0,8 до 0,3 мм) толщины по раз­маху крыла. Ферменные лонжероны крыла в отличие от менее совер-тенщго в технологическом отношении крыла Юнкерса имели более пере-s довую конструкцию в виде балок с двумя поясами (рис. 3). Значительные объемы толстого свободнонесущего крыла с высотой профиля от 1000 мм В корне и до 200 мм на конце позволили разместить в нем большое количество топлива.
Были приняты меры и по обеспечению технологичности самолета в {.производстве. Крыло состояло из центроплана, выполненного за одно целое со средней частью фюзеляжа, и двух объемных частей крыла, ?? л*еторые стыковались с центропланом по поясам лонжеронов десятью ко­мическими болтами. Носовая и хвостовая части фюзеляжа крепились ;,-к его средней части по узлам разъема, расположенным в плоскости пе-4 реднего и заднего лонжеронов центроплана. Поперечное сечение фюзе-н яяжа первоначально имело трехгранную форму, по типу примененной г^н»1 разведчике Р-3. Однако исследования модели самолета в аэродина-тЧ'»Мической трубе ЦАГИ показали, что фюзеляж трехгранного сечения в со-:-и.||етании с низкорасположенным крылом создает значительное лобовое со->яротивление. В связи с этим была принята новая форма поперечного ( сечения фюзеляжа — трапеция, суженная к низу, которая обеспечивала йАаметное уменьшение лобового сопротивления комбинации крыло + фю­зеляж.

Тип самолета АНТ-4 ТБ-1 ТБ 1П ТБ-2
Год выпуска 1925 1928 1931 1930
Двигатели Нэпир- BMW-VI М-17 BMW-VI
Лайон

Мощность, л. с:
максимальная 2 X 450 2 X 680 2 X 680 2 X 680
номинальная — 2 X 500 2 X 500 2 X 500
Площадь крыла, м2 121,5 115,8 115,8 128,0
Максимальная скорость полета у зем-
ли, км/ч 196.5 198—204 186 216
Время набора высоты 1000 м, мин — 5,55 7,0 3,2
Практический потолок, м 4163 4700 3620 6800
Полетная масса, кг:
нормальная 6200 6560—6720 7500 6770
максимальная — 7750 8000 —
Масса полезной нагрузки, кг:
нормальная 2186 2388 2884 2500
максимальная — 3500 3000 —
Нормальная бомбовая нагрузка, кг — 730—1000 1000 1000
Максимальная дальность полета с нор-
мальным бомбовым грузом, км 1900 1350* Радиус действия 356 км 1200
Оборонительное вооружение — Три подвижные турели со спаренными
пулеметами ДА-2 на каждой
При установке добавочных бензобаков практический радиус действия увеличивался до 750—800 км при полетной массе 8800 кг и массе бомбового груза 500 кг (по данным испытаний в нюне 1932 г.).
Таблица 1
Основные данные тяжелых бомбардировщиков
Для продольной балансировки самолета на различных режимах полета трехлонжеронный стабилизатор АНТ-4, как это было принято в то вре­мя, выполнялся подвижным с изменяемым в полете углом установки. Наиболее благоприятные характеристики шутевой устойчивости для каж­дого из серийных самолетов АНТ-4 могли быть достигнуты наземной регулировкой киля — его можно было перемещать относительно оси сим­метрии самолета, переставляя болты, крепящие к фюзеляжу переднюю часть киля. Гофрированная обшивка фюзеляжа и оперения имела тол­щину 0,3 мм. Проработанная во всех элементах простая и целесообраз­ная силовая схема планера самолета АНТ-4 позволила создать весьма совершенную конструкцию с весовой отдачей по полезной нагрузке до 45% от взлетной массы самолета.
Силовая установка опытного самолета АНТ-4 состояла из двух англий­ских двигателей Нэпир «Лайон» жидкостного охлаждения мощностью по 450 л. с. с воздушными винтами, разработанными в ЦАГИ. Питание дви­гателей бензином осуществлялось из крыльевых и фюзеляжного баков общей емкостью до 900 кг.
В начале августа 1925 г., точно в заданный срок, опытный самолет АНТ-4 (без вооружения) был закончен постройкой, перевезен на Научно-^ опытный аэродром и 26 ноября 1925 г. летчик А. И. Томашевский вы­полнил на нем первый полет. По оценке летчика самолет показал «большую устойчивость и хорошую управляемость». После полетов летчика Н. Н. Мо­розова, являвшегося представителем ОСТЕХБЮРО — заказчика самолета, в мае 1926 г. начались государственные испытания АНТ-4, в ходе ко­торых самолет продемонстрировал выдающиеся для своего времени летные и эксплуатационные качества: с полетной массой 6200 кг он развивал максимальную скорость 196,5 км/ч (табл. 1). 2 июля 1926 г. на нем был выполнен полет продолжительностью 4 ч 15 мин с полезной нагруз­кой 2054 кг, а 10 июля —полет продолжительностью 12 ч 4 мин с полезной нагрузкой 1975 кг.
Из-за затруднений, связанных с приобретением за рубежом двигателей и некоторых других ответственных частей самолета, постройка второго

опытного самолета АНТ-4, так называемого дублера, с комплектом во­оружения и бортового оборудования, полностью удовлетворяющим требо­ваниям ВВС, была завершена только летом 1928 г. По сравнению с первым опытным самолетом дублер имел несколько меньшую площадь крыла и более мощные двигатели BMW-IV жидкостного охлаждения. Наступательное вооружение самолета состояло из кассет и бомбодержа­телей для внутренней и внешней подвески бомб общей массой 930, 1070 и 1200 кг (рис. 4). Для защиты самолета от нападения противника в носовой и средних частях фюзеляжа устанавливались три подвижные пулеметные турели для спаренных пулеметов Льюис (на серийных само­летах замененные советскими пулеметами ДА) с боезапасом 10—12 мага­зинов. Находившиеся в средней части фюзеляжа средняя и кормовая, так называемые перекатные турели, расположенные одна за другой, снаб­жались подвижной кареткой для перебрасывания пулеметов с борта на борт. На самолете имелась радиостанция с радиусом действия 400 км, фотоустановка типа «Потте» и аэронавигационное оборудование. Экипаж самолета состоял из пяти человек: двух летчиков, бомбардира, работав­шего также с радио- и фотооборудованием, двух стрелков-наблюдателей у средней и кормовой турели.
Государственные испытания дублера, получившего войсковое обозначе­ние ТБ-1 (тяжелый бомбардировщик — первый), начались в августе 1928 г. й продолжались почти восемь месяцев. С нормальной полетной массой 6560 кг самолет показал максимальную скорость горизонтального по­лета 198 км/ч (см. табл. 1). Летчики отмечали простой взлет, хорошую устойчивость самолета на всех режимах полета, его способность устой­чиво лежать в вираже с креном 55°—60° при перегрузочной полетной массе 7750 кг и с креном до 70° —75° при нормальной полетной массе. Подчеркивалось, что пилотирование самолета имеет особенности, отлича-кхцие его от легких самолетов-разведчиков: требовались более крупные движения рулями при уменьшении скорости, наличие навыка для свое­временного выравнивания самолета на посадке из-за более высокого положения летчика в кабине относительно земли.
Самолет ТБ-1 прошел испытания и был принят на вооружение. Выпу­щенный весной 1930 г. аналогичный по назначению пятиместный само-яет-полутораплан ТБ 2 смешанной конструкции, созданный под руковод­ством Н. Н. Поликарпова, с такой же как у ТБ-1 силовой установкой из двух двигателей BMW-I серийно не строился. Он имел практически оди­наковые с ТБ-1 летно-технические характеристики, но значительно уступал ему по тактическим и эксплуатационным данным, срокам службы кон­струкции.
Серийные самолеты ТБ-1 начали выходить с завода летом 1929 г. Впоследствии А. Н. Туполев отмечал, что с их созданием чв нашей стране ?первые удалось поставить на твердые рельсы массовое серийное про­изводство тяжелых цельнометаллических самолетов, удалось окончательно сформировать серийный завод со всей сложной системой кооперации. Это выло очень важным завоеванием молодой советской авиационной промыш­ленности» [3]. Всего за период с 1928 по 1932 гг. было выпущено 216 са­молетов ТБ-1 с двигателями М-17, в том числе 66 самолетов ТБ-1П на поплавках.
Осенью 1929 г. на самолете АНТ-4 «Страна Советов» (без вооруже­ния) экипаж летчика С. А. Шестакова совершил исторический перелет Москва—Дальний Восток—Тихий океан — Сиетл — Нью-Йорк. Перелет проходил в сложных метеорологических условиях по необорудованной jpacce. Общая протяженность воздушного пути составила 21242 км, из ив около 8000 км над океаном. Высокие летно-технические данные, f Продемонстрированные самолетом во время перелета, совершенство его авродинамики и конструкции привлекли к нему пристальное внимание зарубежных авиационных специалистов.
i и С принятием в 1929 г. на вооружение самолета ТБ-1 в Советском Союзе началось создание первых авиационных бригад тяжелооомбардиро-вочной авиации из трех-четырех эскадрилий по 12 самолетов в каждой.
Компоновка самолета ТБ-1:
эчее место стрелка; 2 — рабочее место штурмана; 3 — рабочие места летчиков; 4 — кабина бортмеханика; 5 — бомбы мае 82 кг в фюзеляжном бомбоотсеке; 6 — переходные мостики; 7 — пол кабины стрелков; 8 — кассеты для запасных дисков ов; 9 — перекатываемая с борта на борт турель ТУР-3 с пулеметом ДА-2; 10 — передняя турель с пулеметом ДА-2; 1ливные баки (10 штук общей емкостью 2010 л); 12 — двигатель М-17

Самолет АНТ-4 «Страна Советов»
В короткий срок ТБ-1 завоевали репутацию надежного, простого и непри­хотливого в эксплуатации самолета. Его поплавковый вариант I Ь III. прошедший государственные испытания летом 1931 г.. применялся в авиа­ции военно-морского флота как бомбардировщик и дальний разведчик, на нем отрабатывалась методика воздушного торпедометания. В 1932— 1933 гг. часть самолетов ТБ-1 была оборудована подвесными десант-ными и санитарными кабинами конструкции П. И. Гроховского (см. рис. 2). Десантные кабины рассчитывались на размещение 12—16 бойцов, а са­нитарные—8 раненых на носилках. Они подвешивались на внешних бом­бодержателях под фюзеляжем самолета. Полетная масса десантной кабины с бойцами достигала 1900 кг. Санитарная кабина в случае необходимос­ти могла быть сброшена на парашюте. Отслужившие свой срок боевые самолеты ТБ-1 разоружались и передавались в гражданский воздушный флот, где они еще долгое время эксплуатировались под обозначением Г 1.
Самолеты ТБ-1 применялись в боевых действиях во время конфлик­та на КВЖД осенью 1929 г., транспортировали технику к боеприпасы в операциях у озера Хасан, на Халхин-Голе и на Карельском перешейке. Велика роль этих самолетов в освоении Арктики и многих других мало­населенных областей СССР. В марте 1934 г. на самолете АНТ-4 летчик а. В. Ляпидевский первым произвел посадку на лед в лагере челюскин­цев. Зимой 1937 г. на АНТ-4 бортовой номер Н-120 экипаж летчика Ф. Фариха совершил трансарктический перелет над Сибирью и вдоль побережья Северного Ледовитого океана. В суровых арктических условиях самолет прошел около 23000 км, выполнив 47 посадок. Как грузовые самолеты АНТ-4 (Г-1) участвовали в Великой Отечественной войне.
Самолеты ТБ-1 широко использовались в качестве «летающих лабо­раторий». На них проверялись и испытывались различные технические решения, многие нз которых нашли широкое применение в современной авиации. К ним можно отнести самолет «ЗВЕНО» В. С. Вахмистрова (1931 г.) в котором ТБ-1 являлся носителем двух истребителей И-4 запускавшихся в воздухе. Осенью 1933 г. были успешно проведены лет­ные испытания первого советского управляемого по радио самолета ТБ-1 и создана опытная эскадрилья таких самолетов, которые предполагалось использовать как в качестве беспилотных бомбардировщиков с возвра­щением на базу после выполнения задания, так и в качестве управля емого снаряда для поражения наземных целей. На самолетах ТБ-1 про водились опыты по парашютному десантированию тяжелой боевой техники

методом -«срыва», который широко используется в современной военно-транспортной авиации; беспарашютному сбросу тяжелых грузов с предель­но малых высот; применению ракетных ускорителей взлета, при работе которых длина разбега ТБ-1 с взлетной массой 7000 кг i уменьшилась в четыре раза — с 330 до 80 м; заправки топливом в воздухе; по испы­танию различного оборудования и систем.
Создание самолета ТБ-1, воплотившего в себе самые передовые кон­цепции своего времени в области, аэродинамики, строительной меха­ники и технологии, явилось значительной вехой в истории мировой авиа­ции и оказало заметное влияние на ее последующее развитие.
Свое дальнейшее развитие схема и конструкция самолета ТБ-1 нашли в создании конструкторским коллективом А. Н. Туполева самолета ТБ-3 (АНТ-6). Работу над этим выдающимся для своего времени самолетом конструкторский коллектив начал еще во второй половине 1925 г., когда ОСТЕХБЮРО запросило ЦАГИ о возможности постройки нового тяже­лого самолета с моторами общей мощностью 2000—2400 л. с, который значительно превосходил бы самолет АНТ-4 по грузоподъемности и даль­ности полета. По заданию ОСТЕХБЮРО этот самолет, получивший за­водское обозначение АНТ-б, должен был перевозить тяжелые орудия с передками, комплектом снарядов и боевым расчетом, необходимым для обслуживания орудий; танки с полным вооружением, боекомплектом и экипажем; войсковые подразделения с вооружением; различные грузы и военное снаряжение, в toml числе и катера с торпедами. Требования предусматривали также переделку самолета из сухопутного в морской вариант на поплавках.
Новым тяжелым самолетом заинтересовались и ВВС, которые также начали переговоры с ЦАГИ об использовании проектируемого самолета в частях ВВС в качестве бомбовоза, поднимающего 1065—2000 кг сбра­сываемого груза. Самолет должен был обеспечивать полет на трех дви­гателях при полной нагрузке. Согласование столь противоречивых требо­ваний к одному самолету заняло довольно длительное время. Приходилось преодолевать и большие трудности, связанные с определением типа и мощ­ности двигателей для АНТ-6. Советское двигателестроение в то время еще не могло предложить самолетостроителям двигатель требуемой мощ­ности и им приходилось ориентироваться на двигатели, закупаемые за границей, которые из-за сложной внешнеполитической обстановки того времени не всегда удавалось приобрести. Тем не менее в начале 1927 г. был разработан первый компоновочный чертеж самолета АНТ-6, а летом закончены аэродинамические продувки полной модели самолета, опреде­лены характеристики продольной устойчивости при передней, средней и задней центровке. Продолжавшееся все это время согласование требований ОСТЕХБЮРО и Управления ВВС к самолету постепенно завершилось принятием в качестве основных уточненных и значительно более расши­ренных по сравнению с первоначальными требований ВВС. Самолет АНТ-6 стал рассматриваться прежде всего как дневной и ночной тяжелый бом­бардировщик с соответствующими его назначению вооружением и обору­дованием. В конце 1929 г. облик самолета АНТ-6 — его аэродинамичес­кая схема, геометрические размеры, масса и летно-технические данные был окончательно определен, и в феврале 1930 г. военным специалис­там был предъявлен полноразмерный деревянный макет самолета. Ма­кетная комиссия в целом одобрила макет, но высказала пожелание об усилении его оборонительного вооружения путем установки подкрыльевых выдвижных пулеметных башен.
Самолет АНТ-6 выполнялся по схеме свободнонесущего моноплана с низкорасположенным крылом и с четырьмя двигателями, установлен­ными в ряд по размаху крыла, по два с каждой стороны фюзеляжа. Конструкция самолета — цельнометаллическая: крыло, фюзеляж, хвое товое оперение — из кольчугалюминиевого сплава; подмоторные рамы, стойки шасси и отдельные детали — из стали. Внешняя обшивка всего самолета — кольчугалюминиевый гофр. Агрегаты планера самолета разби­рались на части, которые можно было перевозить по железной дороге.
fee. 5. Развитие самолета ТБ-3:
ЬмТХ^ХЕл*"* сам*ОЛеТЫ ТБ-3 с двигателями М 17; 2 - самолет ТС 3 с двигателями
«?да^^ ТБ 3 с новой передней —


^Кйнструктивно-силовая схема самолета имела много общего с конструк-цией АНТ-4.
Четырехлонжеронное крыло самолета АНТ-6 трапециевидной формы в плане, площадью 230 м2 и с высотой профиля у борта фюзеляжа, равной 1,6 м.' состояло из центроплана и двух консолей. Каркас центроплана -образовывали четыре ферменные лонжерона, связанные четырьмя силовы-Чия ферменными нервюрами, из которых две нервюры лежали в плоскости Стенок фюзеляжа, а две другие — в плоскости разъемов крыла. Лонже­роны располагались двумя группами таким образом, что первый и четвертый лонжероны, а также второй и третий попарно имели одинако­вую строительную высоту. Пространство между средними лонжеронами (вторым и третьим) внутри фюзеляжа использовалось для оборудования бомбоотсека, а вне фюзеляжа — для размещения топливных баков, емкость
которых должна была первоначально обеспечивать максимальную даль­ность полета не менее 2400 км. В отъемной части крыла на участке между внутренним и внешним двигателями размещались выдвижные пулеметные башни. Коридор между первым и вторым лонжеронами служил проходом, по которому механики могли подойти к двигателям. У каждого двига­теля справа и слева от него в носке крыла имелись специальные люки. Откинутые наружу крышки этих люков использовались в качестве стре­мянок-мостков для подхода к двигателю при его наземном обслуживании. В пролете между третьим и четвертым лонжеронами проходили тросы системы управления элеронами.
Внешние формы фюзеляжа самолета АНТ-6 образовывались прямыми линиями, а его поперечное сечение было трапециевидным со слегка выпуклой верхней палубой (рис. 5). Как и на АНТ-4, фюзеляж нового самолета конструктивно состоял из трех частей: носовой, средней и хвосто- ?, вой. В носовой части фюзеляжа оборудовались кабины переднего стрелка, командира самолета (он же штурман-бомбардир) и его помощника, первого и второго летчиков, сидевших рядом друг с другом, бортмехаников. : В закрытой кабине командира самолета и его помощника (в последующем 3 эти обязанности были возложены на первого и второго летчиков), устанавливались два сиденья, рядом с которыми в полу имелись отверстия ] для работы с бомбардировочными прицелами Герца, а также для аэрофото- \ аппарата. Из передней кабины можно было пройти в открытую кабину \ летчиков и далее в закрытую кабину механиков, из которой через двери ] в бортах фюзеляжа можно было попасть внутрь крыла к двигателям и даль- i ше к подкрыльевым пулеметным башням. Рабочие места летчиков отделя- ; лись от продольного прохода небольшими перегородками, установленными ]
параллельно оси симметрии самолета. В кабине механиков сосредоточива- \\ лось управление силовой установкой: на правой (по полету) стороне разме- ]
щались рычаги нормального и высотного газа двигателей, а на левой j устанавливался пульт с рычагами пожарных кранов, заливных шприцев и др. В средней части фюзеляжа, выполненной за одно целое с центро- ! планом крыла, оборудовался бомбоотсек, а в хвостовой части фюзеляжа \ располагались кабины радиста и двух стрелков-пулеметчиков. В кабине ра- : диета имелась радиостанция 13-РС, работавшая с выпускной антенной ; длиной 150 м на волнах от 500 до 1000 м. Для питания радиостан­ции использовался электроток, получаемый от ветрянок-генераторов, ; вынесенных в поток и крепившихся к бортам фюзеляжа вблизи кабины ? радиста.
Оперение самолета АНТ-6 выполнялось регулируемым. Двухлонже-
ронный стабилизатор горизонтального оперения имел на заднем лонжероне ?
подъемный механизм, который позволял изменять угол установки стабили-
затора в пределах от —4,5° до +4,5°. Применение-такого мощного средства i
продольной балансировки самолета, как управляемый в полете стабилиза-
тор, позволяло значительно уменьшить площадь горизонтального оперения,
которая составляла всего 11,7% от площади крыла. Конструкция крепления
однолонжеронного киля к фюзеляжу предусматривала возможность его -
установки под различными углами к оси самолета при помощи перемеще-
ния вправо и влево носка киля, как на самолете ТБ-1. В случае остановки
одного из двигателей в полете у левого летчика имелась возможность \
устанавливать руль направления под необходимым для балансировки само- А
лета углом с помощью специального штурвала. 1
Постройка первого опытного самолета АНТ-6 без вооружения с импорт- \
ными двигателями Кертис чКонкверор» с максимальной мощностью 1
по 634 л. с. и номинальной мощностью по 608 л. с. была закончена ]
осенью 1930 г. 22 декабря того же года летчик М. М. Громов и \
бортмеханик Русаков выполнили на нем первый полет. Испытания продол- J
жались до 20 февраля 1931 г., и по их результатам был сделан вывод, \
что самолет АНТ-6 является вполне современным тяжелым бомбардиров- j
шиком, стоящим на одном уровне с лучшими иностранными самолетами. I
Хорошие летно-эксплуатационные характеристики самолета (табл. 2) поз-
волили военным специалистам рекомендовать его для серийной постройки,

tad
Основные данные четыреждвнгательных тяжелых бомбардировщиков ТБ-3 и ТБ-5


Тип самолета ТБ-3 ТБ-3 Тб-з ТБ-3 ТБ 3 ТБ-3
Год выпуска 1930 1931 1933 1933 1934 1935
Тип двигателей Кертисс М-17 М-34 М 34Р М-34РН М-34ФРН
«Коккверор»
Мощность двигателей, л. с:
максимальная

4 X 634 4 х 700 .. . 730 4 X 830 .. . 870 4 X 830 4 X 970
номинальная 4 X 608 4 X 500 4Х 750 4 X 675 4х 840 i
Площадь крыла, м2 230 230 230 230 234,5 234,5
Максимальная скорость, 226,5 208 198 177 207,5 23-1 245 288 300

____

на высоте, (км/ч)/м 0 3000 0 3000 0 0 0 4200 5000
Время набора высоты, мин/м 5,1 19,9 9,2 61 7,0 32,8 4,48 18,8 5,4 13,2 7

1000 3000 1000 3000 1000 3000 1000 3000 1000 3000 1С
Практический потолок, м 4700 3800 3900 4600 7740 8000
Полетная масса, кг:
нормальная 16042 17050—17040 18100 18600 18700—18877 — 12С
максимальная — ? — — 22000 21000 —
Масса полной нагрузки, кг:
нормальная

6306 6193 5400 5370 6115 50
максимальная — — — — 8415 —
Масса бомбового груза, кг: -нормальная

2050 2000 2000 2000 2000 2000
максимальная — 4000—5000 4000—5000 4000—5000 4000—5000 4000—5000 •
Максимальная дальность
полета с нормальным
бомбовым грузом, км — 1350 — 1100 1100 —

[с g0= 18600 кг) (g0=18,9t)
2080 2470
(с g0= 22000 кг) (g0=21,0t)
Оборонительное воору- Не устанав- Турели: Турели: Турели: Турели:
жение ливалось носовая, носовая, носовая, носовая с 1 X ШКАС, i
средняя, средняя, средняя, средняя с 1 X ШКАС, п
хвостовая, хвостовая кормовая кормовая с 1 X ШКАС, с
крыльевые с ДА-2, с ДА-2 фюзеляжная люковая к
выпускные крыльевые крыльевые выдвижная с 1 X ШКАС
башни башни башни с
все с ДА-1 с ДА 1 с ДА-1
но с заменой импортных двигателей на отечественные моторы жидкостно-, го охлаждения М 17. В очень короткие сроки коллектив А. Н. Туполева.,-провел работу по замене двигателей опытного самолета на двигателе;» BMW-VI с максимальной мощностью 700 л. с, но с несколько меньшей, чем у двигателя «Конверор», номинальной мощностью, равной 500 л. С; Двигатели BMW VI уже строились по лицензии серийно на одном щ' двигателестроительных заводов под обозначением М-17. Летные испытания/, самолета АНТ-6 с новыми двигателями, оснащенными разработанными i, = ЦАГИ деревянными воздушными винтами переменного шага диаметром^ 3,5 м, начались 29 апреля 1931 г. Летчики отмечали устойчивый разбег ^ i простой взлет самолёта, его устойчивость на всех режимах полета, возмоЖг^; ность полета с брошенным управлением. С помощью управляемого стабили-^; затора самолет балансировался на любом режиме полета без усилия на,; штурвал. Управление элеронами было несколько тяжелым и ввод в вирах \ требовал от летчика приложения больших усилий к штурвалу. Этот недоста-(гок был устранен введением щелевой компенсации в элеронах и соответствуй ющей регулировкой полиспастов в системе управления элеронами. Посадка, самолета оказалась очень простой, но имела одну особенность: поло-м, жение стабилизатора при подходе к земле, обеспечивающее приемлемые, | усилия на штурвале, не обеспечивало трехточечной посадки — штурвал^ установки стабилизатора приходилось крутить на предпосадочном вырав­нивании, что обычно делал механик. При выравнивании самолет медленно терял скорость без тенденции к сваливанию на крыло, заворачиванию иц прыжкам.
Смена .моторов привела к некоторому снижению летных данных само­лета (максимальная скорость уменьшилась на 19 км/ч), но несмотря на, это самолет АНТ-6 с моторами BMW-VI по своим летно-техническим характеристикам был в то время одним из лучших самолетов мира. Было сделано заключение, что после установки полного комплекта воору­жения и моторов М-17 самолет может быть рекомендован к принятию на вооружение в качестве тяжелого бомбардировщика под обозначением ТБ-3. 10 января 1932 г. летчики И. Ф. Петров и А. Б. Юмашев., начали государственные испытания полностью вооруженного самолета ТБ-3 с четырьмя двигателями М-17.
Бомбовое вооружение самолета ТБ-3 обеспечивало подвеску и сброс поодиночно и сериями различных вариантов бомбового груза в зависимости от характера и назначения поражаемых целей. Нормальная масса бомбо­вого груза была равна 2000 кг, из которой груз массой 800-1000 кг подвешивался во внутреннем бомбоотсеке на кассетных бомбодержателях, которые допускали подвеску бомб массой не более 100 кг. Бомбы массой 250, 500 и 1000 кг подвешивались только на наружные держатели под фюзеляжем и крылом самолета. Кроме нормального предусматривались два варианта перегрузочного бомбового груза массой 4000 и 5000 кг. Оборони­тельное вооружение ТБ-3 состояло из пяти подвижных турельных установок сначала с одиночным, а затем со спаренными пулеметами ДА. Переднюю полусферу защищала носовая турельная установка, огонь из которой вел помощник командира самолета. Атаки со стороны задней полусферы сверху должны были отражать две средние перекатывающиеся с борта на борт турельные установки, а две выдвижные пулеметные башни под крыльями защищали самолет от нападения снизу. Общий боезапас оборо­нительных пулеметных установок состоял из 100 дисков к пулеметам ДА по 63 патрона в каждом диске.
Экипаж полностью вооруженного и оборудованного самолета состоял из 11 человек: командира, помощника командира (он же штурман), старшего и младшего летчиков, старшего й младшего борттехников, радиста, четырех стрелков-пулеметчиков.
Вооруженный самолет ТБ-3 прошел государственные испытания, за­вершившиеся 21 февраля 1932 г., был признан боеспособным и принят как эталон для серийной постройки в 1932 г.
Через полгода после первого полета опытного самолета АНТ-6 были начаты испытания другого четрехдвигательного тяжелого бомбардировщи­
Тяжелый бомбардировщик ТБ-3 с моторами М-17
ка ТБ-5, первый полет которого под управлением летчика Б. Л. Бухгольца состоялся 30 июня 1931 г. (см. рис. *5). Этот самолет разрабатывал небольшой коллектив конструкторов под руководством Д. П. Григоровича в Центральном конструкторском бюро завода имени В. Р. Менжинского.
Главной особенностью самолета ТБ-5 (ЦКБ-8) как тяжелого бомбарди­ровщика являлась внутренняя подвеска всего нормального бомбового груза массой 2500 кг в фюзеляжном бомбоотсеке, габариты которого обеспечивали размещение бомб массой 100, 250 и 500 кг. Только очень большие бомбы массой 1000 и 2000 кг должны были подвешиваться на наружных держателях под фюзеляжем самолета. Такой подход к бомбовому вооружению и определил особенности аэродинамической схемы и компоновки самолета.
Самолет ТБ-5 представлял собой четырехдвнгательиый подкосный высокоплан с разнесенным вертикальным оперением и неубирающимся шас­си. Он проектировался под два редукторных двигателя ФЭД мощностью 1100—1250 л. с. с воздушными винтами диаметром 4,5 м. Эти двигатели предполагалось установить под крылом на стойках-пилонах, в силовую схе­му которых включались также стойки шасси и подкосы крыла. Однако из-за отсутствия двигателей ФЭД к сроку готовности самолета их пришлось заменить двумя тандемными установками, каждая из которых состояла из двух безредукторных двигателей воздушного охлаждения М-22 мощностью по 450 л. с. с тянущим и толкающим воздушными винтами диаметром 2,6 м.
Несколько необычной для своего времени была и компоновка фюзе­ляжа самолета ТБ-5. Его носовая часть представляла собой подвижную цилиндрическую башню (сбочку») с двумя пулеметами ПВ-1, которые пере­мещались как по горизонтали (за счет вращения башни), так и по вертикали. Сразу за башней на верхней поверхности фюзеляжа перед закрытой фонарем двухместной кабиной летчиков размещалась открытая пулеметная турель, под которой оборудовалась кабина штурмана-бомбардира с хоро­шим обзором вниз и в стороны. За кабиной летчиков располагалась кабина бортмехаников с рычагами управления силовой установкой, работу которой в полете бортмеханики могли контролировать визуально через боковые
Тяжелый бомбардировщик ТБ-5

