Самолеты мира 2000 04

2000 №4(24)

Елена АСТАХОВА

«Жар-птица» конструктора Калинина

Трагическая судьба талантливого авиаконструктора Константина Алексеевича Калинина и его знаменитые самолеты серии «К» будут еще долго привлекать к себе внимание людей, интересующихся историей. Гибель в годы сталинских репрессий одного из замечательных представителей технической элиты страны отразилась, без сомнения, на путях развития отечественной авиации. Об этом уже много говорилось.

Мы вспомним один из летательных аппаратов, разработанный конструкторским коллективом под руководством К.А. Калинина в 1930-х годах – экспериментальный самолет необычной бесхвостой схемы К-12.

В соответствии с новой военной доктриной, предусматривающей модернизацию ВВС РККА, к февралю 1931 г. НИИ ВВС разработало тактико-технические требования для перспективного многоцелевого «войскового» самолета. Проектирование и строительство машины под индексом ВС-2 поручили Харьковскому заводу опытного самолетостроения (ХАЗОСС), который возглавлял Калинин.

При решении такой сложной инженерной задач сотрудники КБ показали себя технически зрелыми специалистами. В апреле 1933 г. был готов первый эскизный проект будущего самолета в трех вариантах, которые разрабатывались под три различных двигателя: М-22, М-49 и М-52. Последний вариант самолета по схеме приближался к бесхвостому. Но из-за наличия вынесенного горизонтального оперения, расположенного близко к фюзеляжу, его называли короткохвостым.

После рассмотрения в НИИ ВВС проект ВС-2 не приняли из-за недостаточно полного о'бъема представленного материала и увеличенной (по сравнению с техническим заданием) нагрузки самолета. Согласовали со штабом ВВС лишь схему летательного аппарата – «летающее крыло». В ее будущее Калинин убежденно верил и полагал, что «самолет без хвоста имеет много преимуществ перед обычным самолетом. При военном применении он особенно ценен своей маневренностью и возможностью огневой защиты».

Возражения вызвало применение мотора М-52. Поданным ЦАГИ, предлагаемый вариант мотора планом опытного строительства не был предусмотрен. Кроме того, имевшая место при испытании М-52 поломка картера (один из его дефектов) требовала переделки проекта самого мотора и задерживала его выпуск. Для подстраховки на случай неготовности мотора М-52 к выпуску самолета ВС-2 конструктору предписывалось произвести расчеты под моторы М-22 и М-58.

В то время и у нас, и за рубежом идея создания «летающего крыла» привлекала только очень смелых конструкторов. Начальник ЦКБ ЦАГИ С.Н.Ильюшин докладывает в мае 1933 г. в ГУАП: «Самолеты подобной схемы на опыте не проверены. Подобного рода поперечное управление (элероны, вынесенные поверх крыла) имеется на американском самолете «Нортроп-Гама», сделанное в комбинации с закрылками типа «Цапа». Каких-либо сведений об управляемости этого самолета нет.

Продувки, произведенные в ЦАГИ при аэродинамических исследованиях, показывают очень низкую эффективность конструкции подобных элеронов. По аналогии с указанными продувками можно ожидать ухудшения эффективности горизонтального оперения, расположенного под обрезом задней кромки.

ЦКБ считает, что самолет подобной конструкции является сугубо экспериментальным, и поэтому сразу строить самолет большого тоннажа (4-5 т) нецелесообразно. Необходимо провести продувки в аэродинамической трубе, и в случае благоприятных результатов построить самолет с мотором в 75-100 л.с. для опытной проверки».

Бомбардировщик ВС-2 (К-12) на аэродроме НИИ ВВС (1937 г.)

ВС-2 с мотором М-22

ВС-2 (К-12) с мотором М-49

ВС-2 (К-12) с мотором М-52

В сентябре 1933 г. ХАЗОСС предъявил второй эскизный проект самолета К-12 (ВС-2). В материалах отчетов НИИ ВВС записано следующее: «Эскизный проект самолета К.А.Калинина представляет собой свободно несущий двухмоторный моноплан с близко расположенным к крылу горизонтальным оперением и является типом «летающее крыло».

Моторы расположены по бокам фюзеляжа в передней кромке крыла. Моторные коки вытянуты поперек всего крыла и в задней части схватывают ферму с двумя костыльными колесами, сверху которых установлены стойки, служащие креплением и осью вращения килей. Средняя часть моторного кока используется как обтекатель для убирающегося в полете шасси.

Однолонжеронный стабилизатор, состоящий из двух половин, крепится к задней части фюзеляжа, оканчивающегося вблизи задней кромки крыла.

Крылья в средней части прямоугольной формы, консоли по бокам моторов имеют форму трапеции со скосом передней кромки назад. Задняя кромка является продолжением центроплана.

Элероны расположены над крылом. По концам крыла установлены шайбы, служащие в то же время и рулями поворота. Для уменьшения посадочной скорости применяется клапан типа «Нортроп», расположенный по задней кромке крыла вдоль всего размаха.

Вдоль передней кромки трапециевидной части крыльев расположены предкрылки, разделенные по размаху на две части: крайние автоматические и внутренние управляемые.