окна кабины. Позади бомбоотсека в фюзеляже имелись еще две свя­занные между собой открытые кабины стрелков с пулеметными турелями: одна сразу за крылом, а другая в самом конце хвостовой части фюзеляжа. Все подвижные турельные установки предполагалось оснастить двумя пулеметами ПВ I с общим боезапасом 6500 патронов.
Оригинальной была и аэродинамическая компоновка оперения самоле­та ТБ-5. Оно выполнялось по двухкилевоЙ схеме, причем шайбы вер-тикального оперения устанавливались примерно на полуразмахе стабили затора на его верхней поверхности. Сам стабилизатор был неподвижным, и продольная балансировка самолета осуществлялась с помощью «стаби-лерона» — небольшого профилированного крылышка с изменяемым в поле­те углом установки, расположенного над стабилизатором между килями.
Конструкция самолета — смешанная: металлический силовой каркас из стальных и алюминиевых сплавов с полотняной неработающей обшивкой. В состав бортового оборудования входили аэрофотоаппарат Потте и приемопередающая радиостанция с питанием от выдвигаемой в воз­душный поток динамомашнны — ветрянки.
Проектные данные самолета ТБ-5 с моторами ФЭД были достаточно высокие для своего времени: при нормальной полетной массе 12 060 кг н полезной нагрузке 2800 кг, дальность полета — 1400 км при крейсерской скорости 165—168 км/ч на высоте 3000 м. Еще до начала заводских летных испытаний опытного самолета было принято решение построить войсковую серию из пяти бомбардировщиков ТБ-5 для сравнительных испытаний с самолетами ТБ-3.
Заводские летные испытания ТБ-5, проведенные летчиками Б. Л. Бух-гольцем и С. А. Корзинщиковым, показали, что самолет прост в пило­тировании на всех режимах полета. Летчики отмечали эффективное действие «стабилерона», исключительную «мягкость и легкость»» управле­ния самолетом: максимальные нагрузки на рычаги управления от руля высо­ты при посадке не превышали 10—12 кг, от элеронов они были не более 2-3 кг. Однако летные данные самолета оказались неудовлетворительными; он имел большой разбег при взлете, очень малый практический потолок, максимальная скорость полета на высоте 1000 м оказались равной 184 км/ч; высоту 2740 м, являвшуюся практическим потолком, самолет набирал за 45 мин. Причиной таких невысоких летных данных являлась прежде всего малая тяговооруженность самолета из-за низкого КПД воздушных винтов, в особенности заднего воздушного винта малого диаметра. Установ­ка задних воздушных винтов большого диаметра не исправила положение; скороподъемность самолета улучшилась, но возникла новая проблема — би­ение рулей направления. Измерения давления за воздушными винтами ио
казали, что из-за выхода кончиков заднего воздушного винта из воздушной струи от переднего -винта суммарный воздушный поток от двух винтов стал пульсирующим. В полете 29 мая 1932 г. разру­шилось крепление одной из трубок для измерения давления за винтом, трубка попала в воздушный винт и вызвала его разрушение. Из-за воз­никшей вследствие этого сильной тряски двигателя произошли поломка моторамы, разрыв питающего бензопровода и воспламенение бензина. Решительные и умелые действия экипажа во главе с летчиком М. М. Громо­вым позволили погасить пожар в воздухе и совершить нормальную посадку. Но после этого случая все работы по опытному и строившимся серийно самолетам ТБ-5 были прекращены.
К тому времени уже было налажено серийное производство само­летов ТБ-3. с моторами М-17. Еще 27 февраля 1932 г. летчик Лозовский поднял в воздух первый серийный самолет, а спустя два месяца девять серийных машин приняли участие в первомайском воздушном параде в Москве. В том же 1932 г. производство самолетов ТБ-3 поручается еще двум серийным заводам.
С 1933 г. самолеты ТБ-3 во все возрастающем количестве стали поступать, в строевые части. Летный и технический состав ВВС быстро осваивал их. Выявившиеся на р нней стадии эксплуатации конструктивные и производственные дефекты (течь водорадиаторов системы охлаждения двигателей, трещины по сварке и др.) были устранены, и самолеты ТБ-3 быстро завоевали репутацию простых в эксплуатации и надежных.
Появление на вооружении ВВС самолетов ТБ-3 определило необхо­димость пересмотра организационной структуры тяжелой бомбардировоч­ной авиации. Начиная с 1933 г. вооруженные самолетами ТБ-3 тяжелобом­бардировочные бригады сводятся в корпуса. Всего в начале 30-х годов было создано цять таких корпусов, в каждый из которых входили 2—4 бригады. Объединение самолетов ТБ-1 и ТБ-3 в крупные войсковые соединения обеспечивало массированное применение тяжелых бомбардировщиков, поз­воляло с их помощью решать оперативно-тактические задачи. Создание, запуск в серию, внедрение в эксплуатацию самолетов ТБ-3, организация на их технической основе крупных войсковых соединений ознаменовали начало качественно нового этапа в развитии не только советской, но и всей мировой авиации.
По результатам летных испытаний опытных и первых серийных самолетов ТБ-3 в конструкторском бюро была составлена программа работ по улучшению их летно-тактических и эксплуатационных данных, ко­торая предусматривала в первую очередь снижение массы конструкции путем ужесточения допусков на поставляемые материалы, повышение общей культуры серийного производства; замену двигателей М-17 на более мощные двигатели М-34; увеличение дальности полета; замену носовой пу­леметной турели шаровой башней, вписанной в обводы фюзеляжа; установку новой носовой кабины штурмана с улучшенным обзором; совершенствование оборонительного стрелкового и наступательного бом­бардировочного вооружения.
Работы по установке на самолет ТБ-3 двигателей М-34 с взлетной мощностью 870 л. с. и номинальной мощностью 750 л. с. на высоте 3500 м начались в ЦАГИ еще в 1932 г. (см. рис. 5). Конструкция самолета с новыми двигателями и его вооружение, за исключением небольших изменений в топливной и масляной системах, первоначально оставалась без изменений. В марте 1933 г. самолет ТБ-3 с двигателями М-34 и воз­душными винтами диаметром 3,18 м выполнил первый полет. Летные испытания показали, что новые двигатели несколько улучшили характерис­тики взлета и скороподъемности самолета, примерно на 10 км/ч увеличили максимальную скорость его горизонтального полета (см. табл. 2). 'Летчики отмечали улучшение характеристик устойчивости и управляемости самолета с новыми двигателями. Изучение причин столь незначительного : улучшения летных данных самолетов ТБ-3 с более мощными двигателями показало, что это связано со снижением КПД воздушного винта из-за
Арктический вариант самолета АНТ-6 с моторами М-34ФРН (
увеличения частоты вращения коленчатого вала двигателя М-34 до 1850 об/мни и возрастания в связи с этим скорости концов лопастей воздушного винта с учетом скорости самолета до 310 м/с. Применение редуктора, понижавшего частоту вращения воздушного винта до 1080 об/ми и, позволяло установить на самолете воздушные винты диамет­ром 4,4 м и значительно повысить КПД винтомоторной установки самолета несмотря на некоторые потери при передаче мощности от коленчатого вала двигателя к воздушному винту через редуктор.
В сентябре 1933 г. редукторные двигатели М-34Р были установлены на одном из серийных самолетов ТБ-3, конструкция которого была дорабо­тана и отличалась от серийных новой хвостовой частью фюзеляжа с кормо­вой кабиной стрелка, измененной конфигурацией руля направления, шасси с маеляно воздушной амортизацией вместо резиновой и с тормозными коле­сами (см. рис. 5). Летные испытания с М-34Р. проведенные осенью 1933 г., подтвердили значительное улучшение летных данных модифицированного самолета (см. табл. 2). Пилотируемый М. М. Громовым и А, Б. Юмашевым самолет с новыми двигателями и с бомбовым грузом массой 2000 кг пролетел 2471 км за 14 ч летного времени при скорости около 175 км/ч. С 1934 г. самолеты ТБ-3 с редукторными двигателями М-34Р стали строиться серийно.
Дальнейшее совершенствование ТБ-3 в 1934—1935 гг. шло в направле­нии повышении высотности и мощности силовой установки. В марте 1934 г. совершил первый полет опытный самолет ТБ-3 с высотными двигателями М-34РН, имевшими номинальную мощность 840 л. с. на высоте 4200 м, кото­рая обеспечивалась установкой на двигатели ириводного центробежного нагнетателя, В 1935 г. на самолетах ТБ-3 стали устанавливаться также н форсированные высотные двигатели М-34ФРН (или М-34РФН) с номи­нальной мощностью ио 900 л. с.
Доводка самолета ТБ-3 с высотными двигателями М-34РН заняла до­вольно продолжительное время, и только в конце октября 1935 г. он был рекомендован к серийному производству в качестве эталона на 1936 г. Улучшению летно тактических данных самолетов ТБ-3 с новыми двигате­лями (см. табл. 2) способствовали также облагораживание их местной аэродинамики, совершенствование конструкции шасси, постепенный пере­ход к более рациональной для тяжелых бомбардировщиков схеме оборо­нительного вооружения.
В период с 1936 г. ио 1937 г. самолеты ТБ-3 с двигателями М-34РН и М-34ФРН выпускались с измененной конфигурацией носовой части фюзеляжа: была устранена характерная для самолетов первых серий «ступенька* между кабиной штурмана и переднего стрелка, а откры­
тая носовая турельная установка заменена новой турелью, закрытой прозрачной полусферической башней (см. рис. 5). Места стыка крыла с оперения с фюзеляжем, а также капотов двигателей с крылом стали закрывать обтекателями-зализами. Подкрыльевые пулеметные башни были сняты и взамен них в фюзеляже оборудована люковая турельная установка для отражения атак истребителей противника из нижней задней полусферы. Усилению вооружения самолетов ТБ-3 с новыми двигателями способствовала и замена пулеметов ДА более скорострельными пулемета­ми ШКАС. Была изменена и конструкция шасси. Освоение советской про­мышленностью выпуска новых высокопрочных марок сталей и резиновых шин большого диаметра позволило заменить двухколесные тележки на глав­ных опорах шасси одинарными колесами диаметром около 2 м. Вместо костыля, нарушавшего грунтовую поверхность аэродромов, установили хвостовое колесо. Более совершенным стало и бортовое оборудование.
На одном из самолетов ТБ-3 с высотными двигателями АМ-34ФРНВ (с августа 1936 г. мотор М-34 стал именоваться АМ-34 по инициалам главного конструктора А. А. Микулина) экипаж во главе с А. Б. Юмашевым в сентябре — октябре 1936 г. установил несколько мировых рекордов грузоподъемности, среди которых выделялся подъем груза массой 12 т на высоту 2700 м.
За годы серийного производства было выпущено 813 самолетов ТБ-3 различных модификаций. Они являлись основой советской тяжелобомбар­дировочной авиации в течение всех предвоенных лет. И все эти годы большое внимание уделялось вопросам совершенствования тактики боевого применения тяжелых бомбардировщиков, поиску наиболее совершенных форм их боевой организации.
Авиабригады и корпуса тяжелых бомбардировщиков стали сводиться в авиационные армии особого назначения, одна из которых АОН-1 базировалась на аэродромах европейской части СССР, а другая — АОН-2 — на Дальнем Востоке. Таким образом, в середине 30-х годов, благодаря наличию самолетов ТБ-3 Советский Союз стал первой и в то время единственной в мире страной, имевшей организационно оформленную стратегическую авиацию [4]. Ее возможности были наглядно продемонстри­рованы в середине 30-х годов на известных военных маневрах в Бело­русском и Киевском военных округах, где тяжелые бомбардирощики ТБ-3 использовались не только для выполнения важнейших оперативных задач в интересах главного командования, но и для воздушного и посадочного десантирования крупных соединений войск и техники. На Киевских манев­рах в присутствии иностранных военных представителей две бригады самолетов ТБ-3 десантировали с воздуха 1200 парашютистов, 150 пулеме­тов и 18 легких орудий. Дополнительно 2500 человек с танкетками, артиллерией и другим вооружением были доставлены к месту •«боя» методом посадочного десантирования. Транспортные варианты самолетов ТБ-3 могли -перевозить 30 парашютистов или 35 бойцов с личным оружием. Перевозка военной техники под фюзеляжем самолетов ТБ-3 обес­печивалась специальными подвесками, созданными под руководством П. И. Гроховского. Боевые возможности самолетов ТБ-3 были продемон­стрированы и в вооруженных конфликтах 1938—1939 гт. в боях у озера Хасан и в боевых действиях на Халхин-Голе.
К началу 40-х годов самолеты ТБ-3, находившиеся на вооружении почти десять- лет, считались уже устаревшими боевыми самолетами. * Но, тем не менее, они использовались как бомбардировщики, военно-транспортные и грузовые самолеты в первые годы Великой Отечественной войны.
Существовали и гражданские варианты самолетов ТБ-3. В 1936 г. четы­ре самолета ТБ-3 с двигателями М-34РН были переоборудованы для арктических полетов. Они имели закрытые и утепленные кабины экипажа, их двигатели снабжались трехлопастными воздушными винтами с изменя­емым в полете шагом и противообледенительной системой. Для уменьшения послепосадочного пробега этих самолетов, получивших обозначение АНТ-6 «Авиаарктика», в хвостовой части их фюзеляжей устанавливался тормозной парашют, сокращающий пробег на 35—50%. Лыжи снабжались распыли­телями специального масла, покрывавшего их нижнюю поверхность и пре­дотвращавшего примерзание лыж к снегу во время стоянки самолета. Во избежание попадания снега внутрь самолета конструкция планера гер­метизировалась. Радиосвязное и радионавигационное оборудование обеспе­чивало их эксплуатацию в высоких широтах. Максимальная полетная масса самолетов увеличилась до 24 050—24 500 кг при массе полной нагрузки 11500—12 000 и массе коммерческой нагрузки 2500 кг. Макси­мальная скорость на высоте 3000 м стала равна 275 км/ч, а дальность полета — 2500 км. 21 мая 1937 г. флагманский корабль АНТ-6 чАвиаарктика» Н-170, пилотируемый экипажем М. В. Водопьянова, впер­вые в мире совершил посадку на лед в районе Северного полюса; на четырех самолетах •« Авиаарктика» к Северному полюсу были доставлены научная экспедиция и оборудование для организации дрейфующей станции < Северный полюс-1» во главе с И. Д. Папаниным. В то время это событие было признано выдающимся достижением советской авиационной техники.
Самолеты АНТ-6 без вооружения под обозначением Г-2 эксплуатиру­емые и в Гражданском воздушном флоте СССР. В фюзеляже и центро­плане было смонтировано оборудование для крепления грузов или устанав­ливались жесткие пассажирские сиденья. Самолеты могли перевозить до 4000 кг грузов или до 50 пассажиров.
Использовались самолеты ТБ-3 и для различных исследовательских целей. На них прошли летные испытания первые советские авиационные дизели АН-1, созданные под руководством А. Д. Чаромского, а также двигатели М-34 с Турбокомпрессорами, и были продолжены работы В. С. Вахмистрова по составным самолетам -«Звено». В качестве носи­теля (-«авиаматки») ТБ-3 мог совершать полеты с пятью истребителями ПВО на борту, причем один из них подцеплялся к носителю в воздухе. -«Звено—СПБ» — самолет ТБ-3 с двумя пикирующими истребителями-бомбардировщиками И-16 под крылом, а также радиоуправляемый самолет — снаряд ТБ-3 с дистанционной системой управления, разрабо­танной под руководством Р. Г. Чачикяна, были применены в боевых действиях первого периода Великой Отечественной войны.
Уникальная работа по установке на ТБ-3 с моторами М-17 крупно­калиберных артиллерийских орудий, состоявших на вооружении сухо­путных войск Красной Армии, была проведена в начале 30-х годов под руководством П. И. Гроховского.
Появление такого самолета было связано с тем, что к началу 30-х годов в наиболее развитых авиационных державах мира получила приз­нание и практическое развитие доктрина итальянского генерала Д. Дуэ о решающей роли военно-воздушных сил в будущей мировой войне. Д. Дуэ предполагал, что использование крупных соединений бомбарди­ровщиков, несущих значительный бомбовый груз и имеющих мощное оборонительное вооружение, для воздушных налетов на политические и промышленные центры противника, может оказать решающее влияние на ход боевых действий. Задача борьбы с крупными соединениями бомбардировщиков, идущими в плотном боевом строю, возлагалась на са­молет ТБ-3 с крупнокалиберными пушками. Огнем своих пушек он должен был рассеивать строй бомбардировщиков, а затем самолеты про­тивника, лишившиеся огневого взаимодействия, предполагалось уничто­жить истребителями.
На самолете ТБ-3 устанавливались три пушки. Одно зенитное орудие калибра 76 мм размещалось в носовой части фюзеляжа таким образом, что его ствол находился в проходе между сиденьями летчиков, а казенная часть — в центроплане на мести ликвидированного бомбового отсека. Еще два, но уже полевых орудия калибра 76 мм размещались в консольных частях крыла за внешними двигателями вне зоны, омета-емой винтами. Подготовка всех пушек к стрельбе выполнялась заряжающи­ми, сиденья которых устанавливались рядом с казенной частью орудий у стоек с боеприпасами. Для снижения силы отдачи орудий предполагалось применение боеприпасов с ослабленным пороховым зарядом. Наводка орудий на цель осуществлялась разворотом всего самолета, а прицеливание выполнялось командиром самолета, перед козырьком кабины которого имелась прицельная планка. По сигналу командира самолета штурман из своей кабины, находившейся рядом с кабиной радиста, производил выстрелы из пушек посредством тросовой проводки к спусковым механиз­мам пушек [5]. Работа была прекращена в связи с появлением безот­катных («динамо-реактивных») крупнокалиберных пушек Л. В. Курчев-ского, а затем и авиационных реактивных снарядов.
Доктрина генерала Д. Дуэ без сомнения оказала влияние и на совет­ских авиационных специалистов, формировавших перспективные про­граммы развития тяжелобомбардировочной авиации в начале 30-х годов. Еще в октябре 1929 г. Научно-технический комитет Управления ВВС обра­тился в ЦАГИ с просьбой представить свои соображения о целесообраз­ности постройки тяжелых бомбардировщиков грузоподъемностью 10 и 25 т. По оценке ЦАГИ молодая советская авиационная промышленность в то вре­мя могла создать опытные экземпляры таких самолетов, но для серий­ного производства она еще не располагала необходимыми производствен­ными мощностями. Тем не менее, в марте 1930 г. Управление ВВС передало ЦАГИ заказ на проектирование и изготовление тяжелого бомбар­дировщика ТБ-4 (АНТ-16) с максимальной массой сбрасываемого груза 7—10 т, мощным оборонительным вооружением, скоростю горизонтального полета 200 км/ч и дальностью 2000 км. Одновременно в ЦАГИ начались проектные исследования по тяжелому бомбардировщику ТБ-6 (АНТ-26) с массой нормальной нагрузки около 25 т.
По своей аэродинамической схеме, компоновочным решениям и конструкции ТБ-4 являлся дальнейшим развитием идей, заложенных в самолете ТБ-3, имел с ним много общего и отличался от него зна­чительно большими геометрическими размерами и соответственно увели­ченной мощностью силовой установки, хотя удельные нагрузки на площадь крыла и мощность двигателей у них были практически одинаковыми: удельная нагрузка на площадь — 63,3 кгс/м2 у самолета ТБ-3 и 78,3 кгс/м2 у самолета ТБ-4, а удельная нагрузка на мощность — 8,6 и 7.4 кгс/л. с. соответственно.
Первоначально на самолете ТЬ-4 предполагалось установить четыре двигателя М-35 жидкостного охлаждения мощностью по 1250 л.с, но в связи с тем, что они не были поставлены к заданному сроку, на опытный самолет пришлось установить шесть двигателей М-34: четыре двигателя с тянущими воздушными винтами диаметром 3,18 м на крыльях, а два двигателя — один с тянущим (диаметром 3,3 м), а другой с толкающим (диаметром 3,0 м) воздушными винтами в тандемной установке на сварной ферменной раме над фюзеляжем.
Конструктивно-силовая схема планера самолета ТБ-4 была более со­вершенной,' чем у ТБ-3, хотя многие конструктивные решения были во мно­гом подобны реализованным на самолете ТБ-3. Как и на ТБ-3, крыло само­лета ТБ-4 состояло из центроплана и двух отъемных частей, но число лонжеронов было уменьшено до трех, причем пояса лонжеронов центро­плана, максимальная высота профиля которого превышала 2 м, выполня­лись из клепанных профилей, а пояса лонжеронов отъемных частей крыла оставались трубчатыми. Увеличился и шаг волны гофра у обшивки — он стал равным 50 мм. Конструкция фюзеляжа ТБ-4 отличалась наличием двух больших бомбоотсеков перед передним (первым) и за задним (третьим) лонжеронами центроплана крыла, каждый из которых имел длину около 5 м, а ширину и высоту около 2 м. Такие крупные фюзеляжные бомбоотсеки были созданы впервые в мире, и при их проектировании пришлось решать сложные вопросы передачи и восприятия изгибающих и крутящих нагрузок конструктивными элементами фюзеляжа в виде мощных окантовы­вающих вырезы под бомбоотсеки шпангоутов и бимсов. Как и на ТБ-3, на самолете ТБ-4 применялся стабилизатор с регулируемым в полете углом установки, но уже не с механическим, а с электродистанционным управ­лением. Рули высоты и направления снабжались роговой аэродинами­
Рис. 6. Тяжелый бомбардировщик ТБ-4:
1 — носовая артиллерийская установка с пушкой <Эрлккон»; 2 — рабочее место бомбар­дира; 3 — рабочее место радиста; 4 — рабочие места летчиков; 5 — рабочее' место бортмеханика; 6 — предкрыльевые пулеметные установки со спаренными пулеметами ДА-2; 7 — закрыльевые пулеметные установки со спаренными пулеметами ДА-2; 8 — над-фюзеляжная подвижная пушка ч Эр л икон»; 9 — кормовая пулеметная установка с двумя спаренными пулеметами ДА-2
ческой компенсацией. Колеса шасси диаметром 2 м устанавливались по­парно на общей оси, а не в тандем как на ТБ-3, и имели масляную амортизацию. Для автономного питания бортовых систем самолета на нем впервые была применена централизованная электрическая самолетная станция с приводом генераторов от специального бортового двухцилиндро­вого бензинового двигателя мощностью 16 л.с. и массой 82 кг. Для запуска основных двигателей самолета использовался сжатый воздух от бортовых компрессоров.
На внутренней подвеске в фюзеляжных бомбоотсеках самолет ТБ-4 мог поднимать максимальный бомбовый груз, равный Ют — 40 бомб массой по 250 кг или двадцать бомб массой по 500 кг, но нормальная масса бомбового груза устанавливалась равной 4000 кг. Оборонительное вооружение ТБ-4 должно было состоять из двух подвижных пушечных установок со скорострельными пушками Эрликон калибра 20 мм в носовой и средней частях фюзеляжа и из пяти турельных пулеметных установок со спаренными пулеметами ДА — одна в кормовой части фюзеляжа, две впереди и две сзади крыла. Соответственно и экипаж самолета
состоял из 12 человек — двух летчиков, штурмана, радиста-пеленгатора, бортмеханика, двух артиллеристов и пяти стрелков-пулеметчиков (рис. 6).
3 июля 1933 г. летчик *М. М. Громов выполнил на ТБ-4 первый полет. Он отметил простой взлет самолета, отсутствие тенденций к разворо­там, короткий разбег, усточивость самолета при наборе высоты, в горизон­тальном полете и при планировании, простую посадку, отсутствие заворотов при пробеге. Однако усилия на штурвале и педалях им были оценены как чрезмерные. Для уменьшения усилий на педалях была изменена степень аэродинамической компенсации руля направления, но, как оказа­лось, она была выбрана очень большой, и в полете М. М. Громов столкнулся с явлением перекомпенсации руля: при отклонении руля усилия от него сначала уменьшались до нуля, а затем все возрастали, но обратного знака. Изучение этого явления позволило выработать рекомендации по его предотвращению, и на их. основе усилия на постах управления самолета были приведены в норму. Спустя два с пловиной месяца после пер­вого полета — 23 сентября 1933 г. начались государственные испытания ТБ-4. Их проводили П. М. Стефановский, М. А. Нюхтиков, Л. И. Шевер-динский и ведущий инженер Рязанов. Самолет испытывался без полного

Таблица 3
Основные данные сверхтяжелых бомбардировщиков
ско­ки/ч
Тип самолета
Год выпуска Тип двигателей Мощность двигателей, л. с:
максимальная
номинальная Площадь крыла, м2
Максимальная рость на высоте,
Время набрра высоты, с мин м
Практический пото­лок, м
, Полетная масса, кг:
нормальная 1 максимальная Масса полной нагруз­ки, кг:
нормальная максимальная
максимальный Максимальная даль­ность полета с нор­мальным бомбовым грузом, км
, Оборонительное воо­ружение
Бомбовый груз, кг: нормальный


ТБ-4 АНТ-20 К-7 ТБ 6

агитацион­ный военный


1933 1934 Проект 1933 Проект
М-34 М-34ФРН М-34ФРН М-34Ф М-34ФРН
6 X 830 7 X 830
6 X 750 8Х 900 8 X 900 7 X 750 12 X 900
422 486 486 454 754
200 187,5 260 230 204,5 198,5 275
0 2000 0 3500 0 1000 3500
12,4 33,8 3,4 27
1000 2000 1000 3000 •
2750 6000 — 4000 5500
33000 42000 41000 38000 70000
37000 53000 — —
11610 13500 7142 13600 —
4000 6000 2000
(масса
полезной
нагрузки)
10000 10000 19000 24600
1000 1000 1300
Две пушки — Две пушки Не устанав- —
чЭрликон» •«Эрликон» ливалось
калибра 20 мм и шесть
и один пуле- пулеметов
мет ДА-2 ДА-2 или
ШКАС

Рис. 7. Тяжелые самолеты 30-х годов:
/—самолет К-7; 2 — самолет АНТ-20 «Максим Горький»; 3— военный вариант самолета АНТ-20 (проект)
комплекта вооружения, и массу отсутствовавшего оружия восполняли мешки с балластом. Общее впечатление испытателей о самолете было в целом благоприятное, несмотря на его не совсем достаточную управ­ляемость: трудно было управлять самолетом при быстром изменении режима полета, не хватало руля высоты на посадке, и чтобы «дожать» само­лет на три точки, приходилось пользоваться перестановкой стабилизатора. С полетной массой 33 т самолет показал максимальную скорость 200 км/ч (табл. 3) и, хотя она соответствовала заданной, летные данные ТБ-4 были признаны низкими, что объяснили недостаточной мощностью двигателей М-34 и низким КПД безредукторных воздушных винтов относительно небольшого диаметра, значительная часть тяги которых затрачивалась на обдув очень толстого крыла самолета. Кроме того, полеты показали, что при одновременном выключении двух двигателей на одной стороне крыла у самолета возникают недопустимые колебания хвостовой части фюзеляжа. Самолет был возвращен на завод, и после усиления фюзеляжа и установки полного комплекта вооружения были продолжены испытания, которые самолет успешно прошел, но принят не был.
Не удалось успешно завершить программу создания и другого по тем временам <сверхтяжелого» бомбардировщика К-7, создававшегося с 1930 г. на Харьковском авиационном заводе опытного самолето­строения под руководством К. А. Калинина (рис. 7). В отличие от «классических» бомбардировщиков ТБ-3 и ТБ-4 самолет К-7 имел весьма оригинальную и необычную аэродинамическую схему. Он представлял собой двухбалочный самолет с эллиптическим в плане крылом, обладавшим минимальным индуктивным сопротивлением. Машина не имела обычного
Тяжелый бомбардировщик К-7
фюзеляжа: основной состав экипажа нз двух летчиков, штурмана, радиста и бортмеханика размещался в пилотской рубке, установленной впереди крыла но оси симметрии самолета, а хвостовое оперение, состоявшее из неподвижного стабилизатора и двух разнесенных вертикальных килей, связанных между собой 4стабилероном> типа, примененного на бомбар­дировщике ТБ-5, соединялось с крылом при помощи двух ферменных балок трехгранного сечения, которые заканчивались кабинами кормовых стрелков. Для связи кормовых стрелков с пилотской рубкой использо­вались телефон и элсктротележки, перемещавшиеся в балках. Для снижения нагрузок на постах управления рули и элероны самолета имели серво-рули*, площадь которых была подобрана на основе расчетных и экспери­ментальных исследований, проведенных в ЦАГИ, и в испытательных поле­тах на самолете К 5. На участке между хвостовыми балками крыло самолета К 7 имело относительную толщину 21% и высоту 2,33 м, что позволяло оборудовать в его центральной части или пассажирскую кабину на 120 мест (как это и было сделано на опытном самолете), или вместительные бомбоотсеки, в которых мог размещаться бомбовый груз массой до 19 т. Необычной была и конструкция шестнколесного шасси. Оно выполнялось по схеме шасси с передней опорой, причем в плоскости каждой хвостовой балки устанавливались одноколесная передняя и двухколесная основные опоры, закрывавшиеся единым обтекателем — гондолой, в носо­вой и хвостовой части которой оборудовались стрелковые точки с подвиж­ными пулеметными турелями.
Конструкция планера самолета К-7 была смешанной — силовой каркас выполнялся в виде1 фермы, сваренной из хромансилевых труб и обшитой дюралюминиевыми листами или полотном. Самолет проектировался под установку шести двигателей М-34Ф в носке крыла.
* Серворули — вспомогательная поверхность на руле, управляемая летчиком, отклоняясь, она изменяет шарнирный момент руля, что ведет к соответствующему кхчеиенню положения руля.
В ноябре 1932 г. состоялась торжественная публичная закладка первого опытного самолета К-7 в стапеле. В процессе постройки выявилось превышение проектной массы самолета, и для получения задан­ных летных данных на нем за пилотской рубкой, на задней кромке крыла установили дополнительный седьмой двигатель М-34Ф с толкающим воздушным винтом. В конце нюня 1933 г. постройка опытного самолета была завершена. Во время первого полета К-7, состоявшегося И августа 1933 г. пой управлением летчика-испытателя М. А. Снегирева, на некоторых режимах была выявлена недопустимая тряска хвостовых балок и оперения, которую, как предполагали, создавал двигатель с толкающим винтом.
расположенный между балками. Конструкцию балок усилили, и после­дующие полеты по программе заводских испытаний самолет выполнил без замечаний. С полетной массой 38 т он имел максимальную скорость 204,5 км/ч, то есть практически такую же как ТБ-4 (см. табл. 3). Началась подготовка по передаче самолета на государственные испытания, но 12 ноября 1933 г. он потерпел катастрофу во время полета на макси­мальной скорости у земли. Предположительно из-за разрушения нижнего пояса одной из хвостовых балок в связи с возникновением тряски балки из-за бафтинга или из-за автоколебаний рулей оперения, которые могли вызвать серворули, далеко отставленные от основных рулей с помощью вы­носных балочек. После катастрофы работы по самолету К-7 были закон­сервированы, а затем и прекращены.
Однако сама идея создания мощно вооруженных, несущих большой бомбовый груз (хотя и относительно тихоходных) ч сверхтяжелых» бомбардировщиков, которые могли быть использованы также в качестве военно-транспортных самолетов, не была оставлена. Она была продолжена в работах конструкторского коллектива А. Н. Туполева над агитационным самолетом АНТ-20 «Максим Горький», над его военным вариантом (см. рис. 7) и бомбардировщиком ТБ-6 (АНТ-26), при создании которых учитывался опыт проектирования и летных испытаний самолета ТБ-4.
К созданию самолета АНТ-20, который по своей схеме и конструкции являлся дальнейшим развитием бомбардировщика ТБ-4, коллектив А. Н. Туполева приступил еще в 1931 г., но в конце 1932 г. его назначение было изменено в связи с принятием решения о перво­очередности создания специального агитационного самолета. Технические требования к этому самолету, утвержденные в начале 1933 г., предусматри­вали возможность его использования также в качестве пассажирского и транспортного самолета, тяжелого бомбардировщика, летающего штаба для высшего военного командования.
Новый самолет должен был нести примерно на 1500 кг большую массу нагрузки, чем ТБ-4 и в соответствии со своим основным назначением эксплуатироваться с относительно небольших аэродромов, длина разбега его при взлете должна была составлять всего 350—400 м (вместо 800 м у ТБ-4). В связи с этим было спроектировано крыло, имевшее большую площадь и большее удлинение, чем крыло ТБ-4, при относи­тельно небольшом увеличении нагрузки на площадь. Соответственно и силовая установка состояла уже из восьми редукторных двигателей М-34ФРН общей мощностью 7200 л. с, из которых шесть двигателей уста­навливались в носке крыла, а два, как и на ТБ-4, в тандемной установке над фюзеляжем. Все двигатели снабжались деревянными воздуш­ными винтами диаметром 4,0 м. Увеличение диаметра воздушных винтов повышало КПД силовой установки при работе с толстым крылом, имев­шим максимальную высоту профиля на участке центроплана 2,2 м. Выбранное число двигателей для самолета АНТ-20 должно было обеспечи­вать его горизонтальный полет без снижения при остановке в полете любых двух двигателей. Управление силовой установкой самолета сосредо­точивалось в кабине летчиков и на пультах в кабинах бортмехаников правой и левой крыльевых, а также тандемной силовых установок, распо­лагавшихся соответственно в правом и левом полукрыле и в фюзе­ляже под тандемной установкой. С пульта кабины механика тандемных двигателей осуществлялось также управление подачей горючего к двигате­лям. Благодаря наличию бортовой компрессорной установки запуск всех восьми двигателей выполнялся в течение 3 мин.
Цельнометаллическая конструкция планера самолета АНТ-20 была в основном подобна конструкции ТБ-4. Крыло — трехлонжеронное с по­перечным набором из ферменных нервюр, установленных на расстоянии 2—3 м друг от друга, что позволяло в центроплане, имевшем строительную высоту 2,2 м, оборудовать несколько кабин-купе с окнами в потолке, а иногда и в полу. Силовой каркас крыла обшивался колчугалюминиевьгм гофром, и в результате получался жесткий контур, хорошо работавший на кручение — угол поворота конца крыла относитедь­но корневого профиля от действия воздушных нагрузок не превышал 1°. Прогиб крыла вверх при работе на изгиб в нормальном полете мог доходить до 0,5 м. В связи с этим во избежание «заедания» элерона при изгибе крыла в полете на каждом полукрыле элерон ^выполнялся разрезным по размаху и состоял из четырех отдельных секций. Фюзеляж самолета имел прямоугольное сечение шириной 3,5 м И высотой 2,5 м, в углах которого располагались четыре силовых лонжерона, связанные между собой шпангоутами и гофрированной обшивкой, под-
* крепленной внутренними раскосами. На нижней поверхности хвостовой /части фюзеляжа у задней кромки крыла имелся трап с поручнями,
опускавшийся на землю с помощью лебедки. Такое конструктивное решение для входа пассажиров в 60-х годах широко использовалось в конструкции отечественных и зарубежных реактивных пассажирских самолетов.
Особое внимание при создании АНТ-20 было обращено на проекти­рование системы управления самолетом. Она выполнялась жесткой с ис­пользованием трубчатых тяг, что по сравнению с мягким тросовым управле­нием на самолете такого большого размера значительно повысило надеж­ность системы управления, уменьшило трение и люфты в системе, облегчило управление самолетом и его обслуживание. Для снижения усилий на органы управления в ЦАГИ были проведены исследования по подбору аэродинамической компенсации рулей и элеронов, уменьше­нию их шарнирных моментов. По результатам этих исследований на самоле­те АНТ-20 были применены рулевые поверхности с осевой аэродина­мической компенсацией, которые отклонялись с помощью серворулей. Кроме того, для большего снижения усилий на штурвале была несколько уменьшена по сравнению с потребной и площадь рулей высоты, что определяло необходимость на некоторых режимах полета в дополнение к отклонению рулей высоты использовать также и перестановку стабили­затора. Управление стабилизатором осуществлялось специальным ревер­сивным электромеханизмом от передвижного ползунка на штурвале управ--ления. Кроме электродистанционного имелось также и механическое, ручное управление стабилизатором, использовавшееся как аварийное. Электродистанционная система применялась и для управления жалюзи ра­диаторов двигателей.
! Пилотажно-навигационное оборудование АНТ-20 обеспечивало его эксплуатацию днем и ночью, в том числе ночные посадки на неподготовлен­ной местности. Впервые в состав пилотажного оборудования отечественного самолета был включен автопилот.
Использование толстого крыла большой площади определило и осо­бенности компоновки служебно-пассажирских помещений самолета АНТ-20. По встроенному в конструкцию хвостовому подфюзеляжному тра-
'пу экипаж и пассажиры попадали в центральный вестибюль, из которого Направлялись в закрытые утепленные кабины летчиков, радиста, борт­механиков и в пассажирские салоны, фюзеляжные и крыльевые помеще­ния агитсамолетного комплекса, основой которого являлась бортовая типо-
' графия, обеспечивающая в течение двух-трех часов полета пе­чать нескольких тысяч листовок. Кроме того, на борту имелась кино­съемочная аппаратура, запас кинопленки и лаборатория для обработки от-
• "снятых кино- и фотоматериалов, а также кинопроектор с экраном 4,5 на 6 м кс помощью которого при стоянке самолета на земле должны были де-' ионстрироваться документальные и художественные фильмы, в том числе и "снятые во время агитрейсов. В состав агитоборудования входила громкого­ворящая установка «Голос с неба» для вещания с борта самолета во время полета, аппарат с помощью которого предполагалось на облаках или "специальной дымовой завесе изображать световые лозунги, и даже теле-^визионная аппаратура, созданная советскими специалистами. Кроме того,
на самолете устанавливались длинно- и коротковолновые радиостанции, 5работавшие в телефонном и телеграфном режимах, бортовая АТС на 16 номеров с телефонными аппаратами, имевшими световую сигнализацию вызова, пневмопочта. Работа всего этого разнообразного бортового обору-*дования на самолете АНТ-20 обеспечивалась центральной самолетной
Самолет АНТ-20 «Максим Горький»


электрической станцией, состоявшей из двух независимых агрегатов, вы­рабатывавших постоянный и трехфазный переменный электроток. Посто­янный ток напряжением 24 В использовался для освещения внутренних помещений самолета, работы различных электромеханизмов и электро-моторов системы управления самолетом, питания бензиновых электропомп. Впервые примененный на отечественном самолете трехфазный переменный ток напряжением 120 В служил для питания агитоборудования самолета — типографии, звукового кино, радиоустановок, прожекторов, оборудования борткухни. Создание бортового энергетического комплекса потребовало впервые решить ряд сложных проблем, связанных с обеспечением надеж ности его работы.
Летный экипаж АНТ-20 состоял из восьми человек — двух летчиков,
штурмана, радиста, бортмехаников. При агитационных полетах экипаж
увеличивался до 20 человек, а в пассажирском варианте самолет
поднимал в воздух до 80 человек — 8 членов экипажа и 7
пассажира. *
Был проработан и военный вариант самолета АНТ-20, который пред­полагалось использовать в качестве тяжелого бомбардировщика с макси­мальным бомбовым грузом массой до 10 т и для десантных опера­ций. На этом варианте предполагалось установить мощное пулеметно-пушечное оборонительное вооружение (см. рис. 7).
Постройка агитационного самолета АНТ-20 «Максим Горький» была на­чата в июле 1933 г. К созданию этого выдающегося для своего времени са­молета были привлечены многие предприятия, организации и научно-исследовательские институты различных отраслей промышленности. В результате хорошо организованной и слаженной работы многичисленных коллективов уже через девять месяцев постройка самолета «Максим Горький» была завершена, и 17 июня 1934 г. летчики М. М. Гро­мов и Н. С. Журов выполнили на нем первый полет. По оценке М. М. Громова самолет оказался устойчивым по всем осям и простым в управлении. При заводских летных испытаниях самолет АНТ-20 «Максим Горький» с полетной массой 42 т показал хорошие летные данные: его максимальная скорость у земли достигала 260 км/ч, а высоту 1000 м он набирал за 3,4 минуем, табл. 3). Однако 18 мая 1935 г. в завершающем полете, при передаче самолета для эксплуатации в агитэскадрилье имени М. Горького самолет потерпел катастрофу. Экскортируя «Максим Горький» на истребителе И-5, летчик Н. П. Благин начал выполнять в непосредствен ной близости от самолета фигуры высшего пилотажа, не предус­мотренные полетным заданием. При попытке описать петлю вокруг са­молета он потерял скорость в верхней точке петли и его неуправляемый самолет упал на крыло «Максима Горького».
Создание самолетов ТБ-4 и АНТ-20 «Максим Горький», которы по своим геометрическим размерам и полетной массе значительно пре восходили отечественные и зарубежные тяжелые самолеты того времени, являлось выдающимся успехом советской авиационной промышленности, ч научных, конструкторских и производственных коллективов. В процессе
создания ТБ-4 и АНТ-20 были решены сложнейшие для своего времени проблемы аэродинамики, строительной механики и прочности конструкции, разработки бортового оборудования и производства тяжелых самолетов. Их решение оказало благоприятное влияние на дальнейшее развитие со­ветской авиационной промышленности.
После гибели самолета «Максим Горький» было принято решение о постройке эскадры из 16 самолетов АНТ-20. Для их производства выделили специальный оснащенный высокопроизводительным оборудованием серий­ный завод. Однако был построен только один шестимоторный самолет ПС-124 (АНТ-20 бис), ( с 1939 г. по 1942 г. эксплуатировав­шийся на воздушных линиях страны. Не был построен 12-моторный самолет ТБ-6 (АНТ-26), проектирование которого было начато еще в 1929 г., который должен был поднимать бомбовый груз массой 24,6 т, а при использовании в транспортно-десантном варианте перевозить пехотную роту с полным вооружением и снаряжением или несколько тяжелых орудий, или танки. По проектным данным самолет имел площадь крыла, равную 754 м2, и полетную массу около 70 т, а его силовая установка состояла из двенадцати двигателей М-34ФРН, восемь из которых размещались в носке крыла, а четыре устанавливались попарно в двух тандемных установ­ках над крылом, размах которого достигал 95 м. Расчетная максимальная скорость самолета ТБ-6 не превышала 300 км/ч. Экспериментальные иссле­дования схемы самолета проводились в аэродинамических трубах ЦАГИ, а в 1935 г. построили двухместный планер-макет, испытанный в полете летчи­ком Б. Н. Кудриным. Но начатая было постройка опытного образца ТБ-6 в 1935 г. была прекращена, так как усиление наземных и авиационных средств противовоздушной обороны сделало нецелесообразным создание военных самолетов, столь больших размеров и массы, и главное внимание военных специалистов сосредоточилось на совершенствовании тяжелого бомбардировщика, по своим размерам и массе близкого к самолету ТБ-3, в направлении увеличения его скорости, дальности и высотности.
Кроме ставшего традиционным повышения летно-тактических данных серийных самолетов, путем установки более мощных двигателей и совер­шенствования местной аэродинамики, уже в самом начале серийного про­изводства бомбардировщиков ТБ-3 стали изыскиваться и более карди­нальные пути улучшения их, связанные с экранированием кабин и воору­жения, изменением конструкции планера, в частности, с заменой гофриро­ванной обшивки гладкой обшивкой из сплавов с улучшенными физико-меха-вическими свойствами. В 1933 г. проводятся летные испытания так назы­ваемого «задраенного» самолета ТБ-3 со снятыми турелями, стрелковыми башнями, наружными бомбодержателями, заделанными отверстиями в фю­зеляже и крыле под их установку, а также с обтекателями на колесах шасси. Несколько позже начались исследования влияния гладкой полотня­ной обшивки, наклееной поверх гофра, на аэродинамические и летные качества самолета. Испытания «задраенного» самолета с гладкой полотня­ной обшивкой, покрытой лаком, показали целесообразность применения гладкой обшивки и экранированного вооружения на самолетах этого типа.
В 1933 г. коллектив завода имени С. П. Горбунова выступил с инициативным предложением модернизировать строившийся на этом заводе серийно тяжелый бомбардировщик ТБ-3. К работе была привлечена группа сотрудников конструкторского бюро Военно-воздушной академии имени Н. Е. Жуковского, которое было создано в 1931 г. для разработки под руководством С. Г. Козлова проекта 12-моторного самолета «Гигант», по своей схеме имевшего много общего с самолетом К-7 конструкции К. А. Калинина. Коллектив этого конструкторского бюро под руководством в. Ф. Болховитинова разработал проект самолета ДБ-А (дальний бомбар­дировщик — академия). Аэродинамическая схема самолета, геометричес­кие размеры и относительно малая удельная нагрузка на крыло (до 105кг/м2) были такими же, как у ТБ-3. Повышение скоростных характерис­тик самолета достигалось в основном путем улучшения качества внешней поверхности, облагораживания форм самолета, применения полуубираю­щихся основных опор шасси, (рис. 8).
В. Ф. Ьолхавитинов (1897 1970)
Впервые в СССР на тяжелом бомбардировщике была применена гладкая работающая на изгиб и кручение металлическая обшивка крыла и фюзеляжа типа полумонокок, что не только улучшило аэродииами ческие характеристики самолета и увеличило полезные объемы фюзеляжа, но и повысило боевую живучесть машины. Улучшению аэродинамического качества самолета ДБ / способствовало также применение закрытых кабин экипажа и стрелковых установок, полуубирающиеся основные опоры шасси, тщательное капотирование двигателей и радиаторов. Важной особенностью самолета являлось также применение на нем крыла с посадочной механизацией в виде щитков Шренка, отклоняемых при посадке на угол до 60°, что позволяло снизить посадочную скорость до 80 км/ч, а также при­менение управляемых из кабины экипажа триммеров («флетнеров») на ру­лях высоты и направления, и триммеров на элеронах, но регулируемых на земле. С помощью триммеров обспечивались требуемые значения усилий на штурвал и педали при различных режимах полета, что обегчало управление самолетом и позволяло отказаться от конструктивно более сложного управляемого в полете стабилизатора.
Самолет ДБ-А стал первым советским тяжелым бомбардировщиком с высоким уровнем механизации приводов различных агрегатов — вращение
Рис. 8. Опытные тяжелые бомбардировщики 30 х годов:
/ — опытный самолет ДБ-А; 2 — самолет ДБ-А (Н-209) для трансполярного перелета С. А. Леваневского; 3 — модифицированный самолет ДБ-А с турбокомпрессорами на двига­телях и новым убирающимся шасси; 4 — первый опытный самолет ТБ-7 (АНТ-42)

пушечной турели, открытие и закрытие створок бомболюка, уборка и вы­пуск шасси; отклонение щитков Шренка, осуществляемое с помощью пнев­матической системы.
Бомбовое вооружение самолета ДБ-А обеспечивало размещение нормального бомбового груза массой 2000 кг на внутренней подвеске в фюзеляжном бомбоотсеке длиной 6 м и шириной 2 м. Предусматри­валась и наружная подвеска бомб под центропланом крыла. Максималь­ная масса бомбового груза достигала 5000 кг. Схема оборнительного вооружения ДБ-А сохрянядась такой же, как на последних серийных самолетах ТБ-3, но мощь огня была значительно увеличена на счет при­менения пушки ШВАК и скорострельных пулеметов ШКАС. Как и на ТБ-3, в носовой части фюзеляжа располагалась экранированная турельная уста­новка с пулеметом ШКАС, в центральной части фюзеляжа была смонти­рована подвижная пушка ШВАК, а в хвосте находились нижняя кин­жальная и кормовая турели также с пулеметами ШКАС. Боезапас пулеметов составлял 3500 патронов, а пушки — 250 снарядов. Экипаж самолета состоял из семи человек — двух летчиков, штурмана, двух борт­механиков, артиллериста и кормового стрелка.
Много общего с самолетом ТБ-3 имела и силовая установка ДБ-А, со­стоявшая первоначально из четырех редукторных двигателей М-34РН с деревянными или металлическими воздушными винтами, имевшими регули­руемые на земле лопасти. Как и на ТБ-3, к двигателям самолета ДБ-А можно было подойти по коридору внутри крыла, а наземное обслужива­ние двигателей выполнять со стремянок-мостков, расположенных справа и слева от каждого двигателя, в качестве которых использовались откинутые наружу части носков крыла, являвшиеся крышками люков, обеспечивавших выход из крыльевых коридоров к двигателям.
Технические требования ВВС к самолету ДБ-А предусматривали воз­можность переоборудования его в парашютно-десантный вариант силами строевых частей.
Постройка самолета ДБ-А была закончена в ноябре 1934 г., и после наземной отработки, связанной в основном с обеспечением герметич­ности воздушной системы, 2 мая 1935 г. состоялся его первый полет под управлением летчиков Я. М. Моисеева и Н. Г. Кастанаева. Большая часть полетов по программе заводских испытаний выполнялась летчиками Н. Г. Кастанаевым и А. К. Туманским. Заводские летные испытания самолета с моторами М-34РН были закончены зимой 1936 г., и в марте того же года он был передан на государственные испытания. По оценке летчиков самолет нормально рулил, хорошо слушался тормозов, но при движении по земле из кабины летчиков не обеспечивался хороший обзор, и летчик должен был рулить стоя, открыв аварийный люк. Набор высоты не имел каких-либо особенностей и протекал нормально. Самолет обладал хорошей устойчивостью пути, твердо лежал на курсе на любой скорости и не имел тенденции к рысканию. При дросселировании одного двигателя самолет мог летать горизонтально с нормальной полетной массой, равной 22 т, по при дросселировании двух двигателей с одной стороны у самолета возникало заворачивание, и он переходил в пологое планирование. ДБ-А обладал нормальной продольной устойчивостью с за­крепленными рулями (по современной терминологии — с фиксированным управлением) и хорошей поперечной устойчивостью. Управляемость само­лета оценивалась как удовлетворительная. Закрытая кабина летчиков улучшила условия их работы, но при этом снижался обзор вперед, в плос­кости крыльев и назад. Отсутствие видимости концов крыльев делало почти невозможным вождение самолета в строю, и в связи с этим на серийных самолетах ДБ-А рабочие места летчиков было решено поднять на 400 мм.
Летные данные самолета ДБ-А с М-34РН оказались достаточно высо­кими. По сравнению с серийным самолетом ТБ-3, имевшим такие же дви­гатели, максимальная скорость ДБ-А увеличивалась на 42 км/ч, улучши­лись его скороподъемность и другие летные данные (табл. 4). По характеристикам грузоподъемности и скорости самолет ДБ-А превосходил
другие самолеты своего класса; на нем были установлены мировые рекорды k 11—20 ноября 1936 г.: летчики М. А. Нюхтиков и М. И. Липкий подняли груз массой 10 т на высоту 7032 м, а затем груз массой 13 т на высоту 4535 м; летчики Г. Ф. Байдуков и Н. Г. Кастанаев достигли скорости 280,3 км/ч с грузом массой 5000 кг на дистанции 2000 км.
Основные данные тяжелых бомбардировщиков ДБ-А и ТБ-7

ДБ -А ТБ-7
Тип самолета опытный войсковая серия опытный дублер
Год выпуска 1935 1937' 1936 1938
Тип двигателей М-34РН М-34РНБ М-34ФРНБ + АМ-34ФРНБ +

+ М-100 + М-100
Мощность двигателей,
л. с:
максимальная 4х 970 4х 1000 4 X 1200 4 X 1200
номинальная 4 х 840 — 4 X 930 4 X 930
Плошадь крыла, м2 237 188,4
280 330 305 336 315 430 310 365
Максимальная скорость км/ч 0 4200 0 2300 0 8600 0 3500
на высоте,
м

13 3,5 10,5 3,2 9,6 20
Время набора высоты, 4000 1000 3000 1000 3000 5000
мин
м
Практический потолок, м 7200 6900 11000 10400
Полетная масса, кг:
нормальная 21960 24000 24000 24594
максимальная 27670 — 30000 32000
Масса полной нагрузки,
кг:
нормальная 6530 7188 6115 6074
максимальная 12240 — 12115 13480
Бомбовый груз, кг:
нормальный 2000 2000
максимальный 5000 4000
Максимальная дальность
полета с нормальным
бомбовым грузом, км 4500 3000
Длина разбега, м 350 380 280 450
Длина пробега, м 300 300 370 550
Оборонительное воору-
жение:
турели — носовая 1 X ШКАС 1 X ШКАС 1 X ШВАК 2 X ШКАС
средняя 1 X ШВАК 1 X ШВАК 1 X ШКАС 1 X ШВАК
люковая 1 X ШКАС 1 X ШКАС 1 X ШКАС —
оконная — — 2 X ШВАК —
подшассий
на я — 2 X ШКАС 2 X ШВАК 2 X ШКАС
кормовая 1 X ШКАС 1 X ШКАС 1 х ШВАК 2 X ШКАС
Таблица 4
После завершения государственных испытаний было принято решение о запуске самолета ДБ-А в серийное производство. По предложению извест­ного полярного летчика С. А. Леваневского опытный самолет ДБ-А без вооружения и с измененной носовой частью фюзеляжа был переобору­дован в вариант для трансарктического почтово-грузового рейса из Москвы через Северный полюс в Америку (г. Фэрбенкс на Аляске). На этом самоле­те, получившим бортовой номер Н-209, устанавливались цЭорсированные моторы АМ-34ФРН, а запас топлива в основных и дополнительных баках в фюзеляже, равный 16 400 кг, обеспечивал расчетную дальность 8840 км при расстоянии от Москвы до Фэрбенкса по трассе полета 6650 км. По
сравнению с опытным самолетом ДБ-А взлетная масса Н-209 была увеличе­на почти на 10 т и стала равной 35 т. (см. рис. 8).
12 августа 1937 г. экипаж самолета Н-209 в составе командира корабля С. А. Леваневского, второго летчика Н. Г. Кастанаева, штурмана В. И. Левченко, бортмехаников Н. Н. Годовикова и Г. Т. Побежи-мова, радиста Н. Я. Галковского стартовал в трансарктический перелет. Почти сутки полет самолета Н-209 проходил нормально, хотя и протекал в тяжелых метеорологических условиях и на большой высоте. Но после пролета над Северным полюсом вышел из строя крайний правый двигатель из-за отказа маслопровода. Самолет снизился до высоты 4600 м и продолжал полет в условиях обледенения в сплошной облачности на трех двигателях. В это же время нарушилась, а затем прекратилась радиосвязь с самолетом. Быстро организованные планомерные поиски самолета, в кото­рых участвовали 27 советских и 7 иностранных самолетов не дали резуль­татов, и почти через год после старта правительственным сообщением было объявлено, что самолет и его экипаж погибли.
Работа над тяжелым бомбардировщиком ДБ-А продолжалась. В апре­ле 1937 г. начались государственные испытания самолета войсковой серии с двигателями АМ-34РНБ мощностью по 1000 л.с, в конструкции которого были устранены недостатки, выявленные при испытаниях. Было признано, что по управлению самолет прост на взлете, посадке и в полете, доступен для пилотирования летчиками средней квалификации.
В процессе серийного производства конструкция самолета ДБ-А была усовершенствована, в частности, конструкторы убрали «штаны» — обтека­тели шасси на внутренних гондолах двигателей, основные опоры шасси вы­полнили полностью убирающимися во внутренние гондолы двигателей, об­воды которых были значительно улучшены, а в хвостовых частях гондол оборудовали кабины стрелков с подвижными пулеметами ШКАС для от­ражения атак истребителей противника со стороны нижней полусферы. Кроме того, установили новую пушечную турель в центральной части фюзе­ляжа, экранированную подвижной полукруглой башней. Экипаж самолета был увеличен до 11 человек (см. рис 8).
В 1938 г. на этом варианте ДБ-А установили двигатели АМ-34ФРН с турбокомпрессорами для улучшения его характеристик на больших высо­тах. При такой силовой установке центровка самолета стала более передней и улучшилась его продольная устойчивость. Повысилась и маневренность — самолет легко выполнял виражи с креном до 60°. Проводивший его испытания летчик П. М. Стефановский отметил возросшие возможности самолета на высотах выше 7000 м. Получить полную оценку летных данных этого варианта ДБ-А не удалось, но была зафиксирована макси­мальная скорость 346 км/ч на высоте 6000 м при полетной массе 24 т. Недоработанность турбокомпрессоров, их частые отказы обусловили пре­кращение летных испытаний. К тому же стало ясно, что бомбардировщик ДБ-А по своим летно-техническим данным является своего рода переходным от ТБ-3 к более современному скоростному и высотному бомбардировщику, поэтому серийное производство самолета ДБ-А ограничилось постройкой всего 12 машин.
Вопрос о создании высотного тяжелого бомбардировщика впервые был поставлен перед конструкторским коллективом А. Н. Туполева военными специалистами еще в 1931 г. Тогда предполагалось, что новый бомбардировщик должен летать на высоте 7000 м со скоростью всего 250 км/ч, но иметь бомбовый груз массой 10 000 кг. Однако развитие авиационной техники и особенно истребительной авиации заставило воен­ных пересмотреть свои взгляды, и три года спустя в 1934 г. к такому самолету предъявляются новые требования, в соответствии с которыми он должен был иметь скорость, равную 600 км/ч йа высоте 13—14 км, и бомбовую нагрузку 5 т. Такие данные не могли быть быстро реализованы при тогдашнем уровне развития авиационной науки и техники, и после взаимных согласований и уточнений были приняты новые тактико-техни­ческие требования, которые предполагали создание скоростного и высотного бомбардировщика умеренной грузоподъемности (от 2000 до 4000 кг бомб),
Бомбардировщик ДБ-А с моторами М-34РН
I
с максимальной скоростью 400 км/ч на высотах до 12 000 м и дальностью полета в зависимости от массы бомбового груза равной 1200—3800 км. Предусматривалась возможность использования самолета для десантно-транспортных келен, в частности, для перевозки 50 бойцов с полным снаряжением.
Выполнение этих требований определило необходимость резкого увели­чения удельной нагрузки на площадь крыла (до 150 кг/м0. применения на нем более совершенной аэродинамики крыла и фюзеляжа, убирающегося шасси, а также с и л опой установки, обеспечивающей достижение макси­мальной скорости полета на заданной высоте.
Проектирование такого самолета под обозначением ТБ-7 (АНТ 42) велось В. М. Петляковым под непосредственным руководством А, Н. Ту­полева, а в разработке его конструкции активное участие принимал И. Ф. Нсзваль, который с конца 1937 г. стал руководителем работ по самолету ТБ-7 и его многочисленным модификациям. По своей схеме самолет ТБ-7 являлся четырех дни га тельным цельнометаллическим средне-планом с убирающимся шасси (см. рнс. 8). Конструкция планера первого опытного самолета характеризовалась использованием большого числа стальных н дюралюминиевых труб, гнутых листовых деталей и мелких сварочных узлов. Можно утверждать, что она являлась переходной от технологии, характерной для производства ТБ 3, к технологии, связанной с использованием плазоьо-шаблонных методов производства. Крыло ТБ-7 выполнялось уже двухлонжеронным с гладкой обшивкой, подкрепленной стрингерами и нервюрами. Лонжероны — ферменной конструкции, на участке центроплана их пояса выполнялись нз трех мощных хромансиле­вых труб, а в отъемной части крыла — нз одинарных телескопически соединенных друг с другом хромансилевых и дюралюминиевых труб. Фер­менными выполнялись и нервюры крыла. Аналогичную конструкцию имело и оперение самолета с регулируемым в полете углом установки стабили­затора. Фюзеляж представлял собой полумонокок с каркасом из четырех трубчатых лонжеронов, продольного стрингерного набора, поперечных си­ловых и промежуточных шпангоутов, расположение которых определялось размещением кабин экипажа, бомбоотсека, оборонительного вооружения и агрегатов планера. В передней части фюзеляжа располагалась кабила стрелка с подвижной сферической носовой башней, закрывавшей пушку ШВАК. за ней оборудовалась кабина штурмана с характерной 4бородой* под нижней частью фюзеляжа, л затем размещался <двухэтажный» центральный пилотский отсек, в его верхней части устанавливались одно за другим кресла первого и второго летчиков, сдвинутые вплотную к левому борту; непосредственно под иолом кабины летчиков у левого борта находилась кабина радиста, а у правого борта — рабочее место бортинженера. Доска с приборами, контролировавшими работу силовой ус­тановки, располагалась таким образом, что покл:шшя приборов были хоро-

шо видны бортмеханику и обоим летчикам. Сверху кабина летчиков закры­валась прозрачным фонарем, что обеспечивало полный обзор верхней и пе­редней полусфер. На «третьем» этаже центрального отсека, под полом каби­ны радиста и бортмеханика находился бомбоотсек, в котором размешались бомбы массой 2000 кг. Часть фюзеляжа в конце бомбового отсека была занята кабиной среднего стрелка с подвижным пулеметом ШКАС, а за ней находилась кабина хвостовых стрелков с оконной установкой пушек ШВАК и люковым кинжальным пулеметом ШКАС. В самом конце фюзе­ляжа располагалась кабина кормового стрелка с подвижной пушкой ШВАК. Еще две пушки ШВАК устанавливались в подкрыльных стрелковых кабинах, оборудованных в задней части внутренних гондол двигателей так, как это было выполнено ранее на самолете ДБ-А.
Опытный самолет ТБ-7 отличало и весьма оригинальное решение проб­лемы обспечения требуемой высотности двигателей АМ-34ФРН, с помощью своего нагнетателя сохранявших мощность только до высоты 4000 м. Первоначально высотность этих двигателей предполагалось увеличить пу^ тем установки на них турбокомпрессоров, но летные испытания на самолете ТБ-3 показали, что они еще нуждаются в длительной доводке. По пред­ложению А. Н. Туполева было принято решение о создании для самолета ТБ-7 агрегата центрального наддува (АЦН-2), состоявшего из мощного нагнетателя с приводом от специального автономного двигателя М-100. Установленный в обтекателе фонаря кабины летчиков, АЦН-2, конструк­тивная разработка которого была осуществлена в ЦИАМ под руководством К. В. Минкера, по воздушным коробам, проложенным в фюзеляже и крыле, обеспечивал наддув основных двигателей АМ-34ФРН и повышал их высотность с 4000 до 8000 м.
Остальная конструкция самолета ТБ-7 — его шасси с масляно-пневма-тической амортизацией и гидравлическими колодочными тормозами на ко­лесах; посадочные щитки Шренка на крыле; система управления самолетом с жесткой проводкой к рулям и элеронам; топливная система с нейтральным газом и протектированными бензобаками в фюзеляже, центроплане и отъемной части крыла; гидравлическая система подъема и выпуска шасси, посадочных щитков; бортовое навигационное, связное и другое оборудова­ние, соответствовали мировому уровню развития авиационной техники сере­дины 30-х годов. Кабины экипажа оборудовались самолетным переговор­ным устройством, имели подогрев и кислородное оборудование, что обеспе­чивало длительное пребывание и сохранение работоспособности экипажа на высоте 8000—10 000 м.
2 декабря 1935 г. Комиссии заказчика, возглавляемой Маршалом Советского Союза М. Н. Тухачевским, был предъявлен макет самолета ТБ-7, а ровно через год — 27 декабря 1936 г. летчик М. М. Громов и бортмеханик М. Ф. Жилин совершили на опытном самолете ТБ-7 первый полет. Полет прошел нормально, самолет вел себя устойчиво, легко слушался управления, но, по мнению летчика, требовалось повысить эффективность руля направления и снизить усилия на педали. В числе доработок, выполненных после первого полета, была и пере­компоновка водорадиаторов двигателей. Вместо раздельной подвески водо-радиаторов под каждым двигателем, радиаторы внешних и внутренних двигателей разместили только под внутренней гондолой двигателей, что значительно улучшило аэродинамику внешних двигателей и не ухудшило аэродинамику внутренних гондол.
Дальнейшие полеты по программе заводских испытаний проводились на аэродроме ограниченных размеров, и при одной из посадок, при которой летчик подошел к земле на очень малой скорости с высоким выравниванием, опытный самолет потерпел аварию. После ремонта самолета первый этап государственных испытаний ТБ-7 с полетной массой 23860 кг, проводившийся экипажем летчика П. М. Стефановского, начался только 11 августа 1937 г. По результатам полетов первого этапа испытаний был сделан вывод, что «... самолет по своим летно-такти-ческим данным является современным самолетом. Скорость 403 км/ч на высоте 8000 м делает его малоуязвимым на этой высоте и выше

Второй опытный экземпляр самолета АНТ-42 (ТБ-7 дублер)

современными истребителями* [6). Было отмечено также тяжелое управле­ние самолетом, и в сняли с этим была увеличена осевая компенсация рулей высоты и направления, что облегчило и упростило управление самолетом.
Второй этап государственных испытаний первого опытного самолета с более мощными двигателями АМ-34ФРНБ, агрегатом центрального надду­ва АЦН-2 и полетной массой 24 000 кг проводился зимой и весной 1938 г. По мнению военных испытателей, самолет хорошо взлетал и несмотря па увеличение нагрузки на крыло, вследствие эффективной механизации крыла посадочная скорость его незначительно увеличилась по сравнению с ее значением у самолета ТБ-3. Потолок самолета был больше, чем у совре менных ему истребителей; он имел максимальную скорость 430 км/ч на вы­соте 8600 м, и на этой высоте его скорость была больше скорости всех истребителей. При выключенном АЦН 2 высотные и скоростные данные самолета ТБ-7 резко ухудшались. Дальность полета его с 2000 кг бомб при крейсерской скорости 300 320 км/ч на нысоте 3500 5000 м достигала 3000 км (см. табл. 4). В заключении но результатам испытаний отме чалось: «... Высокая маневренность самолета на высоте 8000 - 10 000 м обес­печивает прицельное бомбометание с этих высот и хорошую защиту маневром от огня зенитной артиллерии... Это делает самолет практически неуязвимым для современных средств нападения па высоте 7000- 10 000 м. Поэтому НИИ ВВС считает и настаивает на немедленном внедрении в массовую серийную постройку в 1938 г. этого самолета и принятие его на вооружение ВВС*- [6]-
Эталоном для серии должен был стать второй опытный самолет ТБ-7 4дублер*, н конструкцию которого были внесены следующие основные изменения. Фюзеляж самолета стал шире на 100 мм, была увеличена плошаль оперения, причем относительная толщина горизонатльного опере ния увеличилась с 6 до 9% и это позволило сделать оперение свободно-несущим вместо рл счал очного. Стабилизатор стал неподвижным, и балансировка самолета по всем трем осям выполнялась триммерами на рулях и элеронах. Более современной стала и конструкция планера <дубле­ра»— на нем катаные нз листа профили стрингеров крыла н фюзеляжа заменили прессованными профилями, вместо сварных узлов установили фрезерованные, штампованные, а в менее ответственных местах и литые узлы; закрытую кленку заменили открытой с помощью пистонных заклепок.
В связи с высокими летными данными самолета ТБ-7 н его превосход­ством в скорости на больших высотах над истребителями было признано возможым ослабить оборонительное вооружение самолета ТБ-7: снять носо­вую, оконные, нодшасснйные и кормовую пушки ШВАК, а также люковую установку с пулеметами ШКАС. Оборонительным вооружением стали пуле­меты ШКАС в носовой и кормовой башнях, пушка ШВАК, установленная в подвижной надфюзеляжнон башце, замыкающей обтекатель фонаря каби ны летчиков и АЦН-2, пулеметы ШКАС в нодшасснйных башнях. Экипаж самолета состоял из 11 человек.
Государственные испытания « дублера», завершившиеся в декабре 1938 г., еще раз подтвердили высокие качества самолета ТБ-7 как
тяжелого бомбардировщика, и он был признан эталоном для самолетов серийной постройки, производство которых по чертежам второго опытного самолета было начато еще весной 1938 г. За 1938 и 1939 годы заводом были выпущены три самолета ТБ-7 с АЦН-2, которые по своим летно-техническим данным превосходили практически все современные им зарубежные тяжелые бомбардировщики аналогичного класса, в том числе и первые серийные самолеты Боинг В-17.
В истории развития авиационной техники самолет ТБ-7 с АЦН-2 яв­ляется родоначальником целого семейства тяжелых, скоростных и высот­ных бомбардировщиков с поршневыми двигателями. Только через несколь­ко лет после первого полета АНТ-42 идеи, заложенные при его создании, были наиболее полно, естественно, и на более высоком техническом уровне воплощены в таких выдающихся самолетах, как Боинг В-29 (1942 г.), Ту-4 и, наконец, Ту-85.

ДАЛЬНИЕ БОМБАРДИРОВЩИКИ
Начало созданию советских боевых самолетов этого класса, значитель­но более легких и поднимавших меньший бомбовый груз, чем тяжелые бомбардировщики, положили работы над рекордным дальним самолетом АНТ-25, развернувшиеся летом 1931 г. под руководством А. Н. Туполева.
В августе 1931 г. начальник ВВС РККА Я. И. Алкснис и замести­тель начальника ЦАГИ А. Н. Туполев представили в Реввоенсовет СССР совместную докладную записку с приложенным к ней эскизным проектом самолета для побития рекорда дальности в простых условиях погоды, ко­торый мог быть использован и в варианте дальнего бомбардировщика. К записке прикладывался также план мероприятий по осуществлению рекордных полетов. План предусматривал постройку нескольких однотип­ных рекордных самолетов, специальной взлетно-посадочной полосы со стар­товой горкой и содержал другие предложения. 7 декабря 1931 г. докладная записка, эскизный проект и план мероприятий были рас­смотрены правительством. Оно утверди -о предложение Реввоенсовета СССР об организации полета на предельную дальность и о постройке для этой цели сразу двух рекордных самолетов АНТ-25 с проектной дальностью 13 ООО км и гарантированной дальностью 10 ООО км при установ­ке мотора М-34 с редуктором. Для руководства работами по созданию само­лета и организации предстоящих дальних перелетов при Совете Народных Комиссаров СССР была организована правительственная комиссия. Комис­сия стала называться Комитетом по дальним перелетам — Комитет РД. В своей научно-технической работе Комитет РД опирался на Технический комитет по РД, который возглавлял А. Н. Туполев, он же и руководил всеми работами по созданию самолета АНТ-25, получившему также и обоз­начение РД — рекорд дальности.
В начале 1932 г. бригада П. О. Сухого, входившая в состав конструкторского коллектива А. Н. Туполева, приступила к разработке рабочих чертежей самолета АНТ-25, который выполнялся по схеме трех­местного цельнометаллического низкоплана с одним двигателем М-34, раз­работанным под руководством А. А. Мнкулина. Заданная дальность полета этого самолета обеспечивалась комплексом проектно-конструктор-ских решений, позволявших достичь очень высокого для своего времени аэродинамического и весового совершенства планера АНТ-25, его силовой установки.
Главной особенностью аэродинамической схемы самолета АНТ-25 яв­лялось применение на нем крыла с необычно большими значениями относительного удлинения и сужения, равных соответственно 13,1 и 5,3. Такое большое относительное удлинение обеспечивало снижение индуктив­ного сопротивления крыла, связанного с величиной подъемной силы, и поэтому особенно значительного для самолета АНТ-25, полет которого длительное время выполнялся с большой полетной массой и при относи­тельно небольшой крейсерской скорости, то есть на больших углах атаки. Выигрыш от снижения индуктивного сопротивления в этом случае намно­го перекрывал потери, связанные с увеличением массы крыла из-за большого удлинения. Однако кроме увеличения массы крыла применение большого относительного удлинения было связано со снижением жесткости крыла, с большей вероятностью возникновения различного рода вибраций, в том числе и флаттера, нового для начала 30-х годов явления, с которым уже тогда начинали сталкиваться авиационные специалисты. Для решения этой проблемы в экспериментально-аэродинамическом отделе ЦАГИ в 1932 г. была создана специальная группа, работавшая под общим руководством В. П. Ветчинкина, возглавлявшего проведение теоретических расчетов по самолету АНТ-25. Исследования, проведенные в ЦАГИ, пока­зали, что одним из направлений увеличения жесткости крыла является применение большого сужения. Выбранное для АНТ-25 сужение крыла приводило к увеличению скорости, при которой мог возникнуть флаттер. Снижению массы и увеличению жесткости крыла способ­ствовала и конструктивно-силовая схема крыла самолета АНТ-25. Оно выполнялось трехлонжеронным. Первые два лонжерона ферменной конструкции, установленные на 18 и 44% хорды, были связаны друг с другом топливными баками, расположенными между лонжеро­нами вдоль почти всего размаха крыла. Такое конструктивное реше­ние позволяло образовать из лонжеронов и баков мощный силовой кессон, воспринимающий нагрузки от изгиба и кручения. Кроме того, принятое решение снижало массу крыла за счет разгрузки конструкции крыла массой топлива. Эо^крект разгрузки усиливался и программой выработки топлива из баков: сначала вырабатывалось топливо из корневых баков, расположенных ближе к фюзеляжу, а затем последовательно от кор­ня к концу крыла расходовалось топливо и из других баков. В результате стало возможным уменьшить изгибающие моменты, действующие на крыло, и соответственно уменьшить массу крыла. Принятое конструктивное решение позволило также сблизить взаимное положение аэродинамического 4>окуса, центра жесткости и центра тяжести крыла, что благоприятно сказалось на его динамической прочности, вибрационных и флаттерных характеристиках. Третий лонжерон являлся вспомогательным, к нему под­вешивались элероны, разделенные на четыре секции для обеспечения их нормальной работы при изгибе крыла в полете. Элероны управлялись с по­мощью серворулей. Стойки и подкосы полуубирающегося главного шасси с масляно^воздушной амортизацией и двойными тормозными колесами на каждой стойкэ крепились к переднему и среднему лонжеронам каждого полу крыла. В убранном положении колеса главного шасси вхо­дили в хвостовую часть крыла на половину своего диаметра и закры­вались обтекателями. Хвостовое подфюзеляжное колесо шасси также полузакрывалось обтекателем. Обшивка носка и части поверхности крыла первого опытного самолета АНТ-25 была запроектирована гофрированной.
Фюзеляж АНТ-25 конструктивно состоял из двух основных частей: передней — ферменной конструкции, выполненной за одно целое с центро­планом крыла, и хвостовой — типа полумонокок с работающей обшивкой. К передней части фюзеляжа крепилась моторама с двигателем М-34, отделенная противопожарной перегородкой от трехместной кабины экипа­жа, скомпонованной в передней и хвостовой частях фюзеляжа. В кабине экипажа последовательно размещались: рабочее место первого летчика под прозрачным откидным фонарем; спальное место летчиков, оборудованное на верхней крышке резервного маслобака, встроенного в конструкцию центроплана; рабочее место штурмана с радиосвязным и радионавига­ционным оборудованием, астролюком на верхней части фюзеляжа и, нако­нец, рабочее место второго летчика с постами управления самолетом, с обзором окружающего пространства через боковые фюзеляжные окна и с застекленной верхней откидывающейся крышкой- люка. На борту АНТ-25 предполагалось установить наиболее совершенное по тому времени пило­тажное и навигационное оборудование: авиагоризонт, гиромагнитный компас, гиро-и радиополукомпас, авиационный секстант, а позднее в связи с организацией полетов в высоких широтах и солнечный ука­
Рис. 9. Развитие самолета АНТ-25:
1 — опытный самолет; 2 — рекордный самолет, установивший мировой рекорд по замкнутому маршруту; 3 — самолет для трансполярных перелетов
3
затель курса. Бортовая радиостанция с фиксированными длинами радио­волн обеспечивала дальность передачи сообщений с самолета до 5000 км и позволяла пеленговать самолет с земли на удалении до 2000 км. Такое оборудование обеспечивало экипажу возможность выполнять полет днем и ночью, а также в облаках. За кабиной экипажа хвостовая часть фюзеляжа плавно переходила в киль, на котором размещался стабили­затор с изменяемым в полете углом установки. Обшивку фюзеляжа выпол­няли гладкой, а стабилизатора и руля направления — гофрированной.
Силовая установка АНТ-25 должна была состоять из редукторного двигателя М-34Р, но из-за его отсутствия на первом опытном самолете пришлось установить двигатель М-34 с номинальной мощностью 750 л. с, без редуктора, со степенью сжатия рабочей смеси в цилиндрах, равной 6,0, и с деревянным воздушным винтом. Для охлаждения двигателя исполь­зовался выдвижной водорадиатор. Общий запас топлива в баках достигал 6100 кг, а масла — 350 кг. Такое количество топлива должно было обеспечить беспосадочный полет в течение около 75 ч при максимальной взлетной массе самолета 16 500 кг и крейсерской скорости 165 км/ч.
22 июня 1933 г. под управлением летчика М. М. Громова состоялся первый полет опытного самолета АНТ-25 с двигателем М-34 без редуктора (рис. 9). По оценке М. М. Громова самолет оказался устойчивым и простым в управлении. Спустя два месяца, 10 сентября 1933 г., М. М. Гро­мов поднял в воздух и второй опытный самолет АНТ-25 — «дублер» с ре-дукторным мотором М-34Р и нормальной мощностью 800 л. с, которая при увеличении степени сжатия до 6,6 могла быть повышена до 900—950 л.с. Летные испытания опытных самолетов АНТ-25 для оценки их основных летно-технических данных проводились с полетной массой 6850 кг.
Для проведения испытаний и выполнения дальних перелетов на само­летах АНТ-25 еще в начале 1933 г в НИИ ВВС были сформированы два экипажа. В первый входили М. М. Громов, А. И. Филин и И. Т. Спирин, а во второй — А. Б. Юмашев, П. М. Стефановский и С. А. Данилин. Перед экипажами была поставлена задача подготовиться к полетам на побитие мирового рекорда дальности беспосадочного полета по прямой, ко­торый был установлен уже в период летных испытаний первого опытного самолета АНТ-25 в.августе 1933 г. французскими летчиками Кодосом и Росси на самолете Блерио 110, совершившим беспосадочный полет из Нью-Йорка в Райяк (Сирия) протяженностью по прямой 9104 км. Для рекордных полетов АНТ-25 разрабатывались в то время в основном южные маршруты, в частности, такой: Москва — Средиземное море — Са­хара — Западная Африка — Южная Атлантика — Южная Америка. Пред­полагался и вариант маршрута для беспосадочного полета в Автралию.
Однако результаты первых испытательных полетов АНТ-25 на даль­ность оказались разочаровывающими. С двигателем без редуктора первый опытный самолет имел дальность всего около 7200 км. Дублер, оснащенный редукторным двигателем, хотя и достиг гарантированной ЦАГИ дальности полета в 10 800 км, для надежного установления нового мирового рекорда также нуждался в улучшении характеристик. После тщательного изучения всего комплекса вопросов, связаных с уменьшением сопротивления крыла и расхода топлива на 1 км пути, было принято решение выполнить гладкой гофрированную поверхность крыла обоих самолетов АНТ-25 и улучшить работу силовой установки. В пазы гофра были помещены бальзовые вкладыши, а поверх гофра и бальзы натянули покрашенную перкалевую обшивку, которую затем отполировали до зеркального блеска.
Одновременно с улучшением аэродинамики опытных самолетов АНТ-25 велась большая работа и по совершенствованию двигателя М-34: оснащению его более эффективным редуктором, повышению степени сжатия, увеличению мощности и снижению удельного расхода топлива в по­лете на крейсерском режиме, обеспечению требуемой надежности его работы. На моторном заводе имени М. В. Фрунзе по специальной техно­логии и при тщательном контроле были изготовлены десять редук-торных двигателей, два из которых прошли 100-часовые стендовые кон­трольные испытания при непрерывной работе на напряженном режиме и на сильно обедненной смеси горючего. Только после таких испытаний двигате­ли устанавливали на самолеты, предназначенные для рекордных полетов. Кроме того, в рекордных полетах двигатель самолета АНТ-25 должен был работать на специальном сорте высокооктанового бензина «Экстра» и масле селективной очистки. Коэффициент полезного действия силовой установки был повышен также установкой на редукторных двигателях М-34Р трехлопастных воздушных винтов с изменяемым в полете шагом.
Одновременно с этим проводились различные доработки конструкции для улучшения условий работы экипажа в полете: была увеличена площадь остекления фонаря кабины летчика, неоднократно изменялись конфигу­рация и площадь киля с рулем направления (см. рис. 9). С конца июня 1934 г. первый экипаж в составе М. М. Громова, А. И. Филина, И. Т. Спирина начал выполнять дальние испытательные полеты с целью проверки возможностей доработанного второго опытного самолета АНТ-25. В этих испытательных полетах были установлены рекорды СССР, а в завершающем полете, состоявшимся 10—12 сентября 1934 г., то есть через год после первых полетов опытных самолетов, экипаж М. М. Громова установил и мировой рекорд дальности полета по замкнутому маршруту, пролетев по треугольнику Москва — Рязань — Харьков 12 411 км за 75 ч 02 мин.
В результате напряженной работы в концу 1934 г. в Советском Союзе имелись два экипажа и два самолета, полностью испытанных и годных для официального установления мирового рекорда дальности полета по прямой без посадки. Шла интенсивная подготовка к полету в Южную Америку, когда в начале 1935 г. полярный летчик С. А. Лева­невский обратился в правительство с просьбой разрешить ему полет $а самолете АНТ-25 через Северный полюс в Америку. Разрешение было дано, и весной 1935 г. С. А. Леваневский сформировал экипаж для этого полета, в который кроме него вошли второй летчик Г. Ф. Байдуков и штурман В. И. Левченко. Для трансарктического перелета был выделен «дублер»— второй опытный самолет АНТ-25, установивший мировой ре­корд дальности полета по замкнутому маршруту. Для первого опытного самолета АНТ-25 был сформирован новый экипаж в составе М. М. Громова, А. Б. Юмашева и С. А. Данилина, который продолжал вести подго­товку к рекордному полету на дальность в Южную Америку. Выполне­ние этого полета задерживалось из-за дипломатических затруднений: Бразилия не давала разрешения на пролет над своей территорией.
Для трансарктического полета через Северный полюс самолет АНТ-25 был доработан (см. рис. 9). Прежде всего, выдвижной водо­радиатор заменили неподвижным, установленным в туннеле с регулируемы­ми входными и выходными створками. Переделали также и дранежные сис­темы водяного охлаждения, питания двигателя маслом, утеплили карбюра­тор двигателя, установили систему отопления кабины экипажа с помощью выхлопных газов, а также воздушный винт с противообледенительной системой. Приняли меры и по обеспечению непотопляемости самолета в случае вынужденной посадки на воду: в носке крыльев, в носовой и хвостовой частях фюзеляжа разместили надувные баллоны из проре­зиненной ткани. На борту самолета имелись пакеты с аварийными продук­тами, спальные мешки, палатка, рюкзаки, лыжи и другое снаряжение, которое могло понадобиться экипажу при вынужденной посадке. Был разработан и целый комплекс мероприятий по оказанию помощи экипажу после совершения аварийной посадки: вдоль маршрута полета на со­ветской территории разместились наземные, морские и авиационные спасательные средства. В случае необходимости помощь могла быть оказана и с канадских полярных баз. Приказом Наркома тяжелой промышленности Г. К. Орджоникидзе экипажу предписывалось при первой выявленной неисправности самолета прекратить выполнение трансаркти­ческого полета.
3 августа 1935 г. начался перелет С. А. Леваневского по транс­арктическому маршруту. Уже на 37-й минуте полета был отмечен зна­чительный выброс масла. Предпринятые командиром самолета и вторым летчиком действия по предотвращению выброса масла не привели к желаемым результатам. Расчеты показали, что при таком расходе масла его может не хватить для полета до северного побережья Канады и над Баренцевым морем С. А. Леваневский развернул самолет на обратный курс. После посадки компетентная комиссия, обследовавшая самолет, установила также присутствие в кабине экипажа угарного газа, причем в количестве, значительно большем допустимого. Испытательные полеты на этом экземпляре самолета АНТ-25, выполненные Г. Ф. Байдуковым, позволили выявить причины дефектов, приведших к срыву перелета С. А. Леваневского. Оказалось, что дренажная трубка маслобака, перенесенная ради защиты от обледенения в теплую воздушную среду за водорадиатором, была установлена в зоне сильного разрежения, и в поле­те на ее конце появился эффект сифона, приведший к выбросу масла. Трубку переставили, и такой дефект больше не возникал. Устранили и попадание угарного газа в кабину экипажа, а также ряд других дефектов.
К весне 1936 г. в испытательных полетах окончательно проверили эффектив­ность всех переделок. Самолет был подготовлен к следующему старту, но 'С. А. Леваневский отказался от выполнения трансарктического перелета на одномоторном самолете.
Новый экипаж возглавил В. П. Чкалов, в то время летчик-испы­татель завода имени В. Р. Менжинского, специализировавшийся на испыта­ниях опытных самолетов, создаваемых в конструкторском бюро Н. Н. Поли­карпова. Вторым летчиком стал Г. Ф. Байдуков — летчик-испытатель НИИ ВВС, а штурманом — А. В. Беляков, начальник кафедры аэрона­вигации Военно-воздушной академии имени Н. Е. Жуковского. При обсуж­дении вопросов нового перелета в ЦК ВКП(б) И. В. Сталин предложил новому экипажу сначала выполнить полет по маршруту Москва — Барен­цево море — Земля Франца-Иосифа — мыс Челюскина до Петропавловска-на Камчатке, а затем вдоль восточного побережья страны до Никола-Ввска-на Амуре. Перелет АНТ-25 по новому, «сталинскому» маршруту начался 20 июля 1936 г. За 56 ч 20 мин полета в сложных метеорологических условиях, зачастую выполняя полет в облаках вне видимости земли и горизонта, при обледенении самолета, экипаж В. П. Чкалова пролетел 9374 км, из которых 5140 км самолет летел над Баренцевым морем, Северным Ледовитым океаном и Охотским морем. Посадку В. П. Чкалов выполнил на маленьком прибрежном острове Удд (ныне остров Чкалов), расположенном западнее Николаевска-на Амуре. Материальная часть са­молета АНТ-25 в этом перелете работала нормально. Самолет лётом вернулся в Москву, и в конце 1936 г. был продемонстрирован на авиационной выставке в Париже.
Экипаж В. П. Чкалова продолжал подготовку к перелету из Москвы через Северный полюс в Америку. В связи с отсутствием разрешения Бразилии на пролет над ее территорией к изучению трансполярного маршрута для установления мирового рекорда дальности беспосадочного полета по прямой приступил и экипаж М. М. Громова. Было принято решение начать перелеты экипажей В. П. Чкалова и М. М. Громова После организации научной дрейфующей станции на Северном полюсе, од-Ябй из задач которой являлось изучение и передача регулярных сообще-кшй о погодных условиях в районе Северного полюса. 21 мая 1937 г. дрейфующая станция «Северный полюс-1» во главе с И. Д. Папаниным :фыла организована с помощью самолетов ТБ-3 «Авиаарктика». Наличие Такой станции значительно повышало безопасность трансарктических перелетов.
к 18 июня 1937 г. экипаж самолета АНТ-25 во главе с В. П. Чка-гловым начал беспосадочный перелет из Москвы через Северный полюс В Соединенные Штаты Америки. За 63 ч 16 мин летного времени само­лет пролетел более 9130 км по маршруту (8504 км по прямой) и при­землился 20 июня в США на аэродроме Ванкувер (штат Колумбия). Полет проходил в очень тяжелых метеорологических условиях на высоте более jfQOO м, при сильном обледенении самолета и кислородном голодании укипажа, имевшего запас кислорода в индивидуальных кислородных прибо­рах всего на девять часов полета. Через месяц после В. П. Чкалова, 12 июля 1937 г. на первом экземпляре самолета АНТ-25 в трансаркти­ческий перелет для установления мирового рекорда дальности беспосадоч­ного полета по прямой стартовал экипаж М. М. Громова. Через 62 ч 17 мин самолет приземлился близ местечка Сан-Джасинто у границы США и Мексики. После посадки на борту самолета оставался бензин, которого хватило бы еще на три часа полета, то есть на дальность в 500—600 км, во отсутствие у экипажа визы на перелет границы с Мексикой определило преждевременную посадку самолета АНТ-25 на территории США после пролета в неблагоприятных погодных условиях и при сильных встречных ветрах 10148 км по прямой (около 11500 км по маршруту). Прежний мировой рекорд французских летчиков экипаж М. М. Громова перекрыл на 1044 км.
После перелета из Москвы через Северный полюс в Америку эки­паж В. П. Чкалова обратился в ЦК ВКП(б) с просьбой разрешить новый
Самолет АНТ-75 (РД)
сверхдальний перелет на модифицированном самолете АНТ-25 с дизельным двигателем и герметизированной кабиной экипажа, обеспечивавшей полет на высоте &—10 км. Проектная дальность самолета должна была достигать 15 000—20 000 км. Для создания такого самолета советская авиационная промышленность в то время уже обладала определенным техническим заделом.
Еще летом 1936 г. летчики-испытатели НИИ ВВС И. Ф. Петров и П. М. Стефановский начали летные испытания высотного самолета БОК 1 с герметической кабиной экипажа регенерационного типа, созданного кон­структорским коллективом В. А. Чижевского на основе схемы и конструкции самолета АНТ-25. Самолет БОК-1 оснащался двигателем М-34РН, впослед­ствии замененным на двигатель АМ-34РНБ (с турбокомпрессором); во время испытаний он достиг высоты 14 100 м Самолет БОК 1 предполагалось использовать в качестве высотного разведчика, и во второй половине 30-х годов на его основе были созданы модифицированные самолеты БОК-7 и БОК-11, на которых отрабатывалась конструкция герметизированной кабины, турбокомпрессорных установок для наддува двигателей и герметических кабин. Кроме того, летом 1936 г. начались государственные испытания дизеля АН-1, созданного иод руководством А. Д. Чаромского, на самолете РД-Д (рекорд дальности — дизельный или АНТ-36) с неубирающимся шасси. Установка дизеля на самолет была выполнена небольшим конструкторским коллективом А. С. Москалева. Летные испытания самолета РД-Д прошли успешно: дальность полета на высоте 5500 м с запасом топлива 3500 кг оказалась равной 10 800 км с неубирающимся шасси, и по расчетам она увеличивалась до 12 000 км при полете с убирающимся шасси. Дизельный двигатель на самолете работал хорошо, но запуск его был затруднителен.
На основе этого технического задела начались работы по созданию дальнего высотного самолета БОК-15, сохранившего схему самолета АНТ 25 и отличавшегося от него трехместной герметизированной кабиной экипажа и силовой установкой с дизельным двигателем М-40 — дальней­шей модификацией двигателя АН-1 А. Д. Чаромского, выполненной под руководством В. М. Яковлева. Наддув герметической кабины экипажа этого самолета предполагалось осуществлять от приводного центробежного нагнетателя и турбокомпрессоров дизельного двигателя. Расчеты, прове­денные в ЦАГИ, показали, что с двигателем М-40 на новом самолете можно получить значительное увеличение дальности беспосадочного полета по сравнению с дальностью АНТ-25 за счет меньшего расхода топлива и смазочного, а также большего количества топлива, при той же емкости баков, что на АНТ-25, из-за различия между значениями удельного веса дизельного топлива и бензина, несмотря на некоторое увеличение массы си­ловой установки.
В 1940 г. состоялся первый полет опытного самолета под управлением М. М. Громова. Летные испытания самолета, выполненные М. М. Громовым и Г. Ф. Байдуковым, показали, что удельный расход топлива и смазочного дизелем обеспечивает полет самолета на предельную дальность в соответ­ствии с графиком полета, разработанным ЦАГИ. Одновременно с испыта­ниями самолета проходила и тренировка двух экипажей, утвержденных к дальнему перелету: первый экипаж состоял из М. М. Громова, А. Б. Юма­шева и А. С. Данилина, а второй — из Г. Ф. Байдукова А. В. Белякова, и И. Т. Спирина. Оба экипажа провели по нескольку суток в герметической кабине самолета, проверив на себе весь жизненный цикл. Однако работы по подготовке новых дальних перелетов были прекращены из-за услож­нения международной обстановки в связи с начавшейся второй мировой войной, к тому времени охватившей почти все страны Европы.
С самого начала проектирования рекордного самолета АНТ-25 предусматривалось создание и его военного варианта РД-ВВ (ДБ-1) для использования в качестве дальнего бомбардировщика с бомбовым грузом массой 1000 кг, имеющего радиус действия 2000 км при крейсер­ской скорости полета около 200 км/ч. При этом технические требования к самолету подчеркивали следующую характерную для начала 30-х годов последовательность важности летно-технических данных самолета: дальность, высота и скорость полета.
Самолет ДБ-1 полностью сохранял схему и конструкцию рекордного самолета, а также компоновку кабины экипажа и отличался от него наличи­ем бомбового отсека в центроплане крыла с вертикальной подвеской десяти 100-килограммовых бомб, подвижных турелей с пулеметами ДА в кабинах второго летчика и штурмана, пулеметной установки для стрель­бы «под хвост» и аэрофотоаппарата АФА-14. В августе 1933 г. состоялась макетная комиссия по самолету ДБ-1 и было принято решение начать серийное прозводство самолетов РД в вариантах дальнего разведчика и дальнего бомбардировщика. Однако летно-тактические и эксплуатаци­онные данные этих самолетов оказались слишком низкими для середины 30-х годов, а их вооружение слабым. Основные усилия военных и авиационных специалистов сосредоточились на создании более скоростного двухдвигательного дальнего бомбардировщика. Были составлены техни­ческие требования к такому самолету, в соответствии с которыми новый бомбардировщик должен был нести 1000 кг бомб на дальность не менее 3000 км и на расчетной высоте обладать максимальной скоростью полета не менее 350 км/ч.
Осенью 1934 г. коллектив, руководимый А. Н. Туполевым, получил задание на постройку дальнего бомбардировщика ДБ-2 (АНТ-37). За основу проекта самолета была взята аэродинамическая схема самолета АНТ-25 с крылом большого удлинения и с относительно небольшой удель­ной нагрузкой на площадь.
По собственной инициативе к созданию такого же дальнего бомбарди­ровщика приступила и небольшая конструкторская группа СВ. Ильюшина, работавшая в Центральном конструкторском бюро (ЦКБ) завода имени В. Р. Менжинского. Будучи хорошо осведомленным о новейших работах в области истребительной авиации (в ЦКБ в то время велись работы по истребителям И-16 и И-17), С. В. Ильюшин считал, что из-за увеличе­ния скорости перспективных истребителей до 400—450 км/ч дальний бом-бардирощик с заданной максимальной скоростью полета будет малоэффек­тивным при действии против хорошо защищенных различными средствами противовоздушной обороны тыловых объектов противника. В связи с этим "он выступил перед руководством Главного управления авиационной про­мышленности и ВВС с предложением о создании «скоростного дальнего бомбардировщика» с заданной техническими требованиями дальностью полета, но с максимальной скоростью на расчетной высоте порядка 400 км/ч, которая по тому времени считалась очень высокой. Предложение СВ. Иль­юшина явилось следствием проводившихся им исследований по дальнему бомбардировщику, в процессе которых были изучены особенности различ­ных схем самолета, в том числе и схемы «летающее крыло», выбраны наи­выгоднейшие параметры, определена потребная мощность двигателей. Эти исследования показали, что скоростной дальний бомбардирощик может быть создан на основе схемы обычного двухдвигательного самолета — свободнонесущего низкоплана с легкими и экономичными двигателями, высоким уровнем аэродинамического и весового совершенства.
Задача осложнялась тем, что советская авиация в то время не распо­лагала нужными двигателями. Оптимальная мощность строившихся се­рийно в начале 30-х годов двигателей М-34 жидкостного охлаждения была недостаточной для достижения заданной дальности. Поэтому в 1933 г. было принято решение направить на зарубежные авиамоторные заводы комиссию, в состав которой входил и С. В. Ильюшин, для выбора наибо­лее перспективных двигателей жидкостного и воздушного охлаждения и приобретения лицензии. Результатом работы комиссии стала покупка во Франции лицензии на двигатель воздушного охлаждения фирмы Гном-Рон «Мистраль-Мажор» К-14 с номинальной мощностью на расчетной высоте 800 л. с., который имел относительно небольшую массу, сравнительно малый мидель и хорошую экономичность. Двигатели предполагалось установить на новые дальние бомбардировщики А. Н. Туполева и С. В. Ильюшина. В 1934 г. этот двигатель был запущен в серийное производство под обозначением М-85, а для его последующего совершенствования было соз­дано опытно-конструкторское бюро, возглавлявшееся вначале А. С. Назаро­вым, а затем С. К. Туманским. Двигатели М-85 предполагалось уста­навливать и на самолетах CP и МТБ-2.
Требуемое аэродинамическое и весовое совершенство скоростного дальнего бомбардировщика достигалось применением ряда новых решений, которые по предложению СВ. Ильюшина были заложены в параметрах и конструкции этого самолета, получившего обозначение ЦКБ-26.
33200 , 21440
1 2
Рис. 10. Сравнение самолетов ДБ-2 и ДБ-3:
1 — ДБ-2 (А.= 11,3; р0=111,3 кгс/м2; L=4000 км; VKp=210 -н 220 км/ч); 2 — ДБ-3 (Х=7,0; р0=142 кгс/м2; L=4000 км; VKp=310 ч- 320 км/ч)
Характерной особенностью дальних самолетов, создававшихся в первой половине 30-х годов, в том числе и ДБ-2, являлось применение на них крыла с низкой удельной нагрузкой на площадь и большим геометрическим удлинением, которое обеспечивало значительное снижение индуктивного сопротивления и в результате этого увеличение дальности полета. С. В. Ильюшин считал, что достичь заданной дальности на скоростном самолете можно и при крыле с умеренным геометрическим удлинением, так как доля индуктивного сопротивления в общем балансе лобового сопротивления самолета зависит от подъемной силы крыла и уменьшается на малых углах атаки, характерных для полета со скоростью 350—400 км/ч. Снизить возросщую при этом долю профильного сопротивления можно было применением тонкого двояковыпуклого профиля, а также сокращением площади крыла вследствие увеличения удельной нагрузки на него. В связи с этим для скоростного дальнего бомбардировщика ЦКБ-26 было спроекти­ровано крыло, параметры которого для самолета такого назначения были несколько необычны. Оно имело сравнительно небольшое геометрическое удлинение (равное 7), довольно высокую удельную нагрузку на площадь ^ (140 кгс/м2) и компоновалось из профилей Кларк Y-15 с относительной толщиной 16% в корне и 10% на конце крыла. Однако такое крыло с большой удельной нагрузкой на площадь могло ухудшить взлетно-по­садочные характеристики самолета ЦКБ-26, поэтому для увеличения несу­щей способности его крыла была применена взлетно-посадочная механиза­ция: на задней кромке крыла были установлены щитки типа Цап со скользящей осью вращения. Все это обеспечивало крылу самолета значи­тельно меньшее суммарное (индуктивное и профильное) лобовое сопротив­ление, чем у крыла аналогичного по назначению самолета ДБ-2, ко­торое отличалось большим удлинением и малой удельной нагрузкой на пло­щадь (рис. 10). Высокому для своего времени аэродинамическому совершен­ству самолетов как ДБ-2, так и ЦКБ-26, способствовали также внутренняя подвеска в фюзеляже заданной бомбовой нагрузки, применение зализов в месте стыка фюзеляжа с крылом, убирающиеся основные опоры шасси, гладкая обшивка планера, удачное капотирование двигателей М-85 (рис. 11).
Конструктивные особенности ДБ-2 и ЦКБ-26 определили разный уро­вень их весового совершенства. Самолет ДБ-2 имел массу пустого, равную 5800 кг, в то время как ЦКБ-26 оказался легче почти на 1000 кг. Улучшению весовых характеристик ЦКБ-26 способствовали прежде всего выбранные параметры крыла и большая удельная нагрузка на его площадь. Небольшое удлинение позволило увеличить жесткость крыла и тем самым повысить критическую скорость флаттера, с которым тогда уже начинали сталкиваться летчики скоростных самолетов. Снижение массы крыла на ЦКБ-26 достигалось также разгрузкой его концевых частей топливными баками, выполненными в виде герметичных отсеков крыла. Эти баки стали прообразом современных кессон-баков, нашедших широкое примене­ние на реактивных самолетах. Масса планера ЦКБ-26 была уменьшена, ив результате рационально спроектированной силовой схемы фюзеляжного бомбоотсека он был размещен за кабиной летчика на участке между передним и задним лонжеронами центроплана крыла. Особенностью бомбо­отсека являлась установка кассетных держателей для подвески заданных техническими требованиями десяти 100-килограммовых бомб не на боковых стенках правого и левого бортов фюзеляжа, а по оси симметрии само­лета. Такое решение позволило несколько уменьшить потребный для разме­щения бомб мидель фюзеляжа и использовать в качестве окантовывающих элементов выреза под бомболюки силовые шпангоуты стыка фюзеляжа с лонжеронами центроплана, а также осевую и бортовые нервюры центро­плана, на которых дополнительно были установлены балочные держатели для наружной подвески бомб крупного калибра. На держатель, установ­ленный на осевой нервюре, можно было подвешивать одну бомбу или торпеду массой до 1000 кг, а на держатели, установленные на бортовых нервюрах, по одной бомбе массой до 500 кг. Это' позволяло самолету ЦКБ-26 в перегрузочном варианте при его использовании, например, в ка­честве ближнего бомбардировщика иметь максимальный бомбовый груз массой 2500 кг, значительный по тем временам для двух двигательного самолета. Масса бомбового груза самолета ДБ-2 ограничивалась 1050 кг бомб на внутренней подвеске в фюзеляже самолета и максимальной массой бомбового груза, равной 2050 кг, при использовании наружных бомбодержателей. В соответствии с треоованиями технического задания самолеты ДБ-2 и ЦКБ-26 выполнялись трехместными и имели практически одинаковую компоновку фюзеляжа (рис. 12).
Одинаковым должно было стать и оборонительное вооружение самоле­тов ДБ-2 и ЦКБ-26. Предполагалось, что оно должно состоять из трех подвижных пулеметов ШКАС, в то время самых скорострельных пуле­метов в мире. Переднюю полусферу должен был защищать пулемет штур­мана, размещавшийся в носовой части фюзеляжа. Атаки истребителей противника со стороны верхней и нижней частей задней полусферы должен был отражать стрелок-радист из задней кабины: с помощью верхнего

Рис. 11. Дальние бомбардировщики и торпедоносцы:
1 — дальний бомбардировщик ДБ-2 (АНТ-37); 2 — дальний бомбардировщик ДБ-3 (ЦКБ-30); 3 — поплавковый торпедоносец ДБ-ЗТП; 4 — торпедоносец Т-1 (АНТ-41)

Рис. 12. Компоновочная схема самолета ДБ 3:
/ — штурман; 2 — командир корабля; 3— бомбоотсек; 4 — стрелок-радист в поло­жениях стрельбы из верхнего и нижнего пулеметов; 5 — наружная подвеска крупно­калиберных бомб

я нижнего шкворневых пулеметов на ДБ-2 или с помощью верхнего турельного и нижнего люкового пулемета на шкворневой установке на ЦКБ-26 (см. рис. 12). В обоих случаях управлять самолетом должен был летчик, командир корабля. Педали и ручку управления самолетом пред­полагалось установить также и в кабине штурмана, чтобы при усталости летчика в длительном полете или при выходе его из строя штурман мог взять управление самолетом на себя.
Работы по созданию самолета ДБ-2 велись в бригаде П. О. Сухого под общим руководством А. Н. Туполева. В июне 1935 г. начались летные испытания первого опытного самолета ДБ-2, но через месяц он потерпел катастрофу: разрушилась хвостовая часть фюзеляжа за крылом из-за вибрации фюзеляжа и вертикального оперения. Это происшествие опреде­лило необходимость дополнительных исследований по флаттеру и бафтингу. По этой причине задержались и летные испытания второй опытной машины, выпущенной в начале 1936 г.; и на ней были обнаружены опасные вибрации хвостового оперения при скорости полета 140—150 км/ч. Серийное производство самолетов ДБ-2 было прекращено.
Скоростные характеристики ДБ-2 оказались сравнительно невысокими, но дальность полета была большая. 20 августа 1936 г. второй опытный самолет ДБ-2 с бомбовым грузом массой 1000 кг под управле­нием М. Ю. Алексеева совершил беспосадочный перелет Москва-Омск-Москва, пролетев расстояние 4955 км за 23 ч 20 мин, то есть со средней скоростью около 213 км/ч.
На третьем опытном самолете ДБ-2, получившем обозначение «Родина», 24—25 сентября 1938 г. экипаж состоявший из командира корабля В. С. Гри­зодубовой, второго летчика П. Д. Осипенко и шутрмана М. М. Расковой, установил мировой рекорд дальности беспосадочного полета для женщин. Стартовав в Москве, самолет «Родина» пролетел 5947 км за 26 ч 29 мин летного времени со средней скоростью около 224 км/ч. Он совершил посадку с убранным шасси на болотистую низину долины Амура в районе урочища Керби недалеко от Комсомольска, перекрыв женский рекорд дальности беспосадочного полета, принадлежавший до этого французской летчице Э. Лион.
Программа создания самолета ЦКБ-26 оказалась значительно более успешной. После рассмотрения в конце 1933 г. проекта скоростного дальнего бомбардировщика предложение С. В. Ильюшина было принято, и во второй половине 1934 г. началась постройка опытного самолета. Однако ЦКБ-26 еще не был прототипом дальнего бомбардировщика, он был своего рода экспериментальным самолетом для проверки эгргрективности новых реше­ний, которые были заложены в его параметры и конструкции. Для быстрейшего завершения постройки было решено выполнить конструкцию ЦКБ-26 смешанной: фюзеляж и киль — деревянные, а крыло и горизонталь­ное оперение — металлические. Летом 1935 г. летчик-испытатель В. К. Кок-кинаки впервые поднял ЦКБ-26 в воздух. Испытательные полеты под­твердили высокие данные самолета; по всему комплексу летно-технических
Самолет ДБ 2 «Родина»

характеристик и особенно ио скорости он существенно превосходил опытный самолет ДБ-2 (см. табл. б). ЦКБ-26 отличался также хорошей устой­чивостью и управляемостью, мог совершать полет с одним отказавшим двигателем, его маневренные характеристики были выше уровня требова­ний, предъявлявшихся к таким самолетам (первая в СССР петля Нестерова на двухдвигательном самолете была выполнена В. К. Коккинакн на ЦКБ-26). Это стало возможным благодаря большой прочности конструк­ции планера самолета, рассчитанной на повышение значения эксплуатаци­онных перегрузок, которые С. В. Ильюшин установил, предвидя неизбежное увеличение полетной массы самолета в эксплуатации вследствие установки нового оборудования и усиления вооружения. В конце лета 1935 г. ЦКБ-26 был продемонстрирован наркому обороны К. Е. Ворошилову и наркому тяжелой промышленности Г. К. Орджоникидзе. Они высоко оценили его и обязали С. В. Ильюшина в кратчайший срок представить на испытания второй опытный самолет ЦКБ-30 цельнометаллической кон­струкции, учитывающий результаты летных испытаний первой машины и полностью отвечающей тактико-техническим требованиям ВВС.
Полеты ЦКБ-26 продолжались еще довольно длительное время. Пер­вого мая 1936 г. он был впервые продемонстрирован в полете над Красной площадью в Москве, 17 июля того же года В. К. Коккннаки установил на ЦКБ-26 первый советский авиационный мировой рекорд, официально зарегестркрованный Международной организацией авиацион­ного спорта (ФАИ). За первым мировым рекордом последовала серия других мировых рекордов, продемонстрировавших выдающиеся характе ристики по скорости, дальности и грузоподъемности самолета ЦКБ-26, значительно превысившие уровень тогдашних мировых достижений (табл. 5).
Полеты второго опытного самолета ЦКБ-30, полностью вооруженного и оснащенного необходимым для боевого самолета оборудованием, нача­лись весной 1936 г. Он успешно прошел все испытания, в августе того же года был принят на вооружение ВВС Красной Армии под обозначением ДБ-3 и запущен в серийное производство вначале на двух, а потом на трех заводах. Одновременно для оперативного решения возни-
Рис. 13. Максимальные гори­зонтальные скорости по вы­сотам самолета ДБ-3 и его ос­новных модификаций: / — дальний бомбардировщик ДБ-3 с двигателями М-85; 2 — торпедоносец ДБ-ЗТ с двигате­лями М-86; 3 — поплавковый торпедоносец ДБ-ЗТП с двигате­лями М-85; 4 — дальний бомбар­дировщик ДБ-3 с двигателями М-87 А


кающих в производстве проблем и изыскания путей дальнейшего совер­шенствования самолета ДБ-3 бригада М» 3 и опытный цех завода имени Менжинского были переименованы в ОКБ, главным конструктором стал С. В. Ильюшин.
С двигателями М-85 при нормальной полетной массе 7000 кг с 1000 кг бомб на внутренней подвеске и полным комплектом оборо­нительного вооружения из трех пулеметов ШКАС с общим боезапасом в 2500 патронов серийный самолет ДБ-3 развивал максимальную скорость 400 км/ч на высоте 4500 м (рис. 13). С перегрузочной полетной массой 8500 кг, выполняя полет на высоте 6000 м со скоростью 300 км/ч, само­лет ДБ-3 с бомбовым грузом массой 1000 кг имел дальность 3100 км, а его максимальная дальность полета с бомбовым грузом массой 500 кг достигала 4000 км. Такая большая дальность полета нового бомбардиров­щика объяснялась не только высоким аэродинамическим совершенством самолета, но и наличием у него значительного запаса топлива и масла (около 33% максимальной взлетной массы).

Дата Наименование рекорда Результат
17 июля 1936 г. Высота полета с грузом 500 кг 11 294 м
3 августа 1936 г. Высота полета с грузом 500 кг 12 816 м
26 июля 1936 г. Высота полета с грузом 1000 кг 11 402 м
21 августа 1936 г. Высота полета с грузом 1000 кг 12 101 м
7 сентября 1936 г. Высота полета с грузом 2000 кг 11005 м
26 августа 1937 г. Скорость полета по замкнутому маршруту 325,3 км/ч
5000 км без груза, с грузом 500 и 1000 кг

Таблица 5
Мировые рекорды, установленные В. К. Коккинаки на самолете ЦКБ-26
Пилотажные характеристики ДБ-3 также получили высокую оценку летчиков. Особенно отмечались простой взлет, быстрый набор высоты, ров­ный без рысканья горизонтальный полет по прямой, облегчавший выполне­ние прицельного бомбометания, устойчивое выполнение виражей с креном 40° — 60°. Подчеркивалась легкость расчета на посадку и то, что при нор­мальных скоростях подвода самолета к земле он не обнаруживал ни­каких опасных тенденций: чрезмерно быстрой потери скорости, сваливания на крыло, произвольных взмываний. Особенностью ДБ-3 было и то, что при отказе одного двигателя он мог продолжать горизонтальный полет, а при нормальной полетной массе 7000 кг мог выполнять полет с набором высоты и развороты в сторону как работающего, так и отказавшего двигателя. Летчики указывали на недостаточную продольную устойчивость самолета из-за общепринятой в то время несколько задней центровки, а на разбеге он имел тенденции к развороту вправо из-за действия гироскопического момента воздушных винтов.
Рис. 14. Боковые проекции самолетов ДБ-3 и Не-111К: / — ДБ-3 (СССР); 2 — НЕ 111К (Германия)


В 1937 г. первые самолеты ДБ-3 поступили на вооружение в части дальней бомбардировочной авиации. Эти самолеты по своим летно-такти-ческим характеристикам значительно превосходили аналогичные зарубеж­ные бомбардировщики, прежде всего самолеты военно-воздушных сил фашистской Германии (рис. 14 и табл. 6).
Выдающиеся характеристики нового советского самолета были под­тверждены при выполнении в 1938—1939 гг. двух дальних перелетов на модифицированном самолете ЦКБ-30 чМосква».
Трансполярные перелеты экипажей В. П. Чкалова и М. М. Громова закрепили за Советским Союзом приоритет открытия воздушного пути из Москвы через Северный полюс в Америку. Однако обеспечить регу­лярные полеты самолетов по этому маршруту при том уровне развития авиационной техники оказалось невозможным. Это было связано прежде всего с относительно небольшой крейсерской высотой полета самолетов второй половины 30-х годов, что делало их весьма зависимыми от по­годных условий, особенно быстро изменяющихся в высоких арктических широтах. Создание же сети надежно дейтвующих метеорологических станций и запасных аэродромов на льду Северного Ледовитого океана ока­залось, как показал опыт организации и работы, дрейфующей станции «Северный полюс-1», трудным и небезопасным.
Таблица 6
Летно-тактические характеристики дальних бомбардировщиков выпуска 1936 г.


Самолет и Номинальная мощность двигателя, на расчетной высоте, л. с. Максимальная полетная масса, кг Максимальная скорость, км/ч Максимальная дальность Бомбы Число пуле­метов
двигатели


с нормальным грузом, км норм, кг макс, кг

ДБ-2 с 2 X М-85 СССР 2 X 800 11 500 340 5000 1050 2050 3
ДБ-3 с 2 X М-85, СССР 2 X 800 9000 400 4000 3100 500 1000 2500 3
Не-111, В 2 с 2 X X DB600CC, Гер 2 X 950 9200 368 1660 1360 2000 3
мания
Ju-86D-1 с 2xJumo 205 Германия ? 2 X 600 8000 323 1480 800 1250 3
Для регулярных беспосадочных полетов из СССР в США и обратно более подходящим являлся кратчайший маршрут, соединявший Москву и Нью-Йорк по ортодромической дуге «большого круга» и проходивший через Финляндию, Швецию, Норвегию, Исландию, над Северной Атлан­тикой и Канадой. Освоение этой авиатрассы для регулярного движения по ней самолетов являлось более простой задачей, чем использование транс­полярного маршрута. Но и североатлантический маршрут в то время был трудным для освоения. Большая часть маршрута проходила над без­брежными просторами океана, пустынной тундрой Северной Европы и Лабрадора. Частая непогода, сильные встречные ветры, дующие, как пра­вило, с запада на восток, также усложняли полет и сильно снижали скорость самолета, летящего из Европы в Америку. Особенности трассы будущего перелета предъявляли очень жесткие требования к надежности самолета, прочности его конструкции, к таким характеристикам, как высота и дальность полета. Не менее важной была и подготовка экипажа — его физическая выносливость, высокое профессиональное совершенство техники пилотирования и самолетовождения.
Было признано, что требованиям перелета наиболее полно удовлетво­ряет модифицированный серийный самолет ДБ-3, в конструкцию которого были внесены некоторые изменения: доработан гронарь кабины штурмана, снято вооружение, а взамен него в бомбоотсеке и кабине стрелка установлены дополнительные топливные баки. Общий запас топлива на доработанном варианте самолета ДБ-3, получившем обозначение ЦКБ-30 «Москва», обеспечивал дальность беспосадочного полета свыше 8000 км. При этом взлетная масса самолета стала равной 12 600 кг. Кабины летчика и штурмана оснащались наиболее совершенным в то время пилотажно-на-вигационным и радиосвязным оборудованием, а также необходимым запа­сом жидкого кислорода с соответствующим комплектом кислородных приборов.
Готовность самолета и экипажа к трансатлантическому перелету было решено проверить в тренировочном беспосадочном полете ЦКБ-30 «Москва» над территорией Советского Союза из Москвы в Хабаровск. 27—28 июня 1938 г. летчик В. К. Коккинаки и штурман А. М. Бряндинский блестяще выполнили этот перелет, приземлившись значительно восточнее Хабаровска в г. Спасск-Дальнем, недалеко от Владивостока. Расстояние 7580 км было пройдено за 24 ч 36 мин со средней скоростью 307 км/ч. За год до этого полета В. К. Коккинаки и А. М. Бряндинского ФАИ зарегистрировало в качестве официального мирового рекорда скорости в дальних перелетах скорость 272, 345 км/ч, котороя была достиг­нута летчиками Мериллом и Ламбе в перелете из Нью-Йорка в Лондон, состоявшемся 9—10 мая 1937 г. Таким образом, скорость достигнутая экипажем самолета «Москва», значительно превысила официальное между­народное достижение тех лет.
Самолет «Москва» возвратился на завод и началась его подготовка к перелету в США. На нем доработали систему управления и взамен старых двигателей, выработавших свой ресурс, установили новые. Приняли меры по обеспечению плавучести самолета на случай его вынужденной посадки в океане. На плаву самолет должен был поддерживать надув­ной баллон из прорезиненной ткани, установленный в носовой части фюзеляжа, и крыльевые герметичные кессоны-баки. Ранней осенью 1938 г. все работы по подготовке самолета к перелету были завершены. Однако в первоначально намеченный срок перелет не состоялся. В сентябре 1938 г. при поиске самолета «Родина» погиб штурман А. М. Бряндин­ский. Для подготовки нового штурмана М. X. Гордиенко требовалось время. Затем начались зимние штормы в Атлантике, и перелет приш­лось отложить до весны следующего года.
Ранним утром 28 апреля 1939 г. самолет «Москва», пилотируемый В. К. Коккинаки и М. X. Гордиенко, стартовал со Щелковского аэродрома под Москвой. Выбранное время старта 4 ч 19 мин утра обеспе­чивало весь полет по маршруту вслед за солнцем, в дневных условиях. Этим облегчалась работа экипажа по ориентировке и определению места на­хождения самолета. Перелет проходил на большой высоте и в сплош­ной облачности. В течение многих часов летчик и штурман, находясь в негерметизированной кабине, не снимали кислородные маски. На последнем этапе пути высота полета составляла уже 9000 м, и только огромным усилием воли экипаж сохранял работоспособность. Ориенти­руясь по приборам, В. К Коккинаки «вслепую» вел самолет к американ­скому континенту. Условия погоды не позволили совершить посадку в Нью Йорке, и в наступивших сумерках летчик совершил посадку с убран­ным шасси на небольшом болотистом островке Мискоу в заливе Св. Лав­рентия. Менее чем за сутки, за 22 ч 56 мин, В. К. Коккинаки и М. X. Гор­диенко перелетели из Москвы в Америку, преодолев 8000 км (6151 км по прямой) со средней скоростью 348 км/ч. Для того времени это было выдающимся достижением.
Перелет В. К. Коккинаки и М. X. Гордиенко на самолете ЦКБ-30 «Москва» явился достойным завершением серии выдающихся перелетов со­ветских летчиков во второй половине 30-х годов, занимающих ныне по­четное место в истории мировой авиации. С 1959 г., проложенный В. К. Коккинаки и М. X. Гордиенко маршрут, стал использоваться для регулярных беспосадочных перелетов из Москвы в Нью-Йорк и обратно. Учитывая заслуги В. К. Коккинаки как первооткрывателя этой трассы, Международный комитет авиации и космонавтики ICCA в 1965 г. наградил его «Цепью пионера розы ветров» [7].
Результаты перелетов самолета ЦКБ-30 «Москва» оказали большое вли­яние на последующее совершенствование бомбардировщиков ДБ-3, особенно их моторов, пилотажно-навигационного и радиосвязного обору­дования. Кроме того, перелеты В. К. Коккинаки, как и других советских летчиков, позволили отработать методику техники пилотирования и самоле­товождения ДБ-3 в дальних полетах, выявить пределы выносливости эки­пажа. Они способствовали также организационному совершенствованию метеорологической службы и службы связи. Все это еще больше повысило боеспособность советской дальней авиации, основу которой к тому времени составили самолеты ДБ-3 различных модификаций.
На самолетах ДБ-3 планировалось выполнить и другие дальние полеты. В частности, в 1940 г. началась подготовка к установлению на самолетах конструктивно аналогичных самолету «Москва» и имевших обозначение Н-2 и «Украина», новых женских мировых рекордов дальности полета по замкнутому маршруту и по прямой. К рекордным полетам готовился экипаж летчицы М. П. Нестеренко, но выполнить их не удалось.
Совершенствование дальних бомбардировщиков ДБ-3 велось в двух ос­новных направлениях. Их летно-технические характеристики улучшались путем установки новых, более мощных и высотных двигателей. Одно­временно велись работы по расширению сферы применения этих самоле­тов — их приспосабливали к выполнению не только бомбардировочных, но и других боевых задач. Уже в 1937 г. на серийные самолеты ДБ-3 стали устанавливать двигатели М-86, с такой же, как у двигателя М-85, номинальной мощностью на расчетной высоте (800 л. с. на высоте 3850 м), но со значительно большей взлетной мощностью, равной 950 л. с, вместо 760 л. с. у двигателя М-85. Необходимость установки такого двигателя обусловливалась постоянным увеличением полетной массы серийных са­молетов по различным причинам. С двигателями М-86 взлетные характерис­тики самолета улучшились, его скорость и скороподъемность у земли увеличились, но максимальная скорость на расчетной высоте практически не изменилась по сравнению с ее значением у самолетов, оснащенных двигателями М-85.
Скоростные характеристики самолетов ДБ-3 на расчетной высоте были улучшены применением двигателей М-87 А, которые начали устанавливать с 1938 г., а также заменой воздушных винтов фиксированного шага воздушными винтами изменяемого в полете шага типа ВИШ-3, которые позволили более полно использовать мощность двигателя на разных режи­мах полета. Имея номинальную мощность 900 л. с. на расчетной высоте 4700 м, двигатель М-87 А сохранял одинаковую с М 86 взлетную мощность
Дальний бомбардировщик ДБ-3
950 л. с. Увеличение номинальной мощности на расчетной высоте позволило самолетам ДБ-3 с М-87А и с нормальной полетной массой 7500 кг достичь максимальной скорости 439 км/ч на высоте 4900 м (см. рис. 13). Улучшились также характеристики скороподъемности на средних высотах.
Высокие летно тактические данные, простота освоения и надежность самолетов ДБ-3 способствовали их широкому использованию не только в сухопутных частях военно-воздушных сил, но и в авиации военно-морского флота, для которой в 1937 г. был создан самолет ДБ-ЗТ в морской модификации. Благодаря установке специальных узлов он мог нести на наружной подвеске торпеду типа 45-36 (первая цифра — калибр торпеды в сантиметрах, вторая — год принятия ее на вооружение) с массой боевого заряда 200 кг и общей массой 940 кг, которая сбрасывалась методами низкого или высотного торпедометания. В первом случае торпеду 45-36-АН (авиационную низковысотную) прицельно сбрасы­вали с высоты 30 м на скорости примерно 320 км/ч. Нельзя было сбросить торпеду ниже или выше этой высоты, так как при этом она могла или переломиться от удара о воду или зарыться вглубь. Низковысот­ное торпедометание обеспечивало наивысшую вероятность поражения морской цели, но требовало высокого уровня подготовки экипажа и нали­чия у самолета отличных пилотажных и маневренных характеристик. При высотном торпедометании самолет ДБ-ЗТ сбрасывал торпеду 45-36-АВ (авиационную высотную) с высоты не менее 300 м, после чего она снижа­лась на парашюте и при приводнении начинала циркулировать по замкнутому кругу на курсе цели. Кроме торпедного вооружения самолеты ДБ-ЗТ имели также и обычное бомбардировочное вооружение, это позволяло использовать их в качестве бомбардировщиков и для постановки мин. Самолет мог быть использован и как дальний морской разведчик.
Потребность в сухопутном самолете, способном выполнять задачи , морского торпедоносца, разведчика и бомбардировщика, советский военно-морской флот испытывал давно, и выдаче задания на создание самолета ДБ-ЗТ предшествовали драматические события, связанные с испытаниями торпедоносца и «легкого крейсера» Т-1 (АНТ-41), предназначенного для использования по морским целям с сухопутных аэродромов (см. рис. 11). Его создание началось еще в 1934 г. в бригаде В. М. Мясищева, работавшей под общим руководством А. Н. Туполева. Самолет Т-1 создавался на основе опыта, полученного при разработке скоростного бом­бардировщика СБ, он имел много схожих с ним конструктивных решений и аналогичную аэродинамическую конфигурацию. Торпедоносец оснащался

двумя самыми мощными в то время двигателями М-34ФРН жидкостное 1
охлаждения, убирающимся шасси и имел специальный фюзеляжный отсЩ j
в котором располагалась одна торпеда или бомбы массой до 1000 Я j
2 июня 1936 г летчик А. П. Чернавский выполнил на опытном самолЩ<{
Т-1 первый полет, а месяц спустя, 3 июля Т-1 разрушился в воздур |
из-заизгибно-элеронногофлаттера при выполнении четырнадцатого полеЩ 1
в котором при пологом снижении должна была на 15% превышещ| |
максимальная скорость полета. Начатую доводку самолета Т-1 — усилен* J
его крыла, прекратили в связи с выпуском самолета ДБ-ЗТ. 1
Принятые на вооружение авиации военно-морского флота самолети j ДБ-ЗТ стали первыми массовыми советскими торпедоносцами, полностью | отвечающими предъявленным к ним требованиям. На их технической оснои i ве в 1939—1940 гг. организационно сформировалась минно-торпедоносва* \ авиация, предназначенная для поражения торпедами и бомбами кораблей 1 противника, минирования фарватеров и выходов из военно-морских баз. § Однако самолет ДБ-ЗТ мог взлетать только с сухопутных аэродромов, | создание которых в то время, особенно в условиях дислоцирования \ Северного и Тихоокеанского флотов, было сопряжено с большими труд- | ностями. Это определило появление в начале 1938 г. нового самолета 1 ДБ-ЗТП (см. рис. 11). Он представлял собой серийный ДБ-ЗТ, уста- \ новленный на поплавки самолета ТБ-1 П. Конструкция крепления поплав­ков к самолету обеспечивала быструю замену их обычным колесным шасси. Наличие нагрузок, характерных для посадочных случаев поплавкового гидросамолета обусловило усиление лонжеронов и нервюр крыла, стыковых узлов центроплана с фюзеляжем. Кроме того, поплавковый вариант имел на борту специальное морское оборудование (донный якорь с кнехтом, якорную лебедку и др.), обеспечивающее эксплуатацию самолета при его базировании на море. Вооружение ДБ-ЗТП было таким же, как у ДБ-ЗТ.
Летные испытания самолета ДБ-ЗТП с двумя двигателями М-86, про­водившиеся летом 1938 г., показали, что установка поплавков заметно снизила его скорость: с нормальной полетной массой 7550 кг и торпедой 46—35—АВ его максимальная скорость стала равна 343 км/ч (см. рис. 13). По сравнению с сухопутным вариантом ухудшились показатели скоро­подъемности и дальности полета поплавкового самолета. Однако даже в этом случае летно-тактические данные самолета полностью соответствовали предъявленным к нему требованиям и практически не уступали аналогич­ным данным советских лодочных гидросамолетов МДР-5 и МДР-6, про­ходивших в то время летные испытания. По технике пилотирования новый самолет оказался достаточно простым, и мог быть быстро освоен летчика­ми средней квалификации, прошедшими тренировку на поплавковом раз­ведчике КР-6П. В заключении по результатам государственных испытаний было отмечено, что самолет ДБ-ЗТП может быть рекомендован для принятия на вооружение морской авиации в вариантах торпедоносца высотного и низкого торпедометания, скоростного бомбардировщика и дальнего раз­ведчика. Тем не менее, этот самолет серийно не строился. Сказалось усложнение его эксплуатации по сравнению с сухопутным вариантом, особенно на плаву, когда значительно труднее стало подвешивать бомбы, торпеды, обслуживать силовукг˜установку. Кроме того, для нормальной эксплуатации таких самолетов требовалось иметь на берегу слипы, ангары, хранилища для боеприпасов и горючего. В конечном итоге основные усилия были сосредоточены на расширении сети сухопутных аэродромов, и в короткий срок проблема базирования самолетов ДБ-ЗТ была решена на всех флотах.
Существовали и другие варианты самолета ДБ-3. В марте 1938 г. на государственные испытания был предъявлен ДБ-3 (ЦКБ-54) в варианте самолета сопровождения дальних бомбардировщиков. Он имел мощное стрелково-артиллерийское вооружение, состоявшее из передней пушечной установки с одной пушкой ШВАК, верхней пушечной турели также с одной пушкой ШВАК и из подфюзеляжной установки с дистанционно управля­емым пулеметом ШКАС, установленным в поворотном обтекателе на выносном пилоне под средней частью фюзеляжа. Подфюзеляжная пуле­метная установка обеспечивала обстрел пространства в диапазоне 240° по горизонтали, то есть всей задней и частично передней полус4>еры, расположенной до плоскости вращения воздушных винтов, и 30° вниз по вертикали. Стрельбу из этого пулемета с помощью электродистан­ционной системы и связанного с ней специального прицела, обеспе­чивавшего обзор воздушного пространства под самолетом, вел четвертый член экипажа. Боезапас для оборонительного вооружения самолета состоял из 800 патронов для пулеметов и 480 снярядов. Предполагалось, что само­лет сопровождения огнем своего бортового оружия будет отражать атаки истребителей противника, не допуская их к боевому строю дальних бомбардировщиков. Летные испытания самолета сопровождения ДБ-3 (ЦКБ-54) показали удовлетворительное качество пушечных установок, но повороты в полете подфюзеляжной пулеметной установки и особенно комбинации горизонтального и вертикального вращения ее сильно влияли на устойчивость самолета, вызывая недопустимые рыскания и крены до 10°. Весной 1939 г. подфюзеляжную пулеметную установку заменили подвижны­ми боковыми пулеметами ШКАС на правом и левом бортах фюзеляжа, имевшими боезапас по 210 патронов. Самолет снова прошел испытания, однако военным уже нужен был специализированный более скоростной и маневренный, мощно вооруженный двухдвигательный истребитель сопро­вождения, и работы по самолету ДБ-3 (ЦКБ-54) прекратили.
В 1939—1940 гг. проводились работы, связанные с быстрым пере­оборудованием в полевых условиях бомбардировщика ДБ-3 в вариант, приспособленный для выполнения задач по воздушному десантированию людей и грузов. Для десантных операций под фюзеляжем самолета с помощью моста из трех наружных бомбодержателей подвешивали создан­ную под руководством А. И. Привалова цельнометаллическую десантную кабину Д-20, рассчитанную на размещение и сброс с парашютом 10 бой­цов воздушного десанта с личным оружием. Десантники входили в кабину через боковую дверь и размещались на бортовых сиденьях. Самолет они покидали по сигналу штурмана через двухстворчатый кормовой люк кабины. Люк мог открывать не только штурман самолета, но и в ава­рийных ситуациях и командир десанта. При необходимости после выброски десантников кабина могла быть сброшена с бомбодержателей экипажем самолета. Полетная масса загруженной десантной кабины Д-20 составля­ла 1580 кг.
Кроме десантных кабин для этих самолетов были разработаны наруж­ные подвески, обеспечивавшие транспортировку и воздушное десантиро­вание 45-миллиметровых пушек, 120-миллиметровых минометов, мотоцик­лов с колясками, противотанковых ружей, многих других видов вооружения и боеприпасов общей массой от 80 до 1000 кг. Десантируемые грузы подвешивались снаружи самолета на внешние бомбодержатели, причем наиболее угловатые из них иногда закрывались быстросъемными обте­кателями. При приземлении грузов на парашютах их сохранность гаранти­ровалась авторасцепками Дорониных АРД-1, предотвращавших протаску грузов по земле наполненными куполами парашютов и повреждение их о неровности посадочной площадки.
Самолеты ДБ-3 широко использовались и для различных летных иссле­дований в качестве летающей лаборатории. Они применялись, в частности, для оценки в полетных условиях аэродинамических свойств отсеков натурных крыльев прямоугольной и трапециевидной формы в плане, поверхность которых формировалась из различных аэродинамических профилей. Исследуемые отсеки крыльев устанавливались под различными углами атаки вертикально над фюзеляжем самолета.
В конце 30-х годов исследования, проведенные в ЦАГИ по отсосу пограничного слоя, показали возможность заметного улучшения, летных характеристик самолетов и, в первую очередь, их взлетно-посадочных свойств. Для практической оценки полученных при исследованиях в аэроди­намических трубах результатов был создан экспериментальный самолет ДБ-З-УПС, у которого с верхней поверхности конструктивно совершенно нового крыла, закрылков и зависающих элеронов-закрылков через специ-

1ые щели вдоль размаха мог отсасываться пограничный слой. ( >аничного слоя обеспечивался третьим небольшим двигателем ЗиС (ностью 116 л. с, установленным в фюзеляжном бомбоотсеке само ные испытания ДБ 3-УПС были проведены уже во время войт L—1943 гг. Они показали, что с помощью отсасывания погр; ) слоя с крыла и взлетно-посадочной механизации можно сущесл гичить подъемную силу самолета, снизить его посадочную скор были первые в СССР натурные исследования подобных систем.



ЛИТЕРАТУРА
История воздухоплавания и авиации в СССР. Период до 1914 года. Под ред В. А. Попова,— М.: Оборонгиз, 1944.
Катышев Г. И., Михеев В. Р., Авиаконструктор И. И. Си-корский.— М.: Наука, 1989.
Туполев А. А. Подвиг самолетостроителей, Авиация и космо­навтика, 1974, № 4, 22.
Ш у м и х и н В. С. Советская военная авиация 1917—41 гг.—М.: Наука, 1986.
Грибовский К. В. Работы П. И. Гроховского в области авиационной техники. Из истории авиации и космонавтики.— АН СССР, ИИЕТ, вып. 56, 1989.
Егоров Ю. А., Незваль Ф. И. 40 лет со дня начала летных испытаний самолета ТБ-7 (АНТ-42). Из истории авиации и космонавтики.— АН СССР, ИИЕТ, вып. 29, 1976.
Из истории советской авиации. Самолеты ОКБ имени СВ. Илью­шина.— М.: Машиностроение, 1985.

Глава
САМОЛЕТЫ
ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ
ВИНТСЖРЫЛЫЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ





ПАССАЖИРСКИЕ САМОЛЕТЫ
Начало использования самолета как транспортного средства отно­сится к 1911 г., когда его впервые использовали для перевозки почты, а позднее и для перевозки пассажиров. В 1912 г. был построен самолет Авро «Лимузин» G, на котором с относительным комо^ортом можно было перевозить одного-двух пассажиров. Однако начало созданию пассажирских самолетов (в их современном понимании) положи­ли работы И. И. Сикорского, под руководством которого в начале 1913 г. был построен самолет «Русский Витязь», значительно отличавшийся от самолетов того времени большой грузоподъемностью и наличием в фюзеля­же кабин закрытого типа, предохранявших и экипаж, и пассажиров в полете от действия набегающего потока воздуха. Этот самолет с четырьмя двигателями, установленными по размаху крыла, можно считать первым самолетом, схема, конструкция и летно-технические данные которого уже могли обеспечить регулярную перевозку 7—10 пассажиров на воздушных линиях протяженностью около 150 км с достаточно высоким для того времени уровнем безопасности и комфорта. В сред ей части фюзеляжа самолета имелась закрытая кабина, предназначенная для двух пилотов, бортмеханика и пассажиров, причем кабина экипажа отделялась двух­створчатой дверью от пассажирского помещения — каюты. Пассажирская каюта, размещенная в средней части кабины, имела высоту 1,85 м, ширину 1,6 м и длину около 7,5 м; в ней устанавливались 10 легких плетеных стульев и диван.
2 августа 1913 г. самолет «Русский Витязь» совершил рекордный для своего времени полет с семью пассажирами по маршруту Кор­пусной аэродром Петербурга — Гатчина и обратно со скоростью от 70 до 90 км/ч и продолжительностью 1 ч 54 мин. Полетная масса само­лета в этом полете оценивалась в 4200—4300 кг, а масса пустого само­лета составляла 3500 кг.
«Русский Витязь» в сентябре 1913 г. был разрушен на земле двигателем,

упавшим с пролетавшего над ним самолета, fc.ro сменил четырехдвига-тельный самолет И. И. Сикорского «Илья Муромец» с более совершенной аэродинамикой и конструкцией фюзеляжа, в котором оборудовались пилот­ская кабина, пассажирский салон и спальная каюта. Все каюты имели электрическое освещение и отапливались отработанными газами двигате­лей, а в конце кабины имелся изолированный туалет. Для облегчения посадки пассажиров на левом борту фюзеляжа имелась сдвижная входная дверь и опускающийся до земли трап. Во время полета пассажиры могли выходить из кабины на смотровую площадку — «мостик» с перилами, оборудованный на верхней части фюзеляжа самолета.
Значительно более высокими оказались и летно-технические данные «Ильи Муромца» по сравнению с его предшественником. Уже 11 февраля 1914 г. «Илья Муромец» под управлением И. И. Сикорского совершает полет с 16 пассажирами, включая и членов экипажа, на высоте 200 м в течение 17 мин; 4 июня 1914 г. он поднимает 10 пассажиров на высоту более 2000 м, а на следующий день состоялся полет с 6 пассажирами на борту продолжительностью 6 ч 33 мин, самолет пролетел по замкнутому маршруту около 600 км. Спустя полторы недели «Илья •Муромец» совершил перелет из Петербурга в Киев, преодолев с двумя промежуточными посадками около 1300 км за 14 ч 38 мин летного времени. Обратный полет из Киева в Петербург самолет совершил уже с .одной промежуточной посадкой [1].
И. И. Сикорскому принадлежит бесспорный приоритет в создании пассажирского самолета, способного перевозить достаточно большое по то­му времени число пассажиров на значительное расстояние при высоком уровне безопасности полетов и комфюрта. Благодаря наличию четырех-двигательной силовой установки первые тяжелые машины И. И. Сикор­ского могли продолжать полет с одним отказавшим двигателем; в связи с относительно небольшой крейсерской скоростью полета имелась возмож­ность выхода во время полета из кабины к двигателям для их ремонта и регулировки. Высокому уровню безопасности полетов первых тяжелых самолетов И. И. Сикорского способствовали также закрытая кабина и наличие двух пилотов в составе экипажа, могущих сменять друг друга в дальнем полете. Закрытая, освещаемая и отапливаемая кабина защищала экипаж и пассажиров от холода и. ветров. Эти основные принципи­альные особенности тяжелых самолетов И. И. Сикорского широко использовались в последующие годы, естественно, на более высоком техническом уровне.
Начавшаяся в августе 1914 г. первая мировая война не позволила раскрыть все возможности «Ильи Муромца» как пассажирского самолета, и он остался в истории мирового самолетостроения прежде всего как родоначальник тяжелой бомбардировочной авиации. На заключительном этапе своей истории переоборудованные самолеты «Илья Муромец» снова были использованы для перевозки пассажиров. С мая 1921 г. они стали обслуживать первую в нашей стране регулярную воздушную линию Москва — Харьков, а с 25 августа 1922 г.— авиалинию Москва — Нижний Новгород. Однако очень скоро полеты «Ильи Муромца» были прекращены из-за изношенности материальной части [2].
В сентябре 1921 г. Совет Народных Комиссаров РСФСР принял решение об организации регулярного почтово-пассажирского воздушного сообщения по трассе Москва — Кенигсберг протяженностью 1300 км. Для эксплуатации этой воздушной линии, открывшейся 1 мая 1922 г., было создано совместное советско-германское акционерное общество воз­душных сообщений «Дерулюфт». Полеты по трассе выполнялись на одно-двигательных четырех-и шестиместных самолетах Фоккер F-III, а затем и на Дорнье «Комета» III голландского и германского производства.
Экономическое развитие СССР требовало организации широкой сети внутренних воздушных линий, связывающих между собой различные рай­оны страны, что было особенно важным в условиях очень низкого уровня развития транспортной сети страны в то время. Создание воздуш­ных линий, их техническое оснащение и эксплуатация определяли появле­ние новой отрасли народного хозяйства, призванной ускорить экономи­ческое, социальное и культурное развитие всех районов страны и особенно ее отдаленных и малоразвитых областей, 9 февраля 1923 г. по решению Совета Труда и обороны СССР был создан Совет по гражданской авиации. Для практической работы по созданию воздушных линий, их техническому оснащению и эксплуатации, подготовке спе­циалистов были учреждены акционерные общества — Всероссийское об­щество добровольного воздушного флота «Добролет». Украинское общество воздушных сообщений «Укрвоздухпуть» и Закавказское общество воздуш­ных сообщений «Закавиа». Часть средств, вырученных от широкой продажи всем слоям населения акций этих обществ, предполагалось вложить в финансирование работ по созданию, приобретению и эксплуатации гражданской авиационной техники. Были закуплены небольшие партии однодвигательных четырех- и шестиместных пассажирских самолетов Юн­кере Ю-13 (F-13), Дорнье «Комета» II и III. Одновременно велись работы по созданию отечественных пассажирских самолетов такого же класса.
После окончания первой мировой войны в Великобритании, Франции и США переоборудовались для использования в качестве пассажирских боевые самолеты-разведчики и бомбардировщики. На воздушных линиях этих стран в начале 20 х годов довольно широко использовались пасса­жирские варианты таких известных военных самолетов, как разведчиков Де-Хевилленд DH-4 и DH-9, бомбардировщиков Фарман «Голиаф», Вик-керс «Вими». Однако эксплуатация переоборудованных самолетов очень быстро показала, что такой путь создания пассажирских самолетов обре­чен на неудачу. Гражданские самолеты, переоборудованные из военных, оказались крайне нерентабельными из-за большой мощности силовой уста­новки, т. е. малой нагрузки на мощность, ее малого ресурса и большого расхода топлива, значительной относительной массы конструкции планера, рассчитанной на большие нагрузки при маневрировании самолета в воздуш­ном бою. Оказался очень малым и диапазон эксплуатационных центро­вок— обеспечивая размещение компактного бомбового груза, он был, как правило, недостаточным при оборудовании в фюзеляже пасса­жирской кабины. Был сделан вывод, что требования к пассажирскому самолету должны значительно отличатся от требований к военному и быть направлены на обеспечение, прежде всего, безопасности полетов, рен­табельности в эксплуатации и высокого уровня комфорта для пассажиров. Созданные в соответствии с таким подходом в самом начале 20-х годов пассажирские самолеты фирм Юнкере, Дорнье, и Фоккер, оказались очень удачными и довольно широко использовались в различных европейских странах, в том числе и в СССР, причем цельнометаллический одно-двигательный рассчитанный на четырех пассажиров и двух членов экипажа самолет Юнкере Ju-13 (F-13), прототип которого поднялся в воздух еще ле­том 1919 г., был признан классическим образцом пассажирского самолета тех лет.
Работы над советскими самолетами, предназначенными для перевозки пассажиров, начались сразу после окончания гражданской войны и велись как в направлении приспособления военных самолетов для нужд граж­данской авиации, так и в направлении создания нового самолета. Первыми результатами этой работы можно считать уже отмеченное выше использование «Ильи Муромца», а также создание опытных самолетов: биплана «Синяя птица» на два пассажирских места и триплана КОМТА с десятиместной кабиной, которые строились и проходили летные испыта­ния в 1922—1923 гг. Самолет «Синяя птица» создавался на основе тро­фейного однодвигательного двухместного разведчика «Шнейдер». На этой машине задняя кабина стрелка была переоборудована в закрытую довольно тесную кабину лимузин, в которой пассажиры сидели лицом друг к другу. Летных испытаний этот самолет не выдержал: с пассажирами он имел очень заднюю центровку и, как следствие этого, недостаточную продольную устойчивость. По своим летно-техническим данным, устойчи­вости и управляемости оказался неудачным и триплан КОМТА, в схеме и конструкции которого прослеживаются не только сильное влияние само­лета «Илья Муромец», но и отсутствие у его создателей необходимых теоретических и экспериментальных данных, инженерного опыта проекта рования самолетов такого назначения. В 1922—1924 гг. к созданию сразу нескольких типов пассажирских самолетов приступили небольшие группы инженеров, работавшие в ЦАГИ и на авиационных заводах. Проектирование этих самолетов велось в соответствии с заданиями Научно-технического комитета Главвоздухфлота, Научного комитета Уп­равления ВВС, акционерных обществ «Добролет» и «Укрвоздухпуть» и на их средства.
Первым из них на летные испытания был выпущен однодвигательный самолет АК-1 (Александров и Калинин — первый). Его разработка нача лась еще осенью 1922 г., и техническим заданием Научно-технического комитета Главвоздухфлота предусматривалось, что это будет самолет с большой нагрузкой на мощность (9—10 кг на л. с.) и с толстым про­филем крыла. В процессе создания АК-1 предполагалось также проверить применявшиеся методы рсчета пассажирских самолетов и разработать новые. Возглавил работы по созданию АК-1 инженер ЦАГИ В. Л. Алек­сандров — активный участник проектирования самолета КОМТА. Деятель ное участи в создании АК-1 принимали В. В. Калинин, А. М. Чере-мухин, К. П. Свешников.
Пассажирский самолет АК-1
При проектировании самолета АК-1, в особенности при выборе е схемы, большое внимание было уделено теоретическим и эксперименталь ным исследованиям, а также разработке методов расчета статической устойчивости самолета, обеспечению его характеристик устойчивости и управляемости относительно всех трех осей в полете. Модели АК-1 не только продувались в аэрдинамической трубе ЦАГИ, но проводились опыты и со свободнолстакмцими моделями этого самолета, сбрасываемыми с выш­ки. Не меньшее внимание уделялось также разработке и обоснованию норм прочности, которым должна была удовлетворять конструкция пассажир­ского самолета такого класса. Высокий уровень научно-методической проработки проекта во многом определил успех этого первого совет­ского пассажирскою самолета в эксплуатации.
Самолет АК-1 проектировался как однодвигатсльный подкосиый нысо-коплан с трапециевидным крылом толстого профиля, имевшим в местах крепления подкосов наибольшую относительную толщину, равную 12%, которая в соответствии с характером изменения действующих нагрузок уменьшалась от подкосов в направлении как к концу крыла, так и к борту фюзеляжа. Но результатам испытаний свободнолстаюших моделей с целью улучшения поперечной устойчивейm самолета крылу АК-1 при виде спереди придали небольшой угол поперечного V. Сразу за двигателем в верхней части фюзеляжа перед центропланом крыла оборудовали откры­тую двухместную кабину экипажа для летчика и бортмеханика. Пассажир­ская кабина закрытого типа, рассчитанная на размещение двух пассажиров, находилась в фюзеляже под центропланом крыла. При полетах без бортмеханик;! на его месте мог быть размешен еще один пассажир.
Конструкция А К 1 была деревянная с небольшим применением металла. Крыло — двухлонжероннос с коробчатыми лонжеронами и фер­менными нервюрами. Фюзеляж также ферменный с внутренними щюволоч-ными растяжками и полотняной обшивкой. Самолет имел неподвижный стабилизатор с симметричным профилем и с отрицательным углом установки (3J.
На размеры и пассажировместимость самолета АК-1 большое влияние оказала мощность двигателя жидкостного охлаждения Р.В.9 <Сальмсон», равная 155—170 л. с, который имелся в распоряжении конструкторов. и хотя этот французский двигатель, созданный в 1915 г., уже считался устаревшим и довольно тяжелым, он имел репутацию наиболее надежного двигателя и, кроме того, к нему имелось достаточное число запасных частей, что было немаловажным обстоятельством в то время в условиях практически полного отсутствия авиационных двигателей советского про­изводства. На самолете АК-1 быстрораскрывающийся капот обеспечивал хороший подход к двигателю при наземном техническом обслуживании, а также к водорадиаторам типа Ламблена системы охлаждения двига­теля с небольшим миделем, которые были специально выписаны из Франции для самолета АК-1. Они устанавливались по бортам фюзеляжа у перед­него подкоса крыла. Емкость топливной системы обеспечивала продолжи­тельность полета в течении 5—6 ч.
Самолет АК-1 строился на Государственном авиационном заводе Jvfe 5 «Самолет» в апреле — ноябре 1923 г. на средства, внесенные латышскими стрелками в фонд строительства советского воздушного флота. Первый полет АК-1 под управлением летчика А. И. Томашевского состоялся только 1 февраля 1924 г. Испытания показали в целом хорошие для самолета с двигателем такой мощности летные данные: с полетной массой 1650 кг самолет имел максимальную скорость 145—147 км/ч, но его скоро­подъемность оставляла желать много лучшего — высоту 1000 м самолет на­бирал за 16 мин. По оценкам А. И. Томашевского самолет обладал хорошей устойчивостью и его управление было легким, АК-1 выполнял устойчивый полет и с освобожденной ручкой управления. После завершения испытаний 15 июня 1924 г. самолет АК-1, получивший название «Латышский стрелок», был передан обществу «Добролет» и до 15 сентября 1924 г. эксплуатировался на авиалинии Москва — Нижний Новгород, а затем со­вершил несколько полетов по маршруту Москва — Казань. К зиме того же года самолет АК-1 налетал 11 ООО км и перевез 172 пассажира. После окончания зимнего ремонта весной 1925 г. он был включен в состав экспедиции для перелета Москва — Пекин. Пилотировали его А. И. Тома-шевский и бортмеханик Н. А. Камышев. Во время перелета недалеко от Улан-Батора АК-1 был застигнут ураганом и вынужден приземлиться, но при посадке сильным порывом ветра его перевернуло и он получил повреж­дения. Экипаж самостоятельно устранил эти повреждения, и самолет при­был в Пекин на три дня позже основной группы советских самолетов. Из Пекина он сделал несколько Полетов и в другие города Китая.
Самолет АК-1 серийно не строился. Спроектированный под двигатель относительно небольшой мощности, этот самолет по своей пассажиро-вместимости значительно уступал немецким самолетам Юнкере Ju-i3 и Дорнье «Комета» III, а также самолету Фоккер F-III, которые эксплуати­ровались в середине 20-х годов на советских воздушных линиях (табл. 1).
Одновременно с АК-1 весной и летом 1924 г. проходили летные испытания еще два опытных однодвигательных пассажирских самолета: четырехместный ГАЗ № 5 конструкции Е. Э. Гроппиуса и двухместный АНТ-2, построенный под руководством А. Н. Туполева.
Самолет ГАЗ № 5 представлял собой четырехстоечный биплан с крыльями толстого профиля и с фюзеляжем во всю высоту бипланной коробки крыльев. В носовой части фюзеляжа устанавливался довольно мощный двигатель жидкостного охлаждения Испано-Сюиза в 300 л. с, сразу за противопожарной перегородкой которого в фюзеляже размеща­лась довольно просторная четырехместная пассажирская кабина. Двух­местная открытая кабина экипажа для летчика и бортмеханика обору­довалась довольно необычно — она находилась за пассажирской кабиной и задней кромкой крыльев почти в задней части фюзеляжа. Кон­струкция самолета ГАЗ Jsfe 5 была цельнодеревянная с небольшим применением металла, в основном с полотняной и частично фанерной
Таблица 1


Тип самолета Год вы пуска Мощность двигателя, л. с. Число пассажиров + + экипаж Площадь крыла, м2 Масса пустого самолета, кг Полетная масса, кг Максимальная
скорость полета, км/ч
Юнкере F-13 1919 185 4 + 2 38,7 1150 1800 155
Фоккер F-III -1921 360 5 + 2 42 1480 3100 170
Дорнье
« Комета > 1923 360 6 + 2 62 2200 3100 170
КОМТА 1922 2 X 240 10 + 2 91 2650 3550 130
АК-1 1924 170 2 + 2 37 1150 1650 147
ГАЭИ 5 1924 300 4 + 2 35 1118 1849 165
АНТ-2 1924 100 2+1 17,5 523 836 170
ПМ-1 1925 260 5 + 2 38,5 1380 2360 180
СУВП 1925 100 3 + 1 24,14 820 1150 130
К-1 1925 170 4 + 1 40 1452 1972 161
Первый советский цельнометаллический пассажирский самолет АНТ-2
обшивкой. Постройка самолета была завершена в начале 1924 г.; л испытания показали непригодность его для эксплуатации на граждане воздушных линиях из-за низкой скороподъемности, малого потолка, рав го лишь 300 м. недостаточного обзора из кабины экипажа, особенно п взлете и посадке.
Опытный самолет АНТ-2, совершивший первый полет 26 мая 1924 г под управлением инженера ЦАГИ Н. И. Петрова, являлся резуль­татом одного из этапов работы Комиссии по постройке цельно­металлических самолетов при ЦАГИ, возглавлявшейся А. Н. Туполевым — автором проекта этого самолета. Главной целью создания АНТ-2 являлось накопление опыта разработки цельнометаллической авиационной конструкции из кальчугалюминневых листов и профилей', оценки методов ее расчета и испытаний на прочность, отработки технологии постройки цельнометаллических самолетов, «... освобождения отечественного само­летостроения от иностранной зависимости» [4|.
Как и в случае с самолетом АК-1, размеры и пассажировместя-мость АНТ-2 определялись прежде всего мощностью двигателя воздушного охлаждения Бристоль «Люцифер» в 100 л. с, имевшегося в распоряжении Комиссии, а не требованиями эксплуатации самолета на конкретной воздушной линии. Наличие относительно маломощного двигателя обуслов­ливало его небольшие геометрические размеры, предельно малый мидель фюзеляжа и довольно тесную двухместную пассажирскую кабину.
Самолет АНТ-2 выполнялся по схеме цельнометаллического одно­двигательного свободнонесущего высокоплана с крылом толстого профиля и фюзеляжем трехгранной формы поперечного сечения, по представлениям того времени «.,.выгодной как конструктивно, так как треугольник, представляющий собой жесткую фигуру, позволяет обойтись без растяжек при креплении шпангоутов, так и аэродинамически ибо этой формой избе гаются вихри под нижней и задней частью фюзеляжа» 14]. Силовой каркас крыла самолета АНТ-2 образовывался двумя работающими иа изгиб ферменными лонжеронами, соединенными между собой нервюрами и гофри рованной обшивкой, работающей на сдвиг и обеспечивающей высокую жест­кость крыла на кручение. Эта очень рациональная в силовом отношении и простая в производстве схема крыла обеспечивала АНТ-2 хорошую весовую отдачу, не уступавшую по весовой отдаче конструкции лучшего в то время цельнометаллического пассажирского самолета Юнкере Ю-13, использовалась затем много лет на самолетах «АНТ» различного назна­чения до тех пор, пока возросшие скорости полета и увеличившееся сопротивление трения гофрированной обшивки не определили повсеместный переход к конструкциям с гладкой работающей обшивкой.
Для сокращения времени подготовки самолета к полету двигатель, установленный в носовой части фюзеляжа АНТ-2, имел мотораму, ':• юоструция которой позволяла поворачивать ее вместе с двигателем в сторо­ну, и это обеспечивало легкое обслуживание двигателя на земле без снятия его с самолета. Сразу за двигателем в фюзеляже перед центро-" планом крыла оборудовалась одноместная открытая кабина летчика, а за • Крылом находилась закрытая кабина для двух пассажиров.
Летные испытания АНТ-2 показали, что самолет имеет довольно высокую максимальную скорость полета—170 км/ч (см. табл. 1) и хорошую скороподъемность: высоту 1000 м он набирал за 7 мин. . (рнако его путевая устойчивость оказалась недостаточной, а эффектив-. ВИйвгъруля направления — малой. Для устранения этого недостатка в ЦАГИ был создан прибор, позволяющий при испытаниях модели в аэродинами­ческой трубе измерять силы, определяющие устойчивость самолета в полете. |^^результатам испытаний модели площадь киля и руля направления г АЙТ-2 были увеличены и, как показали летные испытания, проведенные зи-?л*к#1925 г., путевая устойчивость и управляемость самолета значительно i :'|Яучшились. Однако серийно самолет АНТ-2 не строился — он имел слиш-fglpOM малую пассажировместимость, отсутствовали отечественные двигате-?Чщ необходимой мощности, еще не было авиационных заводов, способных ^ освоить серийное производство таких самолетов.
(. v;- В истории отечественного самолетостроения создание АНТ-2 стало зна­чительным событием — это был первый советский цельнометаллический !Омолет, положивший начало широкомасштабным работам по созданию военных и гражданских цельнометаллических самолетов, развертыванию
? организации их серийного производства. , > Построенные и испытанные в 1924 г. первые советские пассажир­ские самолеты, особенно АК-1 и АНТ-2, показали не только хорошие летные данные, но и достаточно высокий для своего времени уровень научно-технических решений, использованных при их создании. Требова­лось сделать следующий шаг — создать пассажирские самолеты, отвечаю
Й
е требованиям эксплуатации на конкретных воздушных линиях, обеспе-* советские авиатранспортные общества пассажирскими самолетами собственного производства, освободить их от необходимости приобретать дорогостоящую иностранную авиационную технику. Для удовлетоврения потребностей внутренних и международных воздушных линий СССР в апреле 1925 г. Авиатрест выдал задание Государственному авиацион­ному заводу Mb 1 на создание в очень короткий срок однодвигательного * пассажирского самолета П-2, эксплуатационные испытания которого плани­ровалось провести во время перелета Москва — Пекин в июне 1925 г.
Самолет П-2 проектировался в Техническом отделе завода № 1, руко­водимом Н. Н. Поликарповым, с учетом требований авиатранспортных обществ «Добролет», «Дерулюфт* и рассчитывался на перевозку няти .пассажиров и 60 кг багажа. Экипаж, состоявший из летчика и бортме­ханика, размещался в носовой части фюзеляжа сразу за двигателем жид­костного охлаждения чМайбах» мощностью 260 л. с, в связи с примене-
Е
ем которого самолет П-2 стал иметь обозначение ПМ-1 — пассажирский молет с одним двигателем «Майбах». Емкость топливной системы само-га должна была обеспечивать полет в течение 6 ч. При разработке ПМ-1 особое внимание уделялось аэродинамическому совершенству самолета и простоте его конструкции. Для него была выбрана схема одностоечного полутораплана с фюзеляжем эллиптического ШВяения и стабилизатором с изменяемым в полете углом установки. ?Конструкция самолета — цельнодеревянная с полотняной обшивкой крыль-"ШгМ оперения. Впервые на пассажирском самолете фюзеляж имел полу-«юнококовую конструкцию — он был выполнен в виде фанерного полумоно-.хока, выклеенного из шпона, с обшивкой, подкрепленной продольным и поперечным набором из стрингеров и шпангоутов.
Кабина для пассажиров обеспечивала довольно высокий по тому Времени уровень комгрорта благодаря большим размерам фюзеляжа, нали-3JBX) систем вентиляции, обогрева и освещения [5].

f 359

im (пм-1)

Самолет ПМ-1 был создан очень быстро — менее чем через три месяца после получения задания. 10 нюня 1925 г. летчик А. И. Жуков совершил на нем первый полет. Из-за переноса срока начала перелета Москва — Пекин с 15 на 10 июня самолет ПМ-1 в этом перелете не участвовал, хотя и были отмечены «...высокие качества данного самолета, вполне оправдавшего чаяния завода и Авиатреста». На испытаниях с полетной массой 2360 кг самолет имел максимальную скорость у земли 170 км/ч, на высоте 2000 м — 180 км/ч и практический потолок 4100 м. Хорошие летные данные ИМ I. а затем успешные перелеты по маршру­там Москва — Ленинград, Москва — Егорьевск определили принятие реше ння о постройке серии из 10 самолетов. В 1926 г. самолет ПМ-1 эксплуатировался на авиалинии Москва-Берлин, и по своим качествам оказался конкурентоспособным с самолетами иностранных фирм (см. табл. 1), но полеты на нем вскоре были прекращены из-за ненадежности двигателя «МаЙбах», разрушившегося в воздухе в одном из полетов.
Не нашел широкого применения и трехместный пассажирский самолет СУВП, созданный но заказу общества «Укрвоздухнутъ» на Ленинград­ском Государственном авиационном заводе № 3 «Красный летчик» под руководством Д. П. Григоровича. Он разрабатывался для обслужи­вания местных воздушных линий протяженностью до 450 км и должен был иметь хороший обзор из кабины летчика на летных и посадочных углах> эксплуатироваться на малооборудованных и небольших по размерам аэродромах, иметь разбег и пробег не более 120 м, а наибольшую про­должительность полета — не менее 4 ч.
По своей схеме СУВП имел много общего с самолетом АК-1 и представлял собой однодаигательныЙ однонодкосный высокоплан с крылом толстого профиля. Как и на АК-1, летчик СУВП располагался в открытой кабине непосредственно за двигателем воздушного охлаждения Бристоль «Люцифер» мощностью всего 100 л. с. За кабиной летчика оборудовалась трехместная пассажирская кабина закрытого типа. Конструкция самолета выполнялась смешанной: фюзеляж — сварной из стальных труб, а двухлон-жеронные крылья и оперение — цельнодерсвянной конструкции с полотня­ной обшивкой (6].
Первый полет СУВП состоялся в начале октября 1925 г. под управлением летчика Хмельницкого. Как и следовало ожидать, из-за мало­мощного двигателя летные данные самолета оказались невысокими: его крейсерская скорость на режиме 0,9 мощности двигателя составляла всего 110—115 км/ч, но, тем не менее, самолет успешно прошел испытания, выполнил полеты нз Ленинграда в Москву н из Москвы в Харьков, где он был официально передан обществу «Укрвоздухпуть».


Некоторое время самолет работал на воздушных линиях этого общества, но серийно не строился.
Сходную с СУВП схему и конструкцию имел и пассажирский самолет К-1, проектирование которого было начато осенью 1923 г. под руководством К. А. Калинина. При разработке проекта этого самолета с одним двигателем Сальмсон мощностью 170 л. с. ставилась задача создать многоцелевой самолет с высокой весовой отдачей по полезной нагрузке путем применения схемы подкосного высокоплана с крылом и гори­зонтальным оперением правильной эллиптической формы в плане. Такая форма крыла и горизонального оперения обеспечивала уменьшение индук­тивного сопротивления, способствовала увеличению боковой устойчивости смолета Г7].
Значительное влияние на выбор конструктивно-силовой схемы К-1 оказало наличие на Ремвоздухозаводе-6 в Киеве, где строился этот самолет, большого числа стальных цельнотянутых углеродистых труб, ранее исполь­зовавшихся в конструкции самолетов-разведчиков типа Вуазен, и аппарату­ры для их автогенной сварки. Из этих труб впервые в СССР был изготовлен полностью сварной ферменный фюзеляж без внутренних про­волочных растяжек, а также центроплан, связанный с фюзеляжем в одно целое, подкосы отъемных частей крыла, вертикальное оперение. Обшивка носовой части фюзеляжа К-1 до конца пассажирской кабины выполнялась из гофрированного кольчугалюминия, а остальная часть фюзеляжа обшива­лась полотном. Крыло и горизонтальное оперение с изменяемым в полете углом установки изготовлялись из дерева и имели полотняную обшивку. Эта смешанная деревянно-металлическая конструкция хорошо зарекомен­довала себя в эксплуатации на относительно небольших самолетах с невысокими летными данными и была применена в последующем на большинстве самолетов, созданных под руководством К. А. Калинина — на пассажирских К-3, К-4, К-5, многоцелевых К-6, К-9, К-10 и даже на самолете-гиганте К-7, где такая конструкция оказалась уже не­достаточно эцхректианой.
От построенных одновременно с ним отечественных пассажирских самолетов К-1 выгодно отличался закрытой* кабиной летчика, выход в которую осуществлялся через пассажирскую кабину, где устанавли­вались два кресла и двухместный диван, а также разнообразными вари­антами его использования в народном хозяйстве. Пассажиркая кабина мог­ла быть переоборудована в санитарную для перевозки трех больных. Предусматривался также сельскохозяйственный вариант, несущий в фюзе­ляже 400 кг ядохимикатов и для других целей [8].
При постройке самолета К-1 возникли затруднения, вызванные как отсутствием средств, так и противодействием правления общества «Укр-воздухпуть», ориентировавшегося на поставки самолетов Дорнье -«Комета». Начатая в апреле 1924 г. постройка завершилась только 26 июня 1925 г., когда летчик Коссинский выполнил на К-1 первый полет. Испытания по­казали хорошую устойчивость и управляемость самолета. С полетной массой 19/2 кг он развивал максимальную скорость 160 км/ч, имел крей­серскую скорость 149 км/ч, высоту 1000 м набирал за 12 мин. В октябре 1925 г. специальная комиссия провела государственные испытания К-1 и признала его удовлетворяющим требованиям, предъявляемым к пасса­жирским самолетам. Было решено организовать серийный выпуск само­летов на производственной базе ремонтных мастерских общества «Укр-воздухпуть» в Харькове, которые выполняли сборку и ремонт самолетов Дорнье «Комета». Однако для превращения этих мастерских в завод опыт­ного и серийного самолетостроения требовалось время, и основную авиатранспортную работу на воздушных линиях СССР, а в 1925 г. на них было перевезено 14 000 пассажиров и 127 500 кг груза, продолжали выполнять в основном самолеты, закупленные в Германии. Такое поло­жение сохранялось до начала 30-х годов, когда в результате напря­женной работы научных, конструкторских и производственных коллекти­вов были созданы отечественные пассажирские самолеты различных типов, удовлетворяющие требованиям гражданской авиации, и необходимые для их серийного производства заводы.
К. А. Калинин (1889-1938)
Значительный вклад в создание первых советских пассажирских молетов внес небольшой конструкторский коллектив, возглавляем К. А. Калининым, который наряду с работой но превращению ремонт­ных мастерских в авиационный завод опытного и серийного граждан­ского самолетостроения, продолжал совершенствовать конструкцию само­лета К-1 и в 1926— 1928 гг. создал семейство различных вариантов К-1 — самолеты К˜2, К-3 и К-4, сохранившие схему и основные геометричес­кие размеры К-1 и отличавшиеся от него только более современным двигателем BMW-1V жидкостного охлаждения мощностью 240 л. с, двух­местной кабиной экипажа и несколько увеличенной по сравнению с К-1 длиной фюзеляжа.
В 1926 г. к испытаниям был подготовлен пассажирский самолет К-2 (четыре пассажира и два члена экипажа), имевший цельнометалличес­кую конструкцию планера. Однако такая конструкция оказалась тяже­лой и трудоемкой в производстве, и было принято решение снова вер­нуться к смешанной деревянно-металлической конструкции, аналогичной примененной на К-1. Такую смешанную конструкцию имел первый со­ветский санитарный самолет К-3, выпущенный в 1927 г. Рассчитанный на врача и двух больных на носилках этот санитарный самолет в 1928 демонстрировался на международной авиационной выставке в Берлине.
В том же году летчик М. А. Снегирев впервые поднял в воздух самолет К-4, который оказался наиболее удачным; он строился небольшой серией в трех основных вариантах: пассажирском, аэрофотосъемочном в санитарном.
Пассажирский самолет К-4 мог перевозить четырех пассажиров, их багаж и почту. Он использовался для агитационных полетов. Построен­ный на средства киевских рабочих опытный самолет К-4 < Рабочий Ян-варки» совершил большой агитационный перелет по Украине, а в ав­густе 1928 г. серийный самолет К-4 чЧервона Украина» под управле­нием летчика М. А. Снегирева и штурмана И. Т. Спирина выполнил рекордный для того времени перелет по маршруту Харьков — Москва — Иркутск — Москва — Харьков.
Аэрсчротосъемочный вариант К-4 оборудовался одним или двумя длин­нофокусными аэрсфотоаппаратами, которые выполняли съемку земной по­верхности через люки в полу пассажирской кабины. На нем летчики К. К. Арцеулов и Б. Н. Кудрин впервые выполнили аэрофотосъемку значительной территории Советского Союза для составления и уточнения географических карт.
Несколько лет успешно эксплуатировались и санитарные варианты самолета К-4,- компоновка которых практически не отличалась от компо­новки опытного санитарного самолета К-3.
Было построено 22 самолета К-4 в различных вариантах. Пассажи-ровместимость и летно-технические данные этих самолетов уже не соот­ветствовали возросшему к концу 20-х годов объему авиатранспортных работ в СССР.
Для решения задач, поставленных в первом пятилетнем плане раз­вития народного хозяйства СССР, требовались и новые формы организа­ции работы гражданской авиации в масштабе всей страны, более чет­кая техническая политика в области создания гражданской авиацион­ной техники> В январе 1930 г. Акционерные общества «Добролет» и «Укрвоздухпуть» объединились в единое для всей страны общество «Доб-ролет», а в октябре того же года оно преобразовалось во Всесоюзное объединение Гражданского воздушного флота при Совете Народных Ко­миссаров СССР. Несколько раньше, еще в конце 20-х годов, был раз­работан пятилетний план развития гражданского воздушного флота, ко­торым предусматривалось, в частности, создание новых гражданских са­молетов различных типов с большей пассажировместимостью и с более высокими летно-техническими данными. В 1928—1932 гг. были созданы и строились довольно большими сериями восьми- и девятиместные ма­гистральные самолеты К-5 и ПС-9 (АНТ-9), четырехместные почтово-пассажирские чСталь-2», двухместные <исполкомовские летающие авто­мобили» АИР-6. Эти машины вместе с гражданскими вариантами воен­ных самолетов Р-5, Р-6, ТБ-1, ТБ-3 (под обозначениями соответственно П-5, ПС-7, Г-1, Г-2) и другими широко эксплуатировались советской гражданской авиацией в 30-е годы. Развитие советской авиационной про­мышленности в годы первой пятилетки позволило гражданской авиации полностью освободиться от иностранной зависимости и начать формиро­вание парка только самолетами отечественного производства.
Работа над восьми- и девятиместными магистральными пассажир­скими самолетами ПС-9 (АНТ-9) и К-5 была начата почти одновременно еще' в 1927 г., когда общество «Добролет» совместно с Управлением ВВС выпустило технические требования к самолету такого класса. И хотя опытный самолет АНТ-9 был построен почти на полгода раньше опыт­ного самолета К-5, отработанность схемы и конструкции К-5, установка на ней двигателя, серийно строившегося на заводе имени М. В. Фрунзе, определили более быстрое освоение его в серийном производстве и в экс­плуатации.
По схеме и конструкции самолет К-5 являлся дальнейшим разви­тием самолетов К-1, К-3, К-4, но его геометрические размеры и масса значительно увеличились (табл. 2). В фюзеляже К-5 оборудовались по­следовательно двухместная закрытая кабина экипажа с двойным управле­
Пассажирский самолет К-5
нкем, пассажирская кабина, туалетное и багажное помещения (рис. 1), Вход в кабину экипажа осуществлялся через дверь в передней стенке пассажирской кабины. Комфортабельные пассажирские кресла размеща­лись у бортов фюзеляжа, между ними по всей длине кабины имелся свободный центральный проход. Через широкие окна кабины, стекла ко­торых разрешалось опускать во время полета, пассажиры имели хороший обзор земной поверхности, что в те годы, учитывая небольшую высоту полета, считалось немаловажным фактором. Кроме входной двери на ле­вом борту фюзеляжа в передней части пассажирской кабины на пра­вом борту имелась аварийная дверь. Во время полета обеспечивались вентиляция или отопление, а в случае необходимости и освещение пас­сажирской кабины. Полетная центровка полностью загруженного само­лета К-5 была довольно задней — 34,2% САХ. Балансировка самолета в полете; с различными вариантами загрузки обеспечивалась изменением угла установки управляемого стабилизатора от + 4° до — 10° [9[.

Тип самолета ? год выпуска 1
I ни и мощность двигателей, а. с. Число пассажи
ров f Mtfl
паж 1
Площадь Масса
пустого Самолета, КГ Полетпав масса, кг
' М**си малый*
скорость полета.
КМ/Ч
К-4; 1928 BMW IV; 1 X 240 4 + 2 40
1540 2350 173
К-5; 1930 М 15; 1 X 450 8 + 2 66 2275 3750 187
К-5; 1933 М-22; 1 х 485 8 + 2 66 2400 3900 208*
К-5; 1934 М 17ф; 1 х 550/730 8 + 2 66 2710 4000 210
ПС 9; 1931 М-17; 2 X 500 9 + 2 84.9 4420 6200 215
ПС-9; 1933 М 17ф; 2Х 500/700 9+2 84.9 4530 6200 228
«Сталь-2»; 1931 М-26. 1 X 300 4 f 1 31 1180 1910 205
«Сталь-Зь; 1933 М-22; ! х 480 6+2 34.8 1672 2817 240
АИР 6; 1933 Mil; ! X !00 2 f- 1 19,8 610 900 162
* С кольцом Туамеида; без кольца максима льна в скорость — 19R км/ч.
Таблица 2
Основные данные серийных советских пассажирских самолетов конца 20-х и начала 30-х годов
Первый полет опытного самолета К-5 под управлением летчика М. А. Снегирева состоялся в конце октября 1929 г. Летные испытания показали, что создан пассажирский самолет по пассажировместимости, летным и эксплуатационным качествам ие уступающий зарубежным а на логам, К-5 был запущен в серийное производство с отечественным вы­сотным двигателем воздушного охлаждения М-15 номинальной мощности 450 л. с, разработанный под руководством А. А. Бессонова. Оснащенные этим двигателем серийные самолеты К-5 с полетной массой до 3750 кг имели крейсерскую скорость 155 — 160 км/ч и расход горючего до 100 кг/ч. Высоту 1000 м самолет набирал за 6,5 мин, а его практический пото­лок был равен 4270 м, что позволило линейным самолетам К-5 с пасса-жипами на борту летать из Тбилиси в Пятигорск через Главный Кав­
Рис. 1. Пассажирский самолет К-5:
1-е двигателем М-15 воздушного охлаждения; 2
охлаждения
с двигателем М 17ф жидкостного
казский хребет, т. е. сократить протяженность существовавшей тогда воз­душной линии Тбилиси — Москва через Баку почти'на 1100 км. В уста­новившемся горизонтальном полете самолет был устойчив и приятен в пи­лотировании. Сбалансированный отклонением стабилизатора, он продол­жал устойчивый полет и с брошенным управлением. При взлете К-5 отрывался от земли на скорости всего 65—70 км/ч, но после отрыва пред­писывалось разогнать самолет у земли до скорости 100—110 км/ч прежде чем переходить к набору высоты. Посадка выполнялась легко. На пла­нировании самолет имел аэродинамическое качество около 10—11, и по оценке летчиков был очень «летуч»-, в связи с чем при превышении скорости при посадке он долго не касался земли, и посадочная дистан­ция при этом увеличивалась почти вдвое. Длина пробега после посадки не превышала 200 м. Отрицательной особенностью К-5 была склонность к самопроизвольным разворотам на пробеге, особенно в 'штиль, что часто приводило к поломке шасси.
Регулярная эксплуатация первых серийных самолетов К-5 с двигате­лями М-15 была начата в конце 1930 г. Первоначально она осложня­лась частыми отказами двигателей М-15. Совместными усилиями коллек­тивов завода имени М. В. Фрунзе, конструкторского бюро К. А. Кали­нина и эксплуатирующих подразделений недостатки двигателя М-15 уда­лось быстро устранить, а уже с 1931 г. на самолетах К-5 стали уста­навливать более надежные двигатели М-15 с ресурсом, доведенным до 100 ч.
Производство двигателей М-15 было вскоре прекращено. В резуль­тате сравнительных испытаний летом 1930 г. опытных истребителей И-5 с двигателями воздушного охлаждения М-22 (Бристоль «Юпитер-VI») М-15 предпочтение было отдано самолету И-5 с двигателем М-22, и этот двигатель стали строить большой серией, что определило и создание серийных самолетов К-5 с двигателем М-22, установка которого была отработана еще на первом опытном самолете К-5 с двигателем Бристоль •«Юпитер-VI». Двигатель М-22 имел номинальную мощность 485 л. с, и летные данные серийного самолета К-5 с этим двигателем практичес­ки не изменились по сравнению с его вариантом, оснащенным двига­телем М-15 (см. табл. 2), но его экономичность несколько ухудшилась в связи с большим удельным расходом топлива двигателем М-22 (270 г/л. с. ч вместо 250 г/л. с. ч у М-15).
Самолеты К-5 с двигателями М-15 и М-22 стали основой самолет­ного парка советской гражданской авиации середины 30-х годов.
Двигатель М-22 недолго строился серийно. Сменивший его в произ­водстве двигатель М-25 имел уже значительно большую номинальную мощность, и в 1934 г. было принято решение устанавливать на серий­ные самолеты К-5 двигатель жидкостного охлаждения М-17ф, широко использовавшийся в те годы на советских военных самолетах различных типов. Применение более тяжелого по сравнению с М-15 и М-22 (при­мерно на 160 кг без учета массы системы охлаждения) двигателя М-17ф привело к заметному уменьшению массы полезной нагрузки самолетов К-5 (см. табл. 2), и в связи с этим в эксплуатации приходилось или снижать дальность полета с полным числом пассажиров или уменьшать число их. Скоростные данные самолетов К-5 с М-17ф остались практи­чески такими же как с двигателями М-22.
Всего было построено 2 3 самолета К-5 с двигателями различных типов. Они являлись наиболее массовыми советскими пассажирскими са­молетами 30-х годов и вплоть до 1940 г. обслуживали такие, например, важнейшие магистральные воздушные линии, как Москва — Ленинград, Москва — Свердловск. Один из самолетов К-5 под названием «Огонек» входил в состав известной в 30-е годы агитэскадрильи имени Максима Горького.
Вместе с самолетами К-5 на некоторых магистральных воздушных линиях страны, особенно в Средней Азии и в Закавказье, эксплуати­ровалось сравнительно небольшое число девятиместных двухдвигательных цельнометаллических пассажирских самолетов ПС-9 (АНТ-9).
Первый полет опытного самолета АНТ-9 под управлением летчика М. М. Громова состоялся еще в мае 1929 г. Он был выполнен по схеме свободнонесущего высокоплана с неубирающимся шасси и с цельноме­таллической конструкцией планера, имевшей много общего с конструк­цией первых военных самолетов семейства АНТ с гофрированной об­шивкой. В частности, на опытном самолете АНТ-9 использовались го­товые отъемные части крыла и оперение с многоцелевого военного са­молета Р-6.
Силовая установка опытного самолета АНТ-9 состояла из трех фран­цузских двигателей-воздушного охлаждения Гном-Рон «Титан» мощностью по 230 л. с; два двигателя устанавливались, как обычно на центроплане крыла и один — в носовой части фюзеляжа. Применение трех двигателей было повсеместно принятым решением для пассажирских самолетов того времени (Виккерс «Виастра», Фоккер F.VIIb-Зм, Форд 4-АТ-Е, Юн­кере G-24 и др.). При этом значительно повышалась безопасность по­летов, но одновременно, как показал опыт последующей эксплуатации, усложнилось техническое обслуживание, увеличилось время подготовки к вылету и, в конечном итоге, повысилась стоимость летного часа, что немаловажно для коммерческой эксплуатации пассажирских самолетов.
В компоновке фюзеляжа АНТ-9 было много общего с самолетом К-5: сразу за двигателем в фюзеляже размещались закрытая двухмест­ная кабина экипажа с двойным управлением, пассажирская кабина, туа­лет, гардероб и багажное отделение. На опытном самолете в пассажир­ской кабине устанавливались девять кресел из плетеного камыша, кото­рые впоследствии заменили креслами с силовым каркасом из кольчуг­алюминия. Продольная балансировка самолета АНТ-9 при различной ком­мерческой нагрузке обеспечивалась управляемым в полете стабилизато­ром с диапазоном изменения угла его установки от -(- 6° до — 0,5°
Пассажирский самолет
АНТ-9
В мае — июне 1929 г. АНТ-9 с двигателями Гном-Рон «Титан» ус­пешно прошел государственные испытания, в процессе которых — с полет­ной массой 5044 кг и с массой полезной нагрузки 1700 кг он показал максимальную скорость 209 км/ч. Высоту 1000 м он набирал за 6,5 мин, его практический потолок составил 3810 м, а техническая дальность по­лета с пассажирами — 1000 км. Разбег самолета при взлете был равен 275 — 290 м, а пробег после посадки — 150— 160 м.
6—12 июня 1929 г. экипаж испытателей во главе с М. М. Громо­вым совершил на АНТ-9 перелет Москва — Одесса — Севастополь — Ки­ев—Москва протяженностью 4000 км. Во время пребывания самолета в Одессе советские представители встречали на нем в воздухе итальян скую эскадру из 35 двухлодочных гидросамолетов Савойя С-55, совер­шавшую дружественный визит в Советский Союз. В одном из полетов самолетом АНТ-9 управлял начальник штаба итальянских ВВС де Пинедо; он высоко оценил летно-технические качества нового советского само­лета J10].
Полет в Одессу стал хорошей проверкой самолета и способствовал подготовке экипажа к более значительному скоростному перелету по сто­лицам европейских государств, состоявшемуся 10 июля —8 августа 1929 г. Управляемый М. М. Громовым и бортмехаником В. П. Русаковым, опыт* ный самолет АНТ-9, получивший название «Крылья Советов*, с пассажи рами на борту, стартовав из Москвы, за 53 летных часа преодолел рас­стояние 9037 км со средней скоростью I70 км/ч, выполнив посадки на аэро лромах Берлина, Парижа, Лондона, Рима, Варшавы.
Высокие летно-технические данные АНТ-9 с двигателями Гном-Рон «Титан? определили решения о его серийном производстве. <Завод .V 22 быстро освоил производство планера самолета, но трудности, возникшие с поставками импортных двигателей, затянули начало выпуска серийных самолетов .до осени 1930 г. Взамен двигателей «Титан» было решено установить отечественные двигатели воздушного охлаждения М-26 мощ­ностью по 300 л. с, разработанные под руководством А. А. Бессонова. Однако испытания показали ухудшение летно-техннческих данных само­лета АНТ-9 с этими двигателями из-за большой их массы и миделя и недоведенности маслосистемы. Межведомственная комиссия с участием представителей ЦАГИ пришла к заключению о нецелесообразности экс­плуатации этого варианта самолета на гражданских воздушных линиях.
Более удачным оказался самолет АНТ-9 с тремя американскими дви­гателями воздушного охлаждения Райт «Уирлвинд» мощностью по 300 л. с, которые устанавливались на многих зарубежных пассажирских самолетах. Было построено несколько серийных самолетов АНТ-9 с этими двигате-











г


з
<5Т
I I
Рис. 2. Пассажирские самолеты АНТ
/ — самолет ПС-9 (АНТ-9) на 9 пассажирских мест (1932 г); 2 — самолет АНТ-14 на 36 пас­сажирских мест (1931 г.); 3 — самолет ПС-124 (АНТ-20 бис) на 64 пассажирских места (1939 г.)



лями; они эксплуатировались в ВВС и обществом •* Деру люфт» на меж­дународной воздушной линии Москва — Кенигсберг — Берлин. Однако вскоре из-за отсутствия двигателей пришлось прекратить серийный выпуск и этого варианта самолета АНТ-9. Не привела к желаемым результатам и попытка установить на нем серийные отечественные двигатели М-22. Проблему удалось решить только в конце 1931 г. после замены трех-двигательной силовой установки самолета АНТ-9 двухдвигательной с воен­ного самолета Р-6, используемой практически полностью: вместе с гон­долой, водорадиатором и самим двигателем М-17, имеющим номиналь­ную мощность 500 л. с. и удельный расход топлива 249 г/л. с. ч (рис. 2). Более мощные и тяжелые двигатели привели к некоторому ухудшению характеристик управляемости самолета из-за увеличения нагрузок на пос­тах управления от элеронов и рулей высоты, но это было быстро ис­правлено изменением площади роговой компенсации рулей и элеронов. Увеличилась также масса пустого самолета, и для сохранения требуе­мой дальности с полным числом пассажиров полетную массу самолета АНТ-9 с М-17, получившего обозначение ПС-9, пришлось увеличить до 6200 кг. Максимальная скорость полета стала равна 215 км/ч, а после замены в 1933 г. двигателей М-17 на М-17ф она увеличилась до 228 км/ч (см. табл. 2).
Всего было построено €6 самолетов ПС-9 (АНТ-9), из которых около 60 были оснащены двигателями М-17 и М-17ф. Они успешно эксплуа­тировались на гражданских воздушных линиях небольшой протяженности, особенно широко они применялись в жарких и высокогорных районах, где имели заметное преимущество перед самолетами К-5 благодаря боль­шей относительной мощности силовой установки. Применение цельноме­
to ГЛ-
Рис. 3. Самолет чСталь-2»
таллической конструкции обеспечило и больший срок службы самолетов ПС-9. Они использовались для пассажирских и транспортных перево­зок и в годы Великой Отечественной войны. Документально известно, что самолет ПС-9 Jsfe 114 с двигателями М-17 за период эксплуатации с 1931 г. по 1942 г. налетал 6170 ч, что более чем в три раза пре­вышает срок службы таких пассажирских самолетов, как К-5. Один из са­молетов ПС-9 под названием -«Крокодил», соответствующим образом де­коративно оформленный, использовался в агитэскадрилье имени Максима Горького.
В относительно небольших количествах на внутренних линиях страны эксплуатировался и почтово пассажирский самолет *Сталь-2» (рис. 3), силовая конструкция планера которого была выполнена полностью из очень тонких холоднокатанных листов высоколегированной нержавеющей стали Энерж-6 с пределом прочности на растяжение до 120—130 кгс/мм2. Появ­ление этого самолета было связано с освоением в начале первой пяти­летки производства неожавеюшей стали и с результатами исследователь­ских работ по оценке возможности применения стали в качестве основ­ного конструкционного материала в самолето- и дирижаблестроении, что имело важное значение в начале 30-х годов из-за отсутствия в СССР в достаточном количестве алюминиевых сплавов. Была признана целесо­образность широкого внедрения в самолетостроении сварных стальных конструкций на основе выпускаемого отечественной промышленностью сортамента профилей из тонкой листовой стали взамен дефицитных дюр­алюминиевых и уже недостаточно эффективных для пассажирских само­летов деревянных конструкций. Предполагалось также, что сварная сталь­ная конструкция позволит упростить технологию производства самолетов и значительно увеличит срок их службы.
Для реализации этих выводов и для оценки особенностей техничес­кого обслуживания самолетов с конструкцией из тонкостенных стальных элементов в эксплуатации в начале 1930 г. при Инспекции граждан­ского воздушного флота был организован Отдел опытного самолетострое­ния во главе с А. И. Путиловым, бывшим сотрудником АГОС ЦАГИ, длительное время работавшим под руководством А. Н. Туполева. Этому отделу было поручено создание- однодвигательного стального пассажир­ского самолета, рассчитанного на одного летчика и четырех пассажи­ров, который предполагалось использовать также для аэрофотосъемки и в сельскохозяйственной авиации [11]. Этот самолет, получивший обо­значение чСталь-2», выполнялся по широко распространенной в те годы
Пассажирский самолет «Сталь-2»

во всех странах для самолетов такого назначения схеме двухнодкосного высокопллна с обычным оперением, неубирающимся шасси, с закрытыми кабинами для летчика и пассажиром (см. рис. 2). В пассажирской ка биле последовательно устанавливались два двухместных дивана; на пер вых серийных самолетах на правом к леном бортах кабины имелись четыре входные двери -? по одной на каждого пассажира, но последние серийные самолеты выпускались уже с двумя входными дверями только на левом борту фюзеляжа. За пассажирской кабиной имелось отделение для багажа, почты и грузов массой не более 80 кг. Балансировка само лета п полете обеспечивалась общепринятым в те годы средством — откло пением стабилизатора на углы от +4,3° до — 2,12°.
Силовые элементы конструкции самолета лонжероны и стержни фер­менного фюзеляжа, пояса лонжеронов и нервюр крыла пмполнялись нз гофрированных стальных листов толщиной ОД 0,6 мм, для предот вращения местной потерн устойчивости очень тонкими стенками. Эти гоф рироваиные листы с помощью сварки образовывали трубчатые элементы с довольно сложными формами поперечного сечения {рис. 4), значительно усложнявшими технологию их изготовления, и сборку агрегатов. В про­цессе изготовлении деталей широко использовались различные виды свар ки; точечная и роликовая контактная электросварка, автогенная спарка обычных тонкостенных стальных труб в хвостовой части фюзеляжа. Об шипкл крыльев, оперения и большей части фюзеляжа была полотняной, только передняя часть фюзеляжа от двигателя до кабины летчика имела металлическую обшивку, а боковые стенки фюзеляжа от кабины летчн ка до багажного отделения обшивались фанерными щитками.
В связи с новизной конструкции самолета «Сталь 2» п опытных мас­терских Самолетного НИИ ГВФ строились сразу два опытных экземп­ляра: первый яплялся технологическим макетом, на котором отрабаты­вались приемы изготовления сварной тонкостенной конструкции, второй предназначался для летных испытаний. Первый полет опытного самодета «Сталь-2» с импортным двигателем воздушного охлаждения Рант «Уирл вкнд» мощностью 300 л. с. состоялся 11 октября 1931 г. под управле­нием летчика Э: И. Шварца. Самолет показал хорошие летно техничес­кие данные, и после нескольких полетов но авиалиниям, выполненных для изучения его эксплуатационных качеств, было принято решение по строить специализированный завод >fc 81 и начать на нем серийное про изводстпо самолетов «Сталь-2». Завод начал выпускать серийные само лоты с июня 1933 г. Они оснащались отечественными двигателями воз­душного охлаждения М-26 мощностью 300 л. с, и с ними самолеты <Сталь-2» с полетной массой 1910 кг имели максимальную скорость у зем­ли 205 км/ч, а высоту 1000 м они набирали за 5 мин (см. табл. 2). С массой полезной нагрузки 730 кг, из которой 360 кг приходились
а)
Рис. 4. Конструктивные элементы планера самолета «Сталь-2>: а—элементы конструкции крыла:
узел I — сечение поясов лонжеронов (сваренных из стенок толщиной от 0,4 до 0,6 мм); по 2—2 — сечение поясов нервюр (толщина стенок 0,15 мм); по 3—3 — сечение раскосов нервюр (толщина стенок 0,1 им), б—элементы конструкции ферменного фюзеляжа:
/ — сеиение стоек силовых рам фюзеляжа с внутренней подкрепляющей диафрагмой (тол­щина стенок от 0,15 до 0,35 мм); 2 — сечение раскосов фюзеляжа (толщина стенок от 0,25 до 0,45 мм)
на пассажиров и их багаж, дальность полета была равна 550 км при средней эксплуатационной скорости 165 км/ч и с аэронавигационным запасом топлива на полчаса. Часовой расход топлива при этом составлял 75 кг/ч; посадочная скорость этих самолетов не превышала 80 км/ч [11]. На последних сериях этих самолетов устанавливались двигатели воз­душного охлаждения МГ-31 мощностью также 300 л. с.
Одновременно с внедрением в серию самолета «Сталь-2»- конструк­торское бюро А. И. Путилова начало разработку самолета — <Сталь-3» аналогичной схемы и конструкции, но рассчитанного на перевозку уже шести пассажиров при двух членах экипажа. От своего предшественника «Сталь-3» отличался большими геометрическими размерами и массой, более мощным двигателем воздушного охлаждения М-22, несколько лучшей местной аэродинамикой: цилиндры двигателя закрывались кольцом Тау-ненда, на колесах и в местах пересечения подкосов имелись обтекатели, Крыло оборудовалось закрылками и щелевыми элеронами. Первый полет этого самолета состоялся в 1933 г. С полетной массой 2817 кг он имел максимальную скорость 240 км/ч на высоте 1500 м (см. табл. 2) и прак­тическую дальность полета 950 км. С 1935 г. самолеты «Сталь-З» начи­нают строить серийно взамен самолетов «Сталь-2». Всего за 1933—1936 гг. было выпущено ISO самолетов <Сталь-2» и «Сталь-3*. Несмотря на от­носительно небольшой комфорт, предоставляемый пассажирам в полете, и невысокие для середины 30-х годов летно-технические данные, эти са­молеты в целом как пассажирские самолеты воздушных линий неболь­шой протяженности себя оправдали. Однако не сбылись надежды на боль­шой срок службы конструкции' стальных пассажирских самолетов. Кор­розия сварных точек, болтов, пистонов, растрескивание фанерной и по­лотняной обшивки требовали такого же регулярного ремонта стальных самолетов, как и самолетов выполненных из других конструкционных
-АЛ.
Рис. 5. Самолет АИР б:
/ — на сухопутном шасси; 2 — на поплавковом шасси
3

материалов. На срок службы стальных самолетов того времени влияло и их быстрое моральное устаревание. И все же самолеты «Сталь-2* и «Сталь-3» оставили заметный след в истории советской авиации как первые самолеты с цельностальной сварной конструкцией, доведенные до стадии серийного производства.
Завершал перечень типов самолетов первого парка советского граж­данского воздушного флота, полностью сформированного из машин оте­чественной разработки и производства, -«воздушный автомобиль» — «испол­комовский» самолет для местных воздушных линий АИР-б (рис. 5). Он представлял собой о дно двигательный двухподкосный высокоплан с неуби­рающимся шасси и смешанной конструкцией планера. Двухлонжеронное крыло самолета было выполнено из дерева, а фюзеляж сварен из сталь­ных труб. Обшивка крыла и фюзеляжа, а также оперения — полотняная. В носовой части фюзеляжа устанавливался двигатель воздушного охлаж­дения М-11 с номинальной мощностью 100 л. с, цилиндры которого на се­рийных машинах иногда закрывались кольцом Тауненда. За двигателем размещалась трехместная кабина-лимузин с передним сидением для лет­чика и двухместным диваном для пассажиров. Предусматривалась воз­можность использования самолета и в качестве санитарного для пере­возки одного больного на носилках с медработником. Продольная балан сировка АИР-б обеспечивалась отклонязмым в полете стабилизатором.
Самолет АИР-6 был создан группой энтузиастов во главе с А. С. Яков­левым на заводе JM» 39 имени В. Р. Менжинского. Постройка самолета была завершена весной 1932 г., а в мае этого же года летчик Ю. И. Пи-онтковский выполнил на нем первый полет. Самолет успешно прошел
Самолет для местных воздушных линия АИР 6

все испытания. С полетной массой 900 — 993 кг он развивал максималь­ную скорость 162 —169 км/ч (см. табл. 2), а его практическая даль­ность полета была равна соответственно 650 и 715 км. Испытатели от­мечали простую конструкцию самолета, надежность его силовой установки, удобную пассажирскую кабину и сравнительно малую посадочную ско­рость (55—65 км/ч). Специалисты подчеркивали, что АИР-6 является наиболее подходящим типом самолета для использования на местных воздушных линиях для перевозки почты и пассажиров. Однако серийный выпуск самолетов АИР-6 из-за отсутствия необходимых производственных мощностей был начат только в конце 1933 г. За период с 1934 г. по 1936 гг. было построено довольно много самолетов АИР-6, которые после ареста в 1937 г, А. И. Рыкова стали называться или «Самолет инж. Яков­лева № 6», или Я-6. Эти самолеты использовались в гражданском воз­душном флоте, Осоавиахиме, в ВВС и показали хорошие эксплуатаци­онные качества. В августе 1934 г. Осоавиахим и редакция газеты « Правда» организовали перелет четырех самолетов АИР-6 по маршруту Москва — Иркутск — Москва. С промежуточными посадками самолеты преодолели путь протяженностью около 9000 км за 72 ч летного времени со средней скоростью 122 км/ч и завершили свой перелет 18 августа на Тушинском аэродроме, на котором впервые торжественно отмечался День Воздуш­ного флота.
Кроме сухопутного имелся и поплавковый вариант самолета АИР-6, на одном из которых 23 мая 1937 г. летчик Я. В. Письменный уста новил мировой рекорд дальности полета для гидросамолетов такого клас­са — 1297 км.
Одновременно с формированием парка гражданского воздушного флота самолетами с относительно невысокими летио-техническими характеристи­ками, ссютветствующими требованиям различных воздушных линии того времени, в Советском Союзе с начала 30-х годов велись опытно-конст­рукторские работы над перспективными пассажирскими самолетами с более высокими летно-техническими данными. В этих работах ретроспективно отчетливо прослеживаются два основных направления: создание относи­тельно тихоходных самолетов «большой» пассажировместимостн АНТ-14 «Правда» и ПС-124 на 36 — 64 места, и небольших «скоростных» само­летов ХАИ-1, ПС-89, ПС-35, «Сталь-7» и др., рассчитанных на перевозку 6—12 пассажиров.
Весной 1930 г. в ЦАГИ началось проектирование пассажирского са­молета АНТ-14 на 32 места (см. рис. 2). Он выполнялся по схеме пяти-двигательного свободнонесущего высокоплана цельнометаллической конст­рукции с неубирающимся шасси, являющейся дальнейшим развитием схемы самолета АНТ-9. Планер самолета АНТ-14 разрабатывался с учетом ис­пользования агрегатов и деталей с тяжелого бомбардировщика ТБ-3, а его

Самолет АНТ-14 4Правда»
конструктивно-силовая схема имела много общего с поенными самолетами АНТ тех лет. Силовая установка состояла из пяти двигателей воздуш­ного охлаждения Гном Рон <Юпитер VI» мощностью по 480 л. см один из которых устанавливался н носовой части фюзеляжа, а остальные — как обычно на центроплане крыла.
В прямоугольном с опальными верхом и низом фюзеляже самолета АНТ-14 оборудовалась комфортабельная пассажирская кабина, в которой первоначально размещались 32 пассажирских места восемь рядов сдво­енных кресел (четыре в ряд с одним центральным проходом между ними). Уже ь процессе летных испытаний пассажировмеетнмость самолета была увеличена до 36 мест путем добавления еще одного ряд& кресел. Экн паж АНТ-14 состоял из четырех пяти человек: двух летчиков, штурмана н двух бортмехаников. Рабочие места летчиков н штурмана оборудова* лись в носовой части фюзеляжа, а бортмехаников - в центроплане крыла под обтекаемым прозрачным фонарем, обеспечивающим визуальный конт-роль за работой и состоянием двигателей в полете,

Тип самолета, и гол выпуск* Tun a 4M(t(iri»L гь
.иип.»Т1-.Ц-,[. л, с. Число
? 11.1Г.мжи [ров + IMI П то­пи ль
•ХрЫЛ.1.
н' Мл,ч'л пустого самолета, кг насел.кг Mufcl h4.irthlU« {яреАСерСХЫ)
спорость полета, кч/ч
АНТ-14 «Правда», 1931 г.. СССР Юпитер-VI: 1
j 36 + 5
1 240 10 828 17 530
ЮМК4ЧК- G-;m. пуло % ,
ГЧ'рмаплч L-8S. 4 x 800 (34 + 5 305 1Ь860 24 000 230/210
НС 124 (ЛНТ-20бисК ПК"» г.. СССР М-34ФРНВ. б;< кия) 1 60 + 7
J 460 32 046 44 000 27.* 235
Л М-35; 6 X 1200 | 64 + 8
)
1 ш 33 370 45 600 296/22в
Та блица 3
Основные л^1шы<: тяжелых пассажирских самолетов 30-х голов
Первый полет самолета ЛИТ 14 состоялся 14 августа 1931 г. под уп­равлением М. М. Громова, и mi его оценке машина и воздухе вела себя прекрасно и мало реагировала на воздушные течения. С нормальной полетной массой 17.330 кг и с массой полезной нагрузки 6702 кг само­лет имел максимальную скорость 236 км/ч и дальность полета около 1200 км. По иассажиронмсстимости и геометрическим размерам (площадь крыла 240 м^) он являлся одним из самых крупных пассажирских само­летов своего времени, и его детно технические характеристики были при­мерно такими же, как у самого большого пассажирского самолета тех лет германского Юнкере G-38 (табл. 3). По сравнению с Юнкере G-38 советский самолет по своей аэродинамической компоновке, размещению пассажиров, конструктивно-силовой схеме был без сомнения более совер шейным.
Самолет АНТ-14 серийно не строился. Сказались и отсутствие необ ходимых производственных мощностей у молодой советской авиационной промышленности, и тяжелое экономическое положение страны в начале 30-х годов, и относительно небольшой объем воздушных перевозок в СССР, в те годы еще довольно дорогих и непривычных. Не строился серийно и германский Юнкере G-38. Только два самолета этого типа относительно недолго летали на воздушных.линиях, связывающих Германию со столи­цами европейских государств.
В начале 1933 г. опытный самолет АНТ-14 под названием -«Правда» был включен в состав агитэскадрильи имени Максима Горького. Пило­тируемый летчиками И. В. Михеевым и В. И. Чулковым он совершил большое число агитационных полетов в различные районы страны, а в 1935 г. побывал с дружественным визитом в столице Румынии Буха­ресте. Особенно интенсивно самолет использовался для платных полетов с пассажирами над Москвой. До начала войны на АНТ-14 было совер­шено около 1000 таких полетов без единой аварии и поднято в воздух до 40 000 пассажиров. После выработки ресурса АНТ-14 некоторое время экспонировался в Парке культуры имени Горького в Москве.
На перевозку большого числа пассажиров были рассчитаны также самолеты К-7 и АНТ-20, построенные в 1933—1935 гг. (см. гл. VI), но после катастроф с ними было принято решение продолжить работы только над самолетом АНТ-20.
Сразу после гибели опытного самолета АНТ-20 «Максим Горький» начался всенародный добровольный сбор средств для постройки эскадры мощных самолетов взамен погибшего. К 4 июля 1935 г. советские люди внесли в фонд постройки новых самолетов около 6$ млн. рублей, и Совет Народных Комиссаров СССР постановил построить 16 самолетов той же мощности и размеров, как «Максим Горький», присвоив им следующие наименования: «Владимир Ленин», «Иосиф Сталин», «Максим Горький», «Михаил Калинин», «Вячеслав Молотов», «Климент Ворошилов», «Серго Орджоникидзе», «Лазарь Каганович», «Станислав Косиор», «Влас Чу-барь», «Анастас Микоян», «Андрей Андреев», «Сергей Киров», «Михаил Фрунзе», «Феликс Дзержинский», «Валериан Куйбышев». Серийное про­изводство этих самолетов организовывалось на Казанском авиационном заводе Jsfe 124, для оснащения которого была использована значительная часть высокопроизводительного заготовительного и механообрабатываю-щего оборудования, закупленного в США по инициативе советских спе­циалистов. Одновременно в подразделениях КОСОС ЦАГИ под руковод­ством А. Н. Туполева анализировались разрушения конструкции планера и системы управления самолета АНТ-20 «Максим Горький» и вносились изменения в чертежи, предназначенные для передачи на серийный завод.
В конструкцию серийных самолетов АНТ-20бис, которые предполага­лось выпускать в пассажирском варианте на 60 мест, вносилось сущест­венное улучшение по сравнению с первой опытной машиной: благодаря применению новых двигателей М-34ФРНВ с номинальной мощностью по 1000 л. с, с трехлопастными воздушными винтами изменяемого в по­лете шага ВИШ-4 и с гондолами двигателей улучшенной формы, верхняя тандемная силовая установка, примененная на самолете «Максим Горь­кий», оказалась ненужной, и серийные самолеты АНТ-20бис должны были оснащаться шестью крыльевыми двигателями, что значительно уменьшало лобовое сопротивление силовой установки самолета, повышало его эко­номичность, упрощало техническое обслуживание в эксплуатации (см. рис. 2).
В связи с тем, что основные мощности завода вскоре пришлось на­править на освоение и выпуск тяжелых бомбардировщиков сначала ДБ-А, а затем ТБ-7, из-за репрессирования руководящих работников завода и конструкторского бюро А. Н. Туполева постройка первого серийного самолета АНТ-20бис, получившего официальное обозначение ПС-124 (пас­сажирский самолет завода Jsfe 124) затянулась до конца 1938 г., а другие, планировавшиеся к выпуску серийные самолеты этого типа уже не строи-'лись и работа над ними была полностью прекращена.
Первый полет самолета ПС-124 под управлением экипажа во главе с летчиком Э. И. Шварцем состоялся 15 мая 1939 г. Самолет успешно прошел испытания и получил хорошую оценку летчиков. С полетной массой 44000 кг и коммерческой нагрузкой 4800 кг (60 пассажиров) он развивал максимальную скорость 275 км/ч на высоте 3500 м, имел дальность полета около 1000 км, разбег при взлете — 500 м, а пробег после посадки — 620 м. 12 августа 1939 г. самолет ПС-124 был передав в гражданский воздушный флот и до конца 1940 г. эксплуатировался на авиалинии Москва — Минеральные Воды, по которой экипаж летчика Н. И. Новикова выполнял регулярные авиарейсы с пассажирами на борту. Самолет имел новейшее по тому времени аэронавигационное оборудо­вание, позволявшее ему совершать полеты по трассе в сложных погодных условиях и ночью. Пассажировместимость ПС-124 в эксплуатации была увеличена до 64 мест, а экипаж состоял из семи человек —? командира корабля, второго летчика, штурмана, бортинженера, двух бортмехаников и впервые включенного в состав экипажа бортпроводника. Всего на этой линии самолет налетал 271 ч 25 мин, а с декабря 1940 г. по ноябрь
г. он находился в составе эскадрильи особого назначения аэропорта Внуково и полеты на нем почти «не выполнялись. За это время на ПС-124 были установлены новые двигатели АМ-35 с номинальной мощностью по 1200 л. с, что позволило увеличить массу коммерческой нагрузки до 6400 кг. С нормальной полетной массой 45 600 кг самолет имел мак­симальную скорость 2% км/ч на высоте 3600 м и практическую даль­ность полета 960 км (см. табл. 3). С ноября 1941 г. самолет ПС-124 эксплуатировался в Узбекском управлении ГВФ на воздушных линиях Ташкент — Куйбышев и Ташкент — Ургенч. Однако спустя год, 12 декабря
г. он потерпел катастрофу по вине экипажа: при подходе к Таш­кенту на высоте 500 м один из летчиков, вероятно незаметно для себя, включил механизм электроподъемника стабилизатора, который стал пере­ставлять стабилизатор на максимальный положительный угол атаки, по­степенно вводя самолет в пикирование. Снижение самолета сначала было медленным, но постепенно он вошел в такой угол пикирования, из кото­рого из-за малой высоты вывести его было уже невозможно. Со дня выпуска с завода самолет налетал 698 ч, и его материальная часть перед катастрофой по оценке специалистов находилась в отличном состоянии.
Одновременно с тяжелыми самолетами с относительно большой пасса-жировместимостью в Советском Союзе, как и во всем мире, с начала 30-х го­дов развернулись работы и над.чскоростными» пассажирскими самолетами, первым из которых стал пассажирский самолет ХАИ-1, созданный в Харь­ковском авиационном институте под руководством И. Г. Немана и совер­шивший свой первый полет 8 октября 1932 г. под управлением летчика Б. Н. Кудрина. Самолет ХАИ-1 строился по заказу и на средства Цент­рального совета Осоавиахима. Он выполнялся по схеме свободнонесу­щего низкоплана с одним двигателем воздушного охлаждения М-22 мощ­ностью 480 л. с. Особенностью конструкции самолета являлось убираю­щееся в крыло шасси, и он стал первым пассажирским самолетом с уби­рающимся шасси не только в СССР, но и в Европе.
Первым в мире еще в 1931 г. взлетел самолет «Орион» американ­ской фирмы Локхид, следующим стал ХАИ-1. В декабре 1932 г. в воздух поднялся германский опытный самолет Хейнкель Не-70 VI «Блитц», и уже в 1933 г. на испытания был выпущен второй опытный самолет Юнкере Ju-бОв, предшественник которого Ju-60a испытывался с сентября 1932 г. в варианте с неубирающимся шасси. Задача создания убирающегося в кры­ло шасси с минимальным числом вырезов в силовых элементах крыла и сохранением неизменным положения центра тяжести .самолета в про­цессе уборки — выпуска шасси в то время была очень трудной, опыта по созданию таких сложных кинематических механизмов, к тому же при­водимых в действие мускульной силой летчика, тогда не было.
И. Г. Неман (1904-1952)

Большое внимание уделялось и внешней аэродинамике самолета ХАИ-1: фюзеляжу были приданы очень плавные формы, кабина летчика закрывалась обтекаемым фонарем с длинным гаргротом, в котором разме­щались топливные баки, из потока были убраны все выступающие де­тали — тросы и рычаги системы управления, детали винтомоторной группы. В шестиместной пассажирской кабине шириной 1,42 м и высотой 1,8 м размещались четыре пассажирских кресла и двухместный диван; в случае необходимости вместо одного пассажира в состав экипажа мог быть вклю­чен бортмеханик. За пассажирской кабиной в фюзеляже располагались туалет и багажное отделение (рис. 6). Конструкция самолета ХАИ-t — цельнодеревянная. Для изготовления лонжеронов, нервюр, шпангоутов и стрингеров использовалась сосна. Обшивка крыла, фюзеляжа, опере­ния — фанерная. Благодаря применению работающей фанерной обшивки в конструкции двухлонжеронного крыла и полумонококового фюзеляжа конструкция самолета получилась жесткой и достаточно легкой.
Самолет ХАИ-1 должен был развивать максимальную скорость около 300 км/ч и иметь дальность полета с нормальной нагрузкой 820 км. Хорошая аэродинамика и большая крейсерская скорость полета благо-


приятно сказывались и на экономичности ХАИ-1 в эксплуатации за счет снижения себестоимости пассажиро-километра при перевозках пассажиров.
Государственные испытания ХАИ-1, проведенные летчиками И. Ф. Пет­ровым и П. М. Стефановским в марте—июне 1933 г., подтвердили ос­новные расчетные данные самолета (табл. 4). Испытатели отмечали его высокие летные данные, сравнимые несмотря на меньшую мощность дви­гателя, с летными данными зарубежных аналогов, легкое и неутоми­тельное управление самолетом на всех режимах полета ?, небольшие на­грузки от рулей на ручке и педалях, достаточно просторную кабину экипажа, отсутствие каких-либо вибраций конструкции во всем диапазоне скоростей полета. Основным недостатком самолета являлась неудовлет­ворительная работа механизма ручного подъема и выпуска шасси, нена­дежность замков фиксации шасси в убранном или выпущенном положе­нии. Отвлекаясь от пилотирования самолета, летчик должен был тратить много времени и внимания на вращение штурвальчика подъема или вы­пуска шасси, следя за правильностью укладки тросов в канавках шкива. Из-за отказа замков и складывания шасси при разбеге на взлете опыт­ный самолет ХАИ-1 потерпел аварию при государственных испытаниях. Испытатели отмечали также необходимость увеличения площади руля направления, высказали пожелание о снижении массы пустого самолета, естественно, не в ущерб прочности. По результатам государственных испытаний было сделано заключение о необходимости немедленно начать серийное производство самолетов ХАИ-1 и о возможности их эффектив­ного использования в гражданском воздушном флоте в качестве основ­ного типа пассажирского самолета.
Выявленные при государственных испытаниях недостатки были устра­нены на серийных самолетах ХАИ-1, выпуск-которых начался в 1934 г., сначала на авиазаводе в г. Горьком, а затем на Киевском авиационном заводе.
В конструкцию серийных самолетов ХАИ-1 внесли ряд улучшений: для увеличения скорости полета на двигатели М-22 установили кольцо Тауненда, улучшили систему вентиляции в пассажирской кабине, внут­реннюю поверхность кабины обшили фетром, что позволило снизить в ней уровень шума.

Тип самолета и год выпуска Тип и мощность двигателей, л. с. Число пассажи­ров + эки­паж Пло­щадь крыла, м2 Масса пустого самолета, кг Полетная масса, кг Максимальная (крейсерская)
скорость полета, км/ч
Локхид 9 ч Орион», 1931, США Пратт-Уитни чУосп», 550 6+1 27,32 1650 2630 363/282
ХАИ-1, октябрь 1932, СССР М-22; 480 6+ 1 34,5 1725 2600 292/227
ХАИ-1, серийный 1934, СССР М-22; 480 6+ 1 33,2 1630 2600 324/260
ХАИ-1, серийный 1937, СССР М-22; 480 5 + 1 33,17 1830 2700 313/255
Хейнкель Не-70 V-1, декабрь, 1932, Германия
Юнкере Ju-60b 1933, Германия BMW-VI, 750
BMW чХорнет», 600 5 +-1
6 + 2 36,5 35,0 2260 2100 3370 3100 362/326 283/240
Таблица 4
Основные данные первых советских пассажирских самолетов с убирающимся шасси
Несколько увеличили объем заданного багажника и на 95 кг умень­шили массу пустого самолета. На государственных испытаниях серий­ного самолета ХАИ-1 в ноябре 1934 г. летчиком С. И. Таборовским была достигнута максимальная скорость полета у земли, равная 324 км/ч (см. табл. 4), и дальность полета ИЗО км. В апреле 1935 г. самолет ХАИ-1 поступил на эксплуатационные испытания, и после их завершения
Скоростной пассажирский самолет ХАИ-1


в 1936 г. началась регулярная эксплуатация его на авиалиниях Москва — Симферополь и Москва — Харьков. Однако довольно скоро в эксплуата­ции были выявлены весьма существенные конструкторские и производст­венные недостатки: на одном из самолетов при взлете оторвалась консоль крыла, на другом при посадке подломилась стойка шасси. Серийное производство ХАИ-1 было временно приостановлено, и для устранения недостатков самолета на Киевском авиационном заводе был организован опытный конструкторский отдел (ОКО) во главе с В, К. Таировым, до этого работавшим заместителем Н. Н. Поликарпова. Конструкция ХАИ-1 была доработана, но усиление слабых мест привело к увеличению массы пус­того самолета почти на 200 кг, в связи с чем пассажировместимость самолета пришлось уменьшить с шести до пяти мест. После длительных заводских испытаний и нескольких скоростных дальних перелетов по трас­сам Аэрофлота, выполненных летчиками С. И. Таборовским и Р. И. Ка-прэеляном осенью 1937 г., которые подтвердили надежность конструкции усовершенствованного самолета ХАИ-1, его серийный выпуск возобновили. Всего за 1934—1937 гг. было построено 43 самолета, которые использо­вались для пассажирских и почтово-грузовых перевозок на различных воздушных линиях, в том числе и на такой протяженной воздушной трассе, как Москва — Минеральные Воды, вплоть до конца 1940 г.
Создание самолета ХАИ-1 оказало заметное влияние на дальнейшее совершенствование советских пассажирских самолетов для гражданского воздушного флота, развитие и все возрастающие масштабы которого в пер­вой половике 30-х годов потребовали наличия в нем самолетного парка, состоящего из более экономичных и скоростных самолетов, чем нахо­дившиеся в эксплуатации самолеты К-5, ПС-9, «Сталъ-2» и «Сталь-3».
В связи с этим в 1933—1934 гг. в Советском Союзе развернулись опытно-конструкторские работы по созданию нового поколения пассажир­ских самолетов: двухдвигательных самолетов на 10—12 пассажирских мест и меньших по размерам однодвигательных самолетов с вдвое меньшей пассажировместимостью. Определенное влияние на формирование пред­ставления о пассажирских самолетах нового поколения оказал открытый конкурс, организованный в начале 1934 г. Главным управлением ГВФ совместно с существовавшим в те годы Авиационным научно-инженерным обществом («Авнавнито»). Основной задачей конкурса являлась разра­ботка проектов пяти- и двадцатипятиместных скоростных самолетов с мак­симальной скоростью 400 — 450 км/ч, которые должны были проектиро­ваться в соответствии с впервые разработанным в Советском Союзе очень подробным техническим требованием, регламентировавшим как летно-тех
Рис. 7. Скоростные пассажирские самолеты:
/ — самолет ПС-89; 2 — самолет ПС-35; 3 — самолет «Сталь-7»
нические и эксплуатационные характеристики самолетов, так и параметры их пассажирских кабин, состав необходимого бортового оборудования.
Первым из серии опытных скоростных пассажирских самолетов весной 1935 г. на летные испытания поступил самолет ЗиГ-1, созданный по про­екту ранее работавшего в СССР французского инженера А. Лявиля на ре­монтном заводе ГВФ Jsfe 89 имени Гольцмана* (ЗиГ) под руководством А. В. Кулева. Самолет ЗиГ-1. выполнялся по схеме двухдвигательного свободнонесущего низкоплана с неубирающимися основными опорами шас­си, закрытыми обтекателями (рис. 7). Необходимость достижения макси­мальной скорости не менее 300 км/ч определила большое внимание раз-

А. И. Гольцман — первый начальник Главного управления ГВФ СССР, погиб в авиационной катастрофе осенью 1933 г. вместе с начальником Глававиапрома Наркомтяжмаша СССР П. И. Барановым.
работников самолета к плавности обводов фюзеляжа, форме фонаря кабины экипажа и гондол двигателей, места сопряжения крыла с фюзеляжем и обтекателей шасси с гондолами двигателей, качеству внешней поверх­ности самолета. Конструкция планера ЗиГ-1 — цельнометаллическая с гладкой работающей обшивкой и потайной клепкой на носках крыла. Крыло имело посадочные щитки, которые обеспечивали самолету поса­дочную скорость всего 95 км/ч. Экипаж ЗиГ-1 состоял из двух человек, а в пассажирской кабине устанавливались 12 кресел, имелись туалет и багажник. Два двигателя жидкостного охлаждения М-17ф размещались в гондолах с подвешенными под .ними «корзинками* водорадиаторов, спрофилированными в виде коротких туннелей для уменьшения их вред­ного сопротивления. При проектировании ЗиГ-1 большое внимание уделя­лось обеспечению горизонтального полета с одним отказавшим двигателем; для балансировки самолета при этом режиме в конструкцию рулей на­правления и высоты были введены триммеры.
Летные испытания ЗиГ-1 под управлением летчика Аблязовского — проходили успешно. С полетной массой 7200 кг самолет развил у земли максимальную скорость 284 км/ч, его практический потолок был равен 4400 м, а дальность полета —1300 км (табл. 5). Однако 15 декабря 1935 г. он потерпел катастрофу: при планировании на посадку на вы­соте около 50 м горизонтальное оперение сложилось, и самолет упал на землю. Предположительная причина катастрофы — бафтинг, но отмеча­лись и производственные дефекты в клепке стабилизатора [12]. Тем не менее работы по самолету были продолжены. На втором опытном самолете увеличили жесткость оперения, более тщательно сбалансировали рули высоты, выполнили различные доработки. Летные испытания второго опыт­ного самолета начались весной 1937 г., и после их успешного завершения было принято решение о постройке на заводе № 89 серии из шести машин этого типа, получивших обозначение ПС-89 (пассажирский самолет завода JM5 89). Регулярная эксплуатация самолетов началась в 1938 г. С полетной массой 6600 кг серийные ПС-89 развивали максимальную скорость 320 км/ч, а их крейсерская скорость, была равна 265 км/ч (см. табл. 5). Все семь самолетов ПС-89 (включая и второй опытный ЗиГ-1) эксплуатировались до лета 1941 г.; они налетали по нескольку тысяч часов и зарекомендовали себя простыми в управлении и надеж­ными.
Одновременно с созданием и доводкой опытных самолетов ЗиГ-1 в Са­молетном НИИ ГВФ и в КОСОС ЦАГИ разрабатывались еще более скоростные самолеты «Сталь-7» и АНТ-35 уже с полностью убирающимся шасси. Оба самолета имели примерно одинаковую пассажировмести-мость — 10 —12 мест, и рассчитывались на максимальную скорость 400 — 450 км/ч.

1
Тип самолета J и год выпуска |
1 Тип и мощность двигателей, л. с. Число пассажи ров if эки­паж Пло­щадь крыла,
М" Масса пустого самолета, кг г————1
, Полетная масса, кг Максимальная (крейсерская)
скорость полета, км/ч
1
ЗиГ-1, i 1935 г. , 2 X М-17Ф 2 X 500/730 12 + 2 72,0 5000 7200 284/244
ПС 89, i 1937 г. | 2 X М-17ф 2 X 500/730 12+2 72,0 4450 6600 320/265
«Сталь-7», | 1936 г. 1
1 2 X М-100 2x760 12 + 2 72.0 4800 7200 450
АНТ-35, 1936 г. | 2 х М-85 2 X 860 10 + 2 57,8 4710 6620 390/350
ПС-35, 1 1939 г. | 2 X М-62ИР 2 X 820/1000 10 + 2 57,8 5012 7000 372/346
ИС-84, j 1938 г. ! 2 X М-62ИР 2 X 820/1000 21 + 3 91,7 7283,9 10886,6 333/270
Основные данные двухдвигательных пассажирских самолетов второй половины 30-х годов
Таблица 5

P. Л. Бартинк (1897 1974)
Самолет 4Сталь-7» (см. рнс. 7), проект которого был утпержлен еще н 1934 г., создавался иод руконодстиом P. JL Бартини. Для этой машины им была применена весьма оригинальная схема днухдвигательного сво­боднонесущего ниаконлана с крылом типа «обратная чайка» и фюзеляжем с поперечным сечением и виде равнобедренного треугольника со скруг­ленными вершинами и нижним основанием, плавно переходящим л крыло. Двигатели жидкостного охлаждения М-100 с номинальной мощностью по 760 л. с. и предельно низкие стоики шасси, убиравшиеся в гондолы двигателей» устанавливались в сгибах крыла. Силовая конструкция пла­нера самолета — цельнометаллическая: фюзеляж - цсльнодюралевы.й по-лумонокок; ферменный сил оной каркас крыла и оперения выполнялся с помощью сварки нз стальных труб и фасонных профилен по типу примененных на самолете «Сталь 2>. Обшивка крыла и оперения была полотняной. В фюзеляже самолета могли комфортабельно разместиться 12'пассажиров. Экипаж самолета состоял из двух человек.
Заводские испытания самолета были начаты н конце 1936 г. летчи­ками Э. И. Шварцем, А. Б. Юмашевым, II. М. Стсфашшскнм. И. Ф. Пет­ровым. Самолет показал хорошие летные данные: его максимальная ско рость на расчетной высоте 3000 м достигала 450 км/ч (см. табл. 5),
Скоростной пассажирский самолет <Ст»ль-7»

а максимальная дальность полета при перегрузочной полетной массе 11000 кг оказалась равной 5000 км. Летчики отмечали хорошую устой­чивость и управляемость самолета, простые взлетно-посадочные свойства, способность выполнять полет с одним отказавшим двигателем. В связи с арестом Р. Л. Бартинн в январе 1938 г. работы по доводке самолет «Сталь-7» несколько замедлились и, кроме того, учитывая большую даль­ность полета самолета, в 1938 г. было принято решение рассматривать его прежде всего как прототип дальнего бомбардировщика, тем более, что еще при разработке проекта этого самолета Р. Л. Бартиии предус­мотрел возможность его использования для военных целей. В дальней­шем с опытного самолета было снято пассажирское оборудование и ус­тановлены дополнительные топливные баки.
На доработанной машине экипаж специалистов Самолетного НИИ ГВФ в составе командира корабля Н. П. Шебанова, второго летчика В. А. Мат­веева, бортрадиста Н. А. Байкузова 28 августа 1939 г. выполнил круго­вой беспосадочный перелет Москва — район Свердловска — Севастополь — Москва, преодолев расстояние 5068 км за 12 ч 31 мин со средней ско­ростью 404 км/ч. В то время такая скорость полета по замкнутому маршруту являлась мировым достижением. С использованием основных проектно-конструкторских решений, принятых для самолета «Сталь-7», был создан дальний бомбардировщик ДБ 240, строившийся серийно.
Одновременно с самолетом 4Сталь-7», начиная с 1935 г., снач в КОСОС ЦАГИ под общим руководством А. Н. Туполева, а с 1936 г. в конструкторском бюро А. А. Архангельского создавался скоростной пассажирский самолет АНТ-35, при проектировании которого главное внимание было уделено тому, чтобы по своим скоростям он не только не отставал от скоростей лучших американских самолетов того времени, но и превосходил их.
Самолет АНТ-35 (см. рис. 7) представлял собой двухдвигательныЙ цельнометаллический свободнонесущий иизкоплан с убирающимся шасси, в п рое ктно - констр укторс ки х решениях которого максимально использо­вался опыт создания скоростного бомбардировщика СБ. Стремление полу­чить большую скорость полета определило максимально возможное «об­жатие* размеров поперечного сечения фюзеляжа для уменьшения его ло­бового сопротивления, большое внимание конструкторов к местам сопря­жения отдельных агрегатов самолета между собой, к качеству внешней поверхности самолета и особенно его крыла путем применения потайной клепки и полировки обшивки. Для получения заданной посадочной ско рости 85 — 90 км/ч на задней кромке крыла самолета имелись посадочные щитки с электромеханическим приводом, отклонявшим их на посадке на угол 65°. Уборка и выпуск шасси осуществлялись электрогидравли-ческой системой, которая обеспечивала время уборки шасси ? гондолы двигателей всего за 19 с {13].
Мощность двух двигателей воздушного охлаждения М-85 по 860 л. с, установленных в капоты типа НАКА с регулируемой задней щелью, обес-
Скоростной пассажирский самолет ПС 35 (АНТ-35)

печнвала самолету не только горизонтальный полет при отказе одного из них. но и полет с набором высоты на одном двигателе при нор­мальном полетном весе самолета.
По сравнению с другими советскими серийными самолетами тех лет особенностью АНТ-35 являлось применение на нем новейшего пилотажно-навигадионного оборудования — автопилота, радиополукомпаса. На борту имелась и радиостанция, обеспечивавшая экипажу двухстороннюю радио­связь как с другими самолетами, находящимися в воздухе, так и с землей. Экипаж АНТ-35 состоял из двух человек. Пассажирская кабина само­лета была рассчитана на размещение 10 мягких кресел с откидными спинками. Внутренняя поверхность пассажирской кабины имела тепло-звукоизоляционную обивку, в самой кабине устанавливались общая и индивидуальная вентиляция, электроосвещение, в случае необходимости включалась система отопления. В хвостовой части фюзеляжа имелись буфет, туалетное и багажное помещения.
Первый полет АНТ-35 состоялся 20 августа 1936 г. под управлением летчика М. М. Громова. С нормальной полетной массой 6620 кг самолет развил максимальную скорость 390 км/ч на границе высотности двигателей (см. табл. 5). его дальность с нормальной коммерческой нагрузкой была равна 800 км, а максимальная дальность полета — 1500 км. Осенью 1936 г. самолет был продемонстрирован на 15-й авиационной выставке в Париже. Самолет АНТ-35 завоевал репутацию одного из самых скоростных пас­сажирских самолетов в мире; однако высота его пассажирской кабины была слишком мала —* ниже роста человека. Серийные самолеты АНТ-35, получившие обозначение ПС-35, выпускались с увеличенной на 150 мм высотой фюзеляжа и с новыми двигателями воздушного охлаждения М-62ИР, однотипных двигателям, применявшимся на самолете Дуглас DC-3, лицензия на серийное производство которого в СССР по рекомен­дации А. Н. Туполева уже была приобретена в США, Летно-техничес­кие характеристики серийных самолетов ПС-35 мало отличались от данных опытного самолета (см. табл. 5), и по своей максимальной скорости по-преж­нему соответствовали мировому уровню развития авиационной техники. Однако по сравнению с DC 3 самолет ПС-35 имел очень малую пасса-жировместимость, а масса его платной нагрузки была равна всего 1050 кг.
Дальнейшему развитию самолета ПС-35 — увеличению массы платной нагрузки путем повышения взлетной массы, препятствовали как ограни­чение по прочности основных стоек шасси, взятых с самолета СБ, так и небольшой диапазон эксплуатационных центровок самолетов ПС-35, рав­ный 24>5 — 28,5% САХ. В связи с этим серийное производство самолетов ПС-35 ограничили выпуском лишь 9 экземпляров, которые в конце 30-х го­
дов эксплуатировались в основном на международных воздушных линиях Москва — Прага, Москва — Стокгольм, а перед самой войной и на внут­ренних воздушных линиях небольшой протяженности как < скоростные экспрессы». Использовались эти самолеты и в годы Великой Отечествен­ной войны для выполнения различных транспортных задач.
Запланированное во второй пятилетке расширение сети местных воз­душных линий — «аэролиний второго класса» по терминологии того вре­мени — определило появление во второй половине 30-х годов нескольких типов опытных пассажирских самолетов, рассчитанных на перевозку че­тырех—шести пассажиров, их багажа, почты и небольшого количества попутных грузов. Первым из этих самолетов осенью 1936 г. вышел на лет­ные испытания скоростной почтово-пассажирский самолет -«Сталь-11», соз­данный под руководством А. И. Путилова и выполненный по схеме одно­двигательного низкоплана смешанной конструкции с убирающимся в цент­роплан шасси и мощными взлетно-посадочными закрылками на задней кромке крыла. Каркас крыла, фюзеляжа и оперения самолета выпол­нялись из нержавеющей стали, а обшивка их — из бакелитовой фанеры, наклеенной на фанерные полосы, приклепанные к полкам лонжеронов, нервюр, шпангоутов и стрингеров. Конструкция самолета получилась очень сложной в производстве. В фюзеляже самолета оборудовалась одномест­ная кабина летчика и четырехместный пассажирский салон. На самолете устанавливался один двигатель жидкостного охлаждения М-100А с номи­нальной мощностю 860 л. с. Во время летных испытаний с нормальной полетной массой 2700 кг «Сталь-11» развивал максимальную скорость у земли 430 км/ч (табл. 6). Было принято решение испытать его в ва­рианте скоростного разведчика, но затем работы были прекращены в связн с арестом А. И. Путилова.
Не был доведен до регулярной эксплуатации и свободнонесущий низ-коплан ОКО-1 с одним двигателем воздушного охлаждения М-25А мощ­ностью 750 л. с. и с неубирающимся тщательно закапотированным шасси, созданный под руководством В. К. Таирова. Конструкция самолета — деревянная с очень небольшим применением металла. Крыло самолета оборудовалось закрылками. Экипаж состоял из двух человек; в пасса­жирском салоне самолета устанавливались шесть кресел с откидными спинками. За пассажирским салоном в фюзеляже располагались туалет­ная комната и багажное отделение из расчета 20 кг груза на пассажира.

Тип самолета и год выпуса Тип и мощность двигателей, л. с. Число пассажи­ров 4- эки­паж Площадь крыла, м2 Масса пустого самолета, кг Полетная масса, кг Максимальная (крейсерская)
скорость полета, км/ч
чСталь-11», М 100А; 4+ 1 31,0 1830 2700 430/370
1936 г. 860


ОКО 1, М-25А; 6 + 2 35,1 2370 3500 347/310
1937 г. 750


РАФ 11, МГ-31; 6 + 1 30,0 2500 3720 289/257
1938 г. 2 X 300

РАФ-Нбис, МГ 31Ф; 8+ 1 30,0 2097 3000 294/254
1940 г. 2 X 330

САМ-14 мв 4; 4 + 1 21,86 765 1280 196
1939 г. 140

Таблица 6
Основные данные пассажирских самолетов для* местных воздушных линий второй половины 30-х годов
Заводские испытания ОКО-1 начались осенью 1937 г. По оценке лет­чика Ю. И. Пионтковского самолет легко отрывался от земли, быстро набирал высоту, в воздухе был устойчив и легко управляем. Испытатель отмечал удобство работы в кабине, хороший обзор из нее. С нормаль­ной полетной массой 3500 кг самолет имел максимальную скорость 347 км/ч на высоте 2600 м (см. табл. 6) и максимальную дальность полета с ис­пользованием дополнительных топливных баков — 1700 км при крейсерской скорости 310 км/ч. Государственные испытания ОКО-1 завершились летом 1938 г., но серийно этот самолет не строился.
В том же 1938 г. начались летные испытания шестиместного самолета РАФ-11, аналогичного по назначению самолетам «Сталь-II» и ОКО-1, но выполненного по двухдвигательной схеме. Он был создан под руко­водством А. Н. Рафаэлянца — главного инженера ремонтного завода ГВФ в подмосковном аэропорту «Быково» и представлял собой свободноне-сущий низкоплан с шасси, убирающимся в гондолы двигателей с помо­щью гидросистемы, дублируемой на случай отказа аварийной пневмо-системой. -Девятицилиндровые двигатели воздушного охлаждения МГ-31, созданные под руководством М. А. Косова, имели мощность по 300 л. с. Конструкция была цельнодеревянная: двухлонжеронное крыло и оперение обшивались полотном, а фюзеляж выполнялся в виде фанерного полу-монокока. Конструкция РАФ-11 оказалась несколько перетяжеленной — самолет поднимал всего 700 — 750 кг коммерческой нагрузки; его взлетно-посадочные данные не обеспечивали эксплуатацию машины на аэродро­мах местных воздушных линий. По результатам испытаний первой ма­шины в конструкцию второго опытного самолета РАФ-Ибис с более мощными двигателями МГ-31ф мощностью по 300 л. с. были внесены изменения, обеспечившие снижение массы пустого самолета и увеличение его коммерческой нагрузки до 903 кг. Максимальная скорость полета РАФ-Нбис возросла до 294 км/ч (см. табл. 6); по сравнению с первым самолетом сократились длина и, время разбега при взлете и пробега после посадки. В 1940 г. самолет прошел государственные испытания и был рекомендован к серийной постройке как восьмиместный пассажир­ский самолет для авиалиний второго класса. Однако серийное произ­водство его не удалось наладить до начала Великой Отечественной войны.
В 1939 г. под руководством А. С. Москалева по заданию ГВФ был роздан и небольшой самолет САМ-14, предназначенный для замены само­летов Я-6 (АИР-б). Он сохранил схему однодвигательного высокоплана с неубирающимся шасси, но крыло его было выполнено свободнонесущим без подкосов.
Конструкция САМ-14 выполнялась смешанной: фюзеляж — фермен­ный, от двигателя и до конца четырехместной пассажирской кабины обши­тый фанерой, а далее — полотном; крыло и оперение — деревянные с полот­няной обшивкой. На самолете устанавливался двигатель МВ-4 (советский вариант французского двигателя Рено) мощностью 140 л. с. Во время летных испытаний в ноябре 1939 г. и июле 1940 г. он показал лучшие по сравнению с Я-6 летные данные, но серийно не строился в связи с прекращением серийного производства двигателей типа MB из-за их неприспособленности к условиям эксплуатации в климатических условиях СССР.
Обобщая результаты опытно-конструкторских работ по созданию пас­сажирских самолетов в СССР во второй половине 30-х годов, следует отметить, что особенностью почти всех отечественных «скоростных» пас­сажирских самолетов являлся выбор их параметров прежде всего из ус­ловия обеспечения заданной, весьма высокой по тому времени максималь­ной скорости полета, которая при имевшихся тогда двигателях могла быть достигнута только ценой значительного ухудшения уровня комфорта пас­сажирских салонов, и почти на всех рассмотренных самолетах была принята минимальная, предельно обжатая площадь поперечного сечения фюзеляжа с малой (ниже среднего роста человека) высотой пассажирской кабины. Экономичность новых «скоростных» самолетов оставляла желать лучшего.
Результаты испытаний, а затем и опытной эксплуатации небольшой серии «скоростных» самолетов показали, что проектирование пассажир­ского самолета только по критерию максимальной скорости не обеспе­чивает получение параметров и летных данных, позволяющих достичь оптимального соотношения между противоречивыми требованиями безо­пасности полета и экономичности эксплуатации, высоким уровнем ком­форта и большой крейсерской скоростью, наименьшим расходом топлива.
Рис. 8. Самолет ПС-84

Требовалось продолжить теоретические и опытно-конструкторские ра­боты в этом направлении. Однако сложная международная обстановка, нарастание военной опасности со стороны фашистской Германии и мили­таристской Японии, загрузка всех основных опытно-конструкторских пред: приятии оборонной тематикой не позволяли уделить должного внимания созданию советских пассажирских самолетов новых типов. Было принято решение о закупке лицензии на производство пассажирского самолета Дуглас DC-3, созданного в США в 1935 г. Выполненный по схеме двух-двигательного свободнонесущего низкоплана с убирающимися в гондолы двигателей стойками шасси этот самолет при той же, что и у ПС-35,
Пассажирский самолет ПС-84 (Лн-2)
мощисчгги двигателей перевозил, хотя и с меньшей скоростью, вдвое боль­шую коммерческую нагрузку.
Геометрические и весовые параметры DC-3, мощность его силовой установки и летно-технические характеристики определились не сразу (рис. 8). Они постепенно уточнялись в процессе создания, испытания и эксплуатации его предшественников — пассажирских самолетов Дуглас DC-1 и DC-2. В конечном счете параметры самолета DC-3 были опре­делены на основе экономического критерия — главной задачей проектиро­вания этого самолета считалось достижение минимальной себестоимости пассажирских перевозок с обеспечением максимально возможной для того уровня развития авиационной техники безопасности полета и комфорта кабины.
Успеху DC-3 способствовали не только его оптимальные параметры и простота техники пилотирования, но и целый ряд технических нов­шеств в его конструкции, системах и оборудовании. Самолет оснащался наиболее совершенным в то время комплексом пилотажно навигационного и радиосвязного оборудования, автопилотом, системой автоматического регулирования шага воздушного винта в зависимости от режима полета, что позволяло наивыгоднейшим образом использовать мощность двига­телей. Он имел гидравлическую систему управления подъемом и выпуском шасси и закрылков, его просторная пассажирская кабина оборудовалась комфортабельными креслами, системой отопления и вентиляции. Конст­рукция планера самолета характеризовалась широким применением прес­сованных профилей, литья, штамповки. Она была полностью приспособ­лена к условиям крупносерийного производства на основе планово-шаб­лонного метода.
С 1939 г. самолет DC-3, в конструкцию которого коллективом кон­структоров во главе с В. М. Мясищевым, руководившим освоением про­изводства'этого самолета, были внесены изменения, связанные с некоторым повышением его прочности, применением отечественных материалов и оборудования, начинает эксплуатироваться в Аэрофлоте под обозначением ПС-84 (пассажирский самолет Химкинского завода .N? 84 имени В. П. Чка­лова, во время войны эвакуированного в Ташкент). Очень скоро он становится основным пассажирским самолетом магистральных авиалиний Аэрофлота.
Рассчитанный на перевозку 21 пассажира, самолет ПС-84 с нормальной полетной массой 10886 кг имел достаточно большую максимальную ско­рость полета, равную 333,5 км/ч (см. табл. 6) на высоте 1760 м, и прак тическую дальность полета 1412 км при полете на крейсерской скорости
на высоте 3000 м. С полетной массой 10000 кг самолет уверенно сбвер-шал полет с одним отказавшим двигателем, легко балансировался и устойчиво выполнял виражи вправо и влево, сохраняя заданный режим и высоту полета. Большой диапазон эксплуатационных центровок,равный 11 — 27% С АХ, обеспечивал нормальную, без отклонений в характеристиках устойчивости и управляемости эксплуатацию с самыми различными ва­риантами загрузки пассажирского салона [14].
С вводом в эксплуатацию самолетов ПС-84 значительно улучшились показатели регулярности движения самолетов по авиалиниям и их ком­мерческая загрузка, повысилась и экономическая эффективность граж­данского воздушного флота страны. К июню 1941 г. Аэрофлот имел в своем распоряжении 72 самолета ПС-84.


ЛИТЕРАТУРА
Вейгелин К. Е. Первые самолеты-гиганты.— Самолет, 1924, Мв 4—5.
Гражданская авиация СССР 1917 —1967 гг.— Транспорт, 1967.
Александров В. Л. Пассажирский самолет ЦАГИ. Тип А.К.1, 1925.
Туполев А. Н. Первый советский металлический самолет АНТ-2.— Самолет, 1924, № 8.
Самолеты ПМ-1, П-2.—Самолет, 1925, МЬ 8.
Пассажирский самолет чУВП».— Самолет, 1925, М» 12.
Техническое описание самолета К-5.— Харьковский авиазавод, 1933.
Пассажирский самолет К-1.— Самолет, 1925, № 11.
Пассажирский самолет К-5 с мотором М-15.— ОНТИ НКТП, Госмашиздат, 1933.

Авиация и химия, 1929, № 9.
Техническое описание самолета <Сталь-2». Под ред. инж. Ну-рова.— ОНТИ НКТП, Госмашметиздат, 1934.
Шавров В. Б. История конструкций самолетов в СССР до 1938 года.— М.: Машиностроение, 1969.
Архангельский А. А. Пассажирский самолет АНТ-35.— Самолет, 1937, № 4.
Техническое описание самолета ПС-84.— М.: Оборонгиз, 1941.


САМОЛЕТЫ ЛЕГКОМОТОРНОЙ АВИАЦИИ
Легкомоторные самолеты — наиболее динамичный в своем развитии тип летательных аппаратов. Конструктивная простота и небольшие раз­меры, характерные для машин этого типа, предопределяют низкие затраты на их разработку, производство и эксплуатацию и короткий цикл изго­товления. В 20-е — 30-е годы в СССР ежегодно выпускались десятки типов опытных и самодельных легкомоторных самолетов самых различных конструктивных схем. Из всего многообразия типов можно выделить само­леты следующего назначения: учебные,, тренировочные, многоцелевые, транспортные, боевые, рекордные, экспериментальные и любительские.
'Одним из основных назначений легкомоторных самолетов традици­онно считается первоначальное обучение летчиков. Первым советским легкомоторным самолетом стал учебный биплан П-1Убис А. А. Поро-ховщикова, созданный в 1920 г. Он имел схему многостоечного расча-лочного биплана с ферменно-расчалочной хвостовой частью фюзеляжа, что было типично для многих самолетов периода первой мировой войны. На самолете устанавливали ротативный двигатель чРон» мощностью в 80 л. с. Низкая энерговооруженность и низкая удельная нагрузка на крыло предопределили невысокие летные характеристики. Нерациональ­ность конструкции подобных аппаратов (<Вуазён>, «Кодронг», <Фарман> и др.) стала очевидной уже в ходе первой мировой войны, поэтому даже
Самолет У 2

для учебных самолетов стали применять фюзеляжные бипланы, наиболь­шее распространение среди которых в разных странах получил англий­ский самолет (первоначально разведчик) АВРО-504.
Поскольку в начале 20-х годов разработка советского учебного само­лета, отвечающего требованиям того времени, еще не представлялась возможной, было принято решение скопировать АВРО-504К. Под обозна­чением У-t (учебный первый) он выпускался н СССР с 1921 г. по 1931 г. Цельнодеревянный биплан оснащался ротатнвным двигателем М-2 мощ­ностью 120 л. с. советской постройки. К недостаткам У-1 можно отнести значительно усложненную технику пилотирования, обусловленную задней центровкой и тонким профилем крыла с заостренным носком. Ошибки летчика, как правило, приводили к авариям и катастрофам. Поэтому дальнейшее развитие учебных самолетов было связано в основном с упро­щением техники пилотирования.
Отражением этой тенденции в нашей стране стал самолет У-2, создан­ный Н. Н. Поликарповым в 1928 г. Это был один из первых самоле­тов полностью советской разработки, изготовленный из отечественных материалов. Специально для У-2 был разработан мотор М-11 мощ­ностью 100 л. с, который вплоть до начала 50-х годов был основным и практически единственным советским двигателем для легкомоторной авиации. По летно-техническнм данным У-2 не превосходил У-1, однако в технике пилотирования он был предельно прост, легко выполнял фигуры высшего пилотажа, без затруднений выходил из штопора, даже грубые ошибки летчиков обычно не приводили к катастрофам. Именно эти ка­чества обеспечили успех У-2, который стал самым массовым легкомо­торным самолетом в истории отечественной авиации и эксплуатировался более 35 лет.
В 20-е —30-е годы учебная авиация в своем развитии, как правило, отслеживала тенденции развития боевой авиации. В начале 30-х годов появились Первые советские скоростные истребители-монопланы. Соответ­ственно командованием военно-воздушных сил (ВВС) была поставлена задача создать учебный моноплан, более скоростной, чем У-2. Разра­ботка нового самолета велась на конкурсной основе, что способствовало сокращению сроков, повышению качества работ и созданию самолета с наилучшими летными данными. Кроме того, конкурс способствовал активизации творческих сил молодых конструкторов, которыми была соз-

Учебно тренировочный самолет УТ-2

дана целая серия удачных опытных образцов учебных самолетов. В ре­зультате конкурса в серийное производство был запущен УТ-2 А. С. Яков­лева, ^гому самолету предшествовали двухместные свободной ее у щне мо­нопланы АИР-9, АИР-9бис, АИР-10 и самолет .N-? 20 также конструкции
A. С. Яковлева, что позволило достаточно четко отработать концепцию се-
рийного учебно-тренировочного моноплана. УТ-2 имел простейшую цель-
нодерсвянную конструкцию, выполненную из самых распространенных
материалов, на нем был установлен двигатель М-11Г мощностью 110 л. с.
УТ-2 строился серийно с 1937 г. по 1944 г. и до 1948 г. являлся ос-
новным учебным самолетом в летных школах ВВС.
С целью улучшения штопорных характеристик в 1941 г. был создан самолет УТ-2М. на котором было применено крыло с небольшой стре­ловидностью по передней кромке, вертикальное оперение увеличенной площади, центровка была смещена вперед. Логичным продолжением УТ-2 стал Як 18— цельнометаллический самолет с убирающимся шасси, соз­данный в 1946 г., который но всем геометрическим параметрам и аэро­динамическим характеристикам практически повторял УТ-2 выпуска 1937 г.
В 30-х годах ряд вполне удачных учебных самолетов был разра­ботан В. К. Грибовским (Г 15, Г 20, Г-21), В. В. Никитиным (НВ 5, У-5), К. А. Калининым (К-10) н другими конструкторами, однако серийно эти машины не строились. Технический анализ показывает, что легко-моторные самолеты А. С. Яковлева в 30-х годах в аэродинамическом, конструктивном и технологическом отношении были более совершенны.
Наряду с выпуском одномоторных учебных самолетов в 30-е годы неоднократно предпринимались попытки создать двухмоторные учебно-тренировочные самолеты, предназначенные для подготовки экипажей двух­моторных бомбардировщиков. Среди машин этого класса можно отмстить КАИ-1, созданный в Казанском авиационном институте в 1935 г., Г-27
B. К. Грибовского (1939 г.). УТ-3 А. С. Яковлева (1937 г.), который
был выпущен небольшой серией. Однако эта концепция в СССР развития
не получила ни в довоенные, ни в послевоенные годы.
В то же время довольно широкое распространение в военно-воздуш­ных силах получили одноместные тренировочные самолеты (учебно-тре­нировочные истребители, как их тогда называли), хотя серийно выпускался только самолет УТ-1 (учебно-треннровочный одноместный). Он представлял собой летательный аппарат минимально возможных размеров и веса, ос-


Учебно-тренировочный одноместный самолет УТ-1

пашенный двигателем М-11, Самолет обладал высоким запасом прочности, позволив]ним выполнять любые фигуры высшего пилотажа. Конструкция крыла была двухлонжсронпой целыюлсрсвяиной с фанерной обшивкой; фюзеляж - сварной ферменной конструкции из стальных труб, обшивался полотном, оперение — нодкосно-расчалочнос, шасси — избирающееся. Этот тип конструкции дошел до наших дней и сейчас широко приме­няется на спортивно-пилотажных и любительских самолетах.
УТ-1 был довольно сложным в пилотировании, впрочем, это вполне отвечало требованиям подготовки летчиков для И-16, считавшегося одним из самых сложных п пилотировании серийных истребителей. УТ-1 воору­жались пулеметами Ш.КЛС для отработки наныхоп стрельбы но воздуш­ным целям.
УТ-1 получил дальнейшее развитие в самолетах ЛИ Р-18, ЛИР-21, УТ 21, Як-5 Л. С. Яковлена, Г 28 В. К. Грнбонского, НВ-1, НВ-2, УТИ-5, УТИ-6 В. В. Никитина. Ни один ид этих самолетов серийно не строился. Лучшими нз них были АИР-21 и УТ-21 с шестицилиндровым мотором МВ-6 мощностью 220 л. с. Размеры их были такими же, как у УТ-1. Максимальная скорость АИР-21 достигала 320 км/ч.
В 1946 г. на базе истребителя Як-3 был разработан и выпускался серийно двухместный иоенно-тренировочный самолет Як-11 с двигателем АШ-21. Он применялся н летных школах ВВС и аэроклубах ДОСААФ до появления реактивных учебно-тренировочных самолетов.
Легкомоторные самолеты, как правило, предназначались для многоце­левого применения. Появление многоцелевых легкомоторных самолетов в конце 20-х голов было связано с интересами интенсивно развивавше­гося народного хозяйства. Наиболее ярким примером легкого многоце­левого самолета можно считать У-2 (По-2). Создававшийся как учебный, этот самолет впоследствии применялся для перевозки пассажиров и мел­ких грузов, для наблюдения за лесными массивами и линиями электро­передач, для аэрофотосъемки, использовался в санитарной авиации, а в годы Великой Отечественной поймы был трансформирован в У-2ВС — легкий ночной бомбардировщик.
Надо отметить, что самолет У-2 имел далеко не самые рациональ­ные размеры и геометрические пропорции, бипланнал коробка значительно затрудняла обзор н из передней, и из задней кабины, доступ в кабины был неудобен, а их полезный объем невелик. Поэтому в начале 30-х го-

дов получила распространение более рациональная схема легкого много­целевого самолета — подкосный моноплан с высоким расположением кры­ла и кабиной автомобильного типа.
Одним из первых советских самолетов такого типа стал АИР-5 А. С. Яковлева. Несмотря на то, что четырехместный самолет имел дере­вянное крыло и ферменный фюзеляж из стальных труб с полотняной обшивкой, его нельзя считать устаревшим даже в наши дни. Применение таких простейших самолетов в народном хозяйстве страны даже в 80-х — 90-х годах могло бы дать большой экономический эффект. В США в нас­тоящее время эксплуатируется более 100 тысяч самолетов такого типа.
Установленный на АИР-5 американский двигатель «Райт» мощностью 200 л. с. в больших количествах не закупался, что не позволило в 1931 г. наладить производство самолета. В 1932 г. А. С. Яковлевым был разра­ботан двухместный самолет меньших размеров такой же схемы — АИР-6 с двигателем М-11. Он выпускался в больших количествах и стал первым серийным самолетом А. С. Яковлева. Несколько позже был налажен серийный выпуск цельнодеревянных подкосных высокопланов САМ-5 и САМ-5бис С- А. Москалева и цельнометаллических стальных чСталь-2». Последний был пятиместным, оснащался мотором в 300 л. с. и обладал весьма высокими летными данными. Эти самолеты сыграли заметную роль в развитии отечественной легкомоторной авиации, хотя строились сравнительно небольшими сериями в основном из-за сложности и много-дельности стальной конструкции и нехватки двигателей.
В 1945 г. был разработан и запущен в серию самолет Як-10 — четырех­местный подкосный высокоплан с двигателем М-11ФМ мощностью 145 л. с. Энерговооруженность его была достаточно низкой, а механизация крыла сравнительно примитивной, поэтому и взлетно-посадочные характеристики оказались невысокими. В 1947 г. этот самолет был модернизирован и под названием Як-12 выпускался много лет. В 1940 г. в СССР была попытка скопировать немецкий легкомоторный самолет чШторх» укоро­ченного взлета и посадки. Его копия, названная OKA-38 «Аист», раз­рабатывалась под руководством О. К. Антонова. Однако самолет не полу­чил развития из-за неудачи с серийным выпуском мотора МВ-6, под ко­торый он был рассчитан.
Распространение получила еще одна схема легкомоторного многоце­левого самолета — свободнонесущий моноплан с низким расположением крыла. Самолеты такой схемы считаются более скоростными и более комфортабельными, хотя они менее удобны для перевозки грузов и наблю­дения за земной поверхностью. Такие самолеты впервые появились в на­чале 30-х годов в США, Англии, Франции и предназначались для лич­ного пользования v В СССР в 30-е годы было создано несколько типов таких самолетов, например, АИР-11 (1936 г.) и АИР-16 (1937 г.) А. С. Яков­лева, чАнито-1» Н. Г. Нурова и С. А. Элибекяна (1934 г.), АТ-1, соз­данный в Московском авиационном техникуме в 1935 г., САМ-10 и САМ-10бис -С. А. Москалева (1938 г.), ЛК-1, построенный в Ленин­граде (1933 г.), Як-13 (1944 г.). Серийно все эти самолеты не строились.
Особое место среди советских легкомоторных самолетов многоцеле­вого применения занимает амфибия Ш-2, созданная В. Б. Шавровым. В 30-е годы на Севере и в Сибири, наверное, не было более популяр­ного самолета. Прототип этого самолета (Ш-1) был разработан и пост­роен В. Б. Шавровым, Тогда еще конструктором-любителем, в 1928 г. в ленинградской квартире автора на средства Осоавиахима. Испытания проводились в Ленинграде в Гребном порту. Летом 1928 г. на Ш-1 был выполнен перелет в Москву, где амфибию показали начальнику ВВС П. И. Баранову, который сразу же оценил ее перспективность для на­родного хозяйства. По его приказу были проведены государственные испытания Ш-1, затем несколько улучшенная и увеличенная в разме­рах амфибия была запущена в серийное производство. При этом импорт­ный мотор в 85 л. с. был заменен отечественным М-11, и самолет стал уже не двухместным, а трехместным и получил название Ш-2. Это был


Легконогорный транспортный самолет Ще-2
цсльнодсрсвянный самолет с фюзеляжем-лодкой, оборудованный подъем­ным сухопутным шасси, благодаря чему он мог садиться на сушу и воду; в зимнее время колеса заменялись лыжами. Первый серийный Ш-2 появился в 1932 г.; выпускался он более 10 лет, были построены сотни экземпляров, которые эксплуатировались вплоть до 196-4 г. Ш-2 исполь­зовался для перевозки мелких грузов, оперативной свяли, наблюдения за лесными массивами н дорогами, линиями электропередач. Широкое применение нашел его санитарный оариант. К сожалению, н послевоен шыс годы легкомоторные самолеты, н том числе и Ш-2, были вытеснены вертолетами, которые подорожали настолько, что стали совершенно не­доступными для многих отраслей народного хозяйства.
В годы Великой Отечествен ной войны проблема снабжении фронтовых частей к партизанских отрядов привела к решению создать легкомотор­ную транспортную авиацию. Устаревшие бипланы У 2 и Р-5 не могли в полной мере решить эту :галачу. поэтому с начала войны в срочном порядке был разработан $1к-6. Он оснащался двумя двигателями М-11ф мощностью но 140 л. с. и мог перевозить до 450 кг "груда. Самолет имел простейшую цслыюлерсвянную конструкцию, что позволило в 1942 г. наладить его серийный выпуск.
В 1943 г. был выпущен еще одни легкомоторный транспортный само­лет— Ще-2 А. Я. Щербакова. При тех же, что и па Як 6, двигателях он имел значительно большие размеры крыла н по сути был мотопла­нером. Летно технические характеристики его были гораздо ниже, чем у Як-6, но зато грузоподъемность повысилась почти нлвое. Самолет Ще-2 строился серийно.
В годы войны активизировались работы по созданию босных легко моторных самолетов. Хороню известен военный вариант самолета У 2. Кроме того, был разработан опытный вариант УТ-2 - УТ-2МВ, рассчи­танный па 200 кг бомбовой нагрузки, а также боевой вариант Як-6-Як-бНББ (ночной ближний бомбардировщик). Самолет мог нести 500 кг бомб, имел убирающееся шасси н пулемет ШКАС для самообороны, ио серийно не выпускался. Проблему создания легкомоторного бомбар­дировщика не позволила решить ограниченная мощность двигателей. По той же причине не удался и легкомоторный двухдвигательный бро­нированный штурмовик 4Пегас» Д. Л. Томашеннча.
Здесь необходимо отмстить, что долгие годы советская легкомотор ная авиация базировалась в основном только на двигателе М-11. Этот пятнтдилиндровый звездообразный мотор воздушного охлаждения в разных вариантах имел мощность от 100 до 165 л. с. Более мощные двигатели, например, МГ-И, МГ-31, М-12 в довоенные годы широкого распростра­нения так и не получили. Выпуск лицензионных рядных моторов «Рено» мощностью от 140 до 220 л. с. наладить не удалось. Только п начале
50-х годов в СССР появился более мощный мотор М 14, который, нре терпев ряд изменений, выпускается до сих пор.


Экспериментальный самолет «Утка»
Однако несмотря на хроническое отставание в двнгатслестросннн и острый дефицит материалов, в СССР в 30-с годы создавались самолеты с уникальными летными данными. Достаточно вспомнить сверхлегкий по современной терминологии самолет «Буревестник» В. П. Нсндачина, ос­нащенный мотором всего в 18 л. е., на котором в 1927 г. были установ­лены рекорды высоты (4950 м) и скорости (140 км/ч). Эти достижения и в паши дни кажутся значительными. Столь же значительные рекорды были установлены на самолетах АИР-1, АИР-3. АИР-12, УТ-1, УТ-2, Г-22, Г-23бис, САМ 5-2бис и АИР-б в гидроварианте.
Простота конструкции и низкая стоимость легкомоторных самолетов позволяют использовать их для быстрой проверки технических идеи. Экс­периментальные легкомоторные самолеты сыграли заметную роль в раз­витии советской авиации.
На легкимоторных самолетах неоднократно выполнялись исследова­ния перспективных аэродинамических схем. Так, в 1935 г. П. Д. Грушни н Московском авиационном институте построил авиетку «Октябренок» н выполнил полный комплекс ее аэродинамических исследований. С мо­тором в 18 л. с. авиетка развивала скорость 115 км/ч и имела широкий диапазон допустимых центровок, что было явным свидетельством преи­муществ этой аэродинамической компоновки, получившей название «тандем».
Не менее успешными и значительными были испытания «утки» МнГ-8 и 1945 г. Самолет оснащался двигателем М-11 с толкающим воздушным винтом, имел стреловидное крыло с килями-шайбами на его концах.
Начиная с 1935 г. на легкомоторных самолетах В, К. Грибовского, Н. Н. Поликарпова, А. С. Яковлева отрабатывались силовые установки на базе автомобильного двигателя ГАЗ-М-1. Несмотря на хорошие ре­зультаты экспериментов, работы были остановлены. Однако и дальнейшем время показало жизнеспособность этого направления развития легкомо­торной авиации. Преимуществом самолетов с автомобильными двигате­лями является более низкая их стоимость и меньшие затраты на экс­плуатацию.
С использованием легкомоторных самолетов в 30-е годы в СССР выполнялись самые разнообразные исследования. В 1934 г. И. В. Чет­вериковым была построена оригинальная двухместная складная летающая лодка СПЛ, предназначенная для размещения на подводной лодке. В 1940 г. па самолете УТ-2 впервые были проведены исследования шас­
си на воздушной подушке, к этой идее в СССР и за границей верну-
лись в 60-х — 70-х годах. л, fe|
Десятки успешно летавших самолетов, в том числе и эксперимент \ тальных, в 20-е — 30-е годы в СССР были построены конструкторамШк любителями. Именно с любительской постройки легкомоторных самолетов^ начинали свою творческую деятельность многие советские генеральные и главные конструкторы, ведущие специалисты авиационной промышлен­ности. Классическим примером может служить творческий путь А. С. Яков­лева, который в 1924 г. построил свой первый самодельный планер в школь­ном кружке, в 1927 г. создал самодельный самолет АИР-1, затем еще целую серию по сути дела самодельных самолетов, один из которых в конце-концов был запущен в серийное производство. Через летающие г, самоделки в большую авиацию пришли'С. П. Королев, А. И. Микоян, СВ. Ильюшин, О. К. Антонов, В. К. Грибовский, П. Д. Грушин и мно­гие, многие другие. В 30-е годы самодельные самолеты принимали учас­тие в перелетах и соревнованиях, использовались в народном хозяйстве, многие из них послужили прототипами серийных самолетов.
Подводя итог, необходимо отметить, что в 20-е — 30-е годы совет-" . екая легкомоторная авиация, несмотря на недостаток материалов, двига­телей, оборудования, бурно развивалась по всем возможным направлениям, были созданы сотни легких самолетов самых разнообразных схем, не ус­тупавших, а в чем-то и превосходивших зарубежные аналоги, эффективно работали десятки КБ и конструкторских групп. В истории развития со­ветской легкомоторной авиации тех лет можно выделить следующие периоды:
1917 — 1927 гг. — создание научно-инженерной и технологической базы для развития отечественной легкой авиации, развитие массового авйа- . моделизма и планеризма, выпуск отдельных легких самолетов по образцу > зарубежных прототипов;
1927 — 1937 гг. — период наиболее интенсивного развитця советской легкомоторной авиации, развитие массового авиационного спорта, внед­рение легких самолетов в различные сферы народного хозяйства;
1937 — 1941 гг.—замедление темпов развития отечественной легкой авиации на фоне массового производства нескольких типов широко из­вестных самолетов.
1941—1945 гг. — резкое сокращение опытно-конструкторских работ иf постепенное сосредоточение их в ОКБ fl. С. Яковлева.
Опыт развития советской легкомоторной авиации в довоенный пе­риод дает множество исторических примеров, не потерявших своей ак­туальности и в наши дни.
ВЕРТОЛЕТЫ. АВТОЖИРЫ
К началу 20-х годов стало очевидно, что создание винтокрылого аппарата под силу только крупным научным и конструкторским коллек­тивам, опирающимся на мощную теоретическую, экспериментальную и производственную базы и имеющим государственную поддержку. Базой для становления советского вертолетостроения и автожиростроения стал ЦАГИ, в' котором с 1923 г. были сосредоточены основные работы в этой области. Продолжателями этих работ с 1940 г. стали ОКБ 3 И. П. Бра-тухина и завод винтовых летательных аппаратов, возглавлявшийся Н. И. Камовым.
В начале 20-х годов Б. Н. Юрьев разрабатывал проекты восьми-винтового вертолета [1] и несущего винта с реактивным приводом [2]. Под его руководством Н. П. Лесникова в ЦАГИ в 1923—1924 гг. выпол­нила аэродинамические, весовые и прочностные расчеты проектов верто­летов [3]. Однако начать систематические исследования по вертолетной тематике в ЦАГИ удалось только в 1925 г., когда в основном была закончена постройка аэродинамических труб и лабораторий.
В мае 1925 г. А. М. Изаксон начал экспериментальные исследования работы несущего винта на различных режимах [5; 6; 71. В конце 1926 г.* в экспериментально-аэродинамическом отделе ЦАГИ образовалась спе­циальная вертолетная группа «Г», непосредственным руководителем ко­торой был назначен А. М. Черемухин. Общее руководство всей работой, наметка планов и направлений исследований осуществлялись Б. Н. Юрь­евым [8, с. 7 — 12; 9].
В начале 1927 г. после обсуждения представленных Б. Н. Юрьевым различных схем вертолетов были выбраны три схемы, казавшиеся наи­более рациональными и названные «фаворитами». Были выполнены эс­кизное проектирование, весовой и аэродинамический расчеты их.
Первым «фаворитом» был выбран двухвинтовой вертолет поперечной схемы, продольное и путевое управление на котором предполагалось до­стигать посредством хвостовых рулевых винтов. Однако расчеты показали, что запас подъемной силы несущих винтов недостаточен, и разработку вертолета приостановили.
Второй «фаворит» представлял собой тяжелый многовинтовой военно-транспортный вертолет, образуемый соединением восьми независимых вин­томоторных групп — «элементов». Продольно-поперечное управление пред­полагалось достигать дифференциальным изменением тяги винтов, а пу­тевое— управляемыми поверхностями в индуктивном потоке винтов. В 1928 г. во дворе ЦАГИ был построен специальный эксперименталь­ный стенд для предварительного исследования совместной работы двух натурных «элементов» [8, с. 14; 9; 11; 12].
Для третьего «фаворита» выбрали одновинтовую схему. В отличие от схемы, разработанной Б. Н. Юрьевым в 1911 г.*, на нем с целью обеспечения симметрии на взлете и уменьшения взаимовлияния каналов управления вместо одного рулевого винта были установлены четыре: попарно спереди и сзади [9; 13]. В дальнейшем предполагалось перед­нюю консоль с двумя рулевыми винтами снять и вернуться к класси­ческой схеме [14, с. 474]. Для продольно-поперечного управления и балан сировки предусматривался автомат перекоса. Выбор данной схемы для конца 20-х годов был достаточно смелым, так как хотя одновинтовые вертолеты и строились в то время за рубежом довольно часто, но схему с рулевыми винтами использовали редко, так же как автомат перекоса, который хотя и получил к тому времени признание, но эффективность его была еще очень низкой из-за недостаточного конструктивного и ки­нематического совершенства. Было принято решение исследовать его на на­турном стенде, построенном для испытаний винтомоторных групп много­винтового вертолета. В процессе испытаний на стенде в 1928—1929 гг. были измерены тяга и потребная мощность на винте, изучено влияние земли, проверена эффективность работы автомата перекоса, трансмиссии, систем двигателя, исследован и ряд других вопросов [8, с. 14 —16]. Столь комплексные стендовые исследования работы вертолетной винтомоторной группы был и. проведены впервые в мире.
В конце 1928 г. Б. Н. Юрьев ушел из ЦАГИ. Вертолетная группа была переименована в секцию особых конструкций экспериментально-аэродинамического отдела ЦАГИ. Начальник секции А. М. Черемухин принял решение прекратить работы по восьмивинтовому гиганту, а все внимание сосредоточить на одновинтовом вертолете. Началось тщательное проектирование частей и деталей конструкции вертолета. Лопасти несущего винта жестко крепились к втулке. Имелся только осевой шарнир для изменения угла установки лопастей. При разработке вертолета соблюдал­ся строгий весовой контроль. Для уменьшения веса фюзеляж выполнили без обшивки.
В июле 1930 г. экспериментальный вертолет ЦАГИ 1лЭА был собран на опытном заводе ЦАГИ и вскоре переправлен на Ухтомский аэрод­ром под Москвой. Первоначально были проведены испытания вертолета на привязи, в процессе которых А. М. Черемухин получил первые на­выки пилотирования. Сентябрьской ночью 1930 г. первый советский вер-

Об этом см. [10].


Вертолет ЦАГИ 1-ЭА на испытаниях
толет под управлением А. М- Черемухина совершил первый свободный полет. По отзывам участников испытаний «...геликоптер надежно и безот­казно летал...» [8, с. 26].
В 1930—1934 гг, на вертолете ЦАГИ 1-ЭА была проведена широкая программа летных испытаний [8% с, 29—30; 9\. Вертолет продемонстри­ровал все качества, присущие летательным аппаратам этого типа: верти­кальный взлет и посадку, висение, развороты иа месте, поступательные перемещения в любом направлении. Всего на вертолете ЦАГИ 1-ЭА было выполнено 39 свободных полетов и 15 небольших подлетов. В процессе испытаний в конструкцию были внесены необходимые изменения. Многие достигнутые в мировом вертолетостроении успехи были перекрыты: в по­лете 14 августа 1932 г. А. М. Черемухин поднялся на высоту 605 м, более чем в 33 раза перекрыв официальный рекорд высоты 115J. Эта высота была преодолена только в 1937 г. А. М. Черемухин в процессе всех летных испытаний ЦАГИ 1-ЭА оставался не только главным конструк­тором, но и практически бессменным летчиком-испытателем. Иногда его подменял С. А. Корзинщиков. В конце 1931 г. руководителем, секции особых конструкций был назначен А. М. Изаксон, А. М. Черемухин стал его заместителем.
Однако несмотря на все достижения ЦАГИ 1-ЭА имел ряд недостат­ков: задняя центровка и недостаточный запас управления ограничивали скорость поступательного полета; в ходе испытаний вертолет при сниже­нии попадал в вихревое кольцо и терял управляемость; кинематика авто­мата перекоса была несовершенна; нагрузки на ручках управления были большие* поэтому управление вертолетом было очень сложным. В своих воспоминаниях А. М. Черемухин писал: «...Сначала это (управление — В, М.) представляло большие затруднения, так как я чувствовал себя на аппаоате, как на острие иглы. Потом выработалась некоторая при­вычка к этой особенности аппарата и навыки, позволившие вести лет­ные испытания...» J15).
В 1933 г. был собран дублер ЦАГИ 1-ЭА, в конструкцию которого на основании результатов испытаний первого экземпляра был внесен ряд изменений, но в свободный полет он не был выпущен, так как было ре­шено установить на нем несущий винт полностью новой конструкции. На основании мирового опыта постройки винтокрылых летательных ап­паратов, собственного опыта разработки автожиров и результатов экспе­риментальных исследований было решено с целью повышения пилотаж­ных характеристик вертолета н снижения нагрузок заменить жесткое креп­ление лопастей на шарнирное. Однако возникали опасения, что автомат перекоса потеряет работоспособность при шарнирном креплении лопастей
несущего винта. Функциональное совершенство автомата перекоса было еще невысоким. Большие опасения вызвала потеря управляемости при попадании в вихревое кольцо [16; 17]. Было принято решение создать специальный комбинированный несущий винт, состоящий как бы из двух винтов разного диаметра с различными функциями. Три лопасти большого диаметра (12 м) имели крепление посредством горизонтального шарнира и мо^ли изменять свой общий шаг. Они, таким образом, предназначались для создания подъемной силы и управления ее значением. Три лопасти меньшего диаметра (7,8 м) имели лишь осевой шарнир, были соединены с автоматом перекоса и предназначались для продольно-поперечного уп­равления вертолетом. Эти лопасти не предназначались для создания боль­шой подъемной силы и были установлены с малым углом, что должно было позволить избежать срыва и сохранить управляемость.
Такой шестилопастной несущий винт, разработанный под руководством И. П. Братухина, в июле 1933 г. был установлен на ЦАГИ 3-ЭА, кото­рый был переименован в ЦАГИ 5-ЭА. Новый вертолет был подвергнут всесторонним летным испытаниям, в первую очередь с целью сравнения его пилотажных характеристик с характеристиками ЦАГИ 1-ЭА; имевшим жесткие крепление лопастей несущего винта. В результате испытаний было установлено их существенное улучшение [11; 15; 18].
В одном из полетов 1934 г. на высоте 10—12 м отвалилась одна из «несущих» лопастей. А. М. Черемухин с трудом посадил машину. Был сделан вывод о необходимости введения в конструкцию крепления лопастей несущего винта вертикальных шарниров для преодоления мо­ментов, вызываемых кориолисовыми силами в плоскости вращения винта. Испытания вертолета ЦАГИ 5-ЭА продолжались до начала 1936 г. Было совершено под управлением А. М. Черемухина 26 свободных полетов и 8 подлетов. Недостаточный ресурс двигателей и отсутствие запасных двигателей ограничили продолжительность испытания вертолета [8, с. 40 — 44; 11; 15; 19].
В результате успешных испытаний ЦАГИ 1-ЭА и 5-ЭА уже в 1934 г. появилась идея создать вертолет, более пригодный для практиче­ского применения. Вместо опробованной перспективной схемы одно­винтового «чистого» вертолета с рулевыми винтами предпочли выбрать принципиально новую схему. Вертолет ЦАГИ 11-ЭА проектировался в со­ответствии с модной тогда концепцией «геликожира» (геликоптера — авто­жира), т. е. винтокрылого летательного аппарата, способного взлетать и садиться по-вертолетному, а горизонтальный полет осуществлять как автожир на авторотирующем винте. Кроме того, подобно крылатым авто­жирам, новый аппарат должен был иметь крыло. Предполагалось, что такая схема позволит достичь в соответствии с требованиями заказчиков скоростей, близких к самолетным.
На крыле по бокам фюзеляжа были установлены два тянущих про­пеллера, которые приводились от установленного в носу фюзеляжа дви­гателя и предназначались для создания пропульсивной силы в горизон­тальном полете, а также для путевого управления и балансировки реак­тивного момента несущего винта на висении, взлете и посадке. Несущий винт имел конструкцию, аналогичную опробованной на ЦАГИ 5-ЭА. По взлетной массе ЦАГИ. 11-ЭА значительно превосходил все построенные до того времени вертолеты.
В середине 1936 г. первый в мире винтокрыл ЦАГИ 11-ЭА, раз­работанный под руководством И. П. Братухина, был собран и перевезен на Ухтомский аэродром. Начались его наземные испытания. Винтокрыл оказался перетяжеленным, а расход мощности на рулевые винты — за­вышенным по сравнению с расчетным. Малая весовая отдача вообще характерна для схемы винтокрыла, поэтому было решено заменить само­летное крыло с пропеллером на более легкие фермы с далеко вынесен­ными рулевыми винтами вертолета ЦАГИ 1-ЭА.
Лишь в декабре 1939 г. аппарат, получивший наименование ЦАГИ 11-ЭА ПВ (пропульсивный вариант), вернулся на аэродром и в октябре 1940 г. он наконец поднялся в воздух под управлением Д. И. Савель-


Винтокрыл ЦАГИ 11-ЭА
ева, Началась война, и при эвакуации ЦАГИ И ЭА ИВ был разобран 18, с. 44 - 48; II; 18}.
ЦАГИ 11 ЭА ГШ стал последним вертолетом, разработанным н пост­роенным в ЦАГИ, За 1926 -1939 гг. было построено и испытано три вертолета. Полеты ЦАГИ 1-ЭА были ныдакнцнмся событием в истории мирового нсртолстрстроення. Ныла доказана возможность строить н СССР винтокрылые аппараты, по ряду показателей превосходящие зарубежные.
Обзор работ но вертолетам и СССР в предносимые годы был бы неполным, если не упомянут!» о еще двух попытках создания работа-способных аппаратов. В 30-е годы сотрудник Всесоюзного элсктротсх нического института А. Г. Иоснфьяи разрабатывал вертолеты с электро двигателями. В то время существовала концепция так называемого «при вязкого» вертолета, предполаганшая способность его и течение длительного времени неподвижно ннссть в воздухе н качестве пункта наблюдения и корректировки или радиоантенны. Электропитание подавалось к двигателям С земли. После опытов с моделями Л. Г. Иосифьян построил в 1933-1935 гг. два малоразмерных вертолета двухвинтовой соосной схемы. В 1937 г. был построен вертолет, имевший одновинтовую схему с при­водом несущего винта от электродвигателей с пропеллерами, установлен­ными на концах лопастей. Пустой вертолет совершал небольшие подлеты, и во время одной из посадок сломался. В 1941 г. группе А. Г. Иосифьяна был передан вертолет ЦАГИ 5 ЭА, у которого два двигателя М-2 заменили днумя электродвигателями. Было совершено несколько небольших под­летов, но испытания были прерваны из-за начавшейся войны [20, с. 411 — 413).
В 1932 г. по рекомендации Коминтерна » Научно-исследовательском институте гражданского воздушного флота была предоставлена возмож­ность итальянскому конструктору В. Изакко построить вертолет, несущий винт которого приводился во вращение двигателями с пропеллерами, раз­мещенными но концам лопастей. Вертолеты подобного типа В. Изакко пытался ранее безуспешно построить но Франции и в Великобритании. В 1935 г. гигантский (см. табл. 1) по тому времени вертолет был построен. При первых запусках двигателя повторились все присущие такой схеме недостатки. Работы были прекращены, а В, Изакко выслан из СССР.
В октябре 1928 г. молодые инженеры Н. И. Камой и М. К. Скржин скин приступили к разработке первого в стране автожира За основу были
Т а б л
Вертолеты

г Год Схема Число мест Масса, кг взлетная Силовая установка Мощность, л. с. Диаметр винта,м Макси­мальная скорость, км/ч Потолок, м статический 11 »

пустого

Число лопастей
динамический
1930 эдновинт. 1 1145/982 Рон 2X120 11/4 21 605/— 1
1933 — < — 1 1145/982 Рон 2X120 11/4 <Г/-
1933 — 4 — 1 1210/1047 Рон 2X120 12/6 20 40/40 1
1936 эдновинт. винто­крыл. 2 2600/— Сертисс 1570 630 15,4/6 <Г/-
1 1938 эдновинт. 2 2250/— <ертисс 1570 630 15,4/6 50-60 50/50
1935 эдновинт. Вельнера 6 3600/2720 дх
«Джипси» Райт J-6 4X120 300 24,4/4 0/-
1933 соосн. 0 28/— электрич. 0,52 квт 1,8/3 <i7-
1935 соосн. 0 электрич. 25—30 квт 6/3
1937 эдновинт. Вельнера 1 320/— электрич. 3x8 квт 11/3 <Г/-
1941 поперечи. 2 2050/1760 МВ-6 2X220 7/3 115 150/—
1944 — < — 2 2300/1880 МГ-31 Ф 2X330 7/3 150 700/3000
1945 — 4 — 2 2550/2195 Пратт-Уитни R-985 2x450 7/3 160 600/2500
1947 — 4 — 2 3002/2364 АИ-26ГР 2x500 7,7/3 148 —/2400
[спытания на привязи.

Табл
Автожиры

ир Год Тип Число мест Масса, кг взлетная Силовая установка Диаметр ротора, м
Число лопастей Скорость, км/ч максимальная Пото­лок, м Даль­ность, Про дол-житель Ра
Пр

<<

стр. 3
(всего 4)

СОДЕРЖАНИЕ

>>