В нижней поверхности крыла вписаны маленькие крылья, которые в ХА-ЗОССе называют «подкрылками». При посадке эти «подкрылки» по воле пилота выпадают из контура крыла и устанавливаются в наивыгоднейшем положении, увеличивая несущую поверхность на 15-20 процентов.

Материал конструкции: прямоугольная часть крыльев центроплана состоит из двух лонжеронов, выполненных из хромомолибденовой стали, и стальных нервюр. Передняя часть центроплана (от передней кромки до переднего лонжерона) и задняя часть центроплана (от задней кромки до заднего лонжерона) выполняются из дюраля или электрона. Полотняная обшивка в местах около моторов и фюзеляжа покрывается электронными или дюралевыми дорожками.

Трапециевидные части крыльев двухлонжеронной конструкции предполагаются из дерева. Обшивка – фанера. Вертикальные и горизонтальное оперение и элероны выполняются из стальных труб и обшиваются полотном.

Фюзеляж овальной формы из труб, обтянут полотном, башни для стрелков обшиты электроном или дюралем.

Шесть бензиновых баков расположены в центре по обе стороны от моторов.

Места экипажа и бензиновых баков могут быть покрыты съемной броней.

Шасси разнесено, убирается в полете. Колеса низкого давления («дутики») с тормозами. Иной амортизации, кроме колес, шасси не имеет. На зимнее время устанавливается другое шасси, не убирающееся в полете и с масляной амортизацией.

В гражданском варианте самолет вмещает 11 пассажиров, в почтовом варианте – шесть. Разобранный на части самолет можно перевозить по железной дороге.

Выбор геометрических соотношений в самолете ничем не оправдан. Подбор оперения также не оправдан, статические коэффициенты не приведены, продувки не делались. Например, площадь горизонтального оперения составляет 13,8% от площади крыла. Этот процент является средним для самолетов нормальной длины (где доходит до 15-15,5%), но проектируемый самолет имеет очень короткий хвост.

Пассажирский самолет К-12 (11-местный) с мотором М-22

Размещение грузов в почтово-пассажирском (6-местном) самолете К-12 с мотором М-22

При подборе не указана серия винтов, которой пользовались при расчетах. Результатов проверки достаточности высоты профиля (с точки зрения прочности) также не представлено. Данные о продувке крыла или самолета в проектной документации отсутствуют.

Введение в конструкцию крыла предкрылков, клапана типа «Нортроп», подкрылков, шайб, разрезного профиля нигде не отражено в представленном аэродинамическом расчете. Даже посадочная скорость определена по обычной формуле. Зачем вводить все эти конструктивные усовершенствования, если диапазон скоростей (58-80 км/ч) предлагается как для обычного самолета?

От самолета требуется, чтобы он не «штопорил». Для этого конструктор использует предкрылки, шайбы с рулями поворота на концах крыльев, сильное V поперечное стабилизатора (вопрос о затенении хвоста в представленной схеме не решался). Но исследования самих профилей на штопорные свойства не представлены.

При учете лобовых сопротивлений не учтено сопротивление дыр в коках (о закрытии которых после убирания колес нигде не говорится). Сводки лобовых сопротивлений для зимних условий, когда шасси не будет убираться, не составлены.

Вопрос о перенесении радиаторов к мотору в его кок не рассматривается, а это существенно улучшит крыло и уменьшит «лоб».

Центровка самолета произведена на общий вес 3986 кг, который не соответствует полетному весу в 4200 кг, указанному в специальной весовой характеристике и принятому в аэродинамическом расчете.

Очевидно, надо считаться с тем весом, на который произведены представленные аэродинамические расчеты. Но тогда не ясно, почему при общем полетном весе 4200 кг полезная нагрузка взята 800 кг, тогда как по техническим требованиям она должна быть равна 627 кг, т.е. меньше на 173 кг.

Принятый в центровке при полетном весе 3986 кг запас бензина в 800 кг сохранен и при заявленном полетном весе 4200 кг (с включением в это количество масла). Однако объяснение необходимости такого количества бензина нигде не представлено.

Таким образом, вес бензина на самолете для мотора М-22 должен быть 550 кг, а не 800 кг. При постановке мотора М-52 потребный вес горючего будет еще меньше, так как моторы водяного охлаждения расходуют горючего на силу в час меньше, чем моторы воздушного охлаждения. Кроме того, мощность М-52 не превышает мощность мотора М-22.

В центровке самолета на вес 3986 кг не принят во внимание вес масла. Если предполагать, что он входит в вес горючего, то про горючее сказано, что оно располагается в центре тяжести самолета, тогда как масло обычно располагается вблизи от мотора. Считая необходимое количество масла в 10% от бензина, получаем, что на самолете необходимо иметь 55-60 кг масла. Таким образом, вес всей нагрузки на самолете должен быть равен. 1237 кг. В проекте же принят вес 1600 кг, что превышает требуемый техническими условиями на 363 кг. Следовательно, полетный вес самолета, заявленный разработчиком не верен – он преувеличен.

Предъявленная центровка самолета выполнена неудовлетворительно, так как произведена только с мотором М- 22. Центровка с моторами М-52 не представлена. Но они должны быть различными, т.к. положение веса М-52 может не совпадать с положением веса М-22 (кроме того, при М-52 прибавляются вес воды и радиаторов).

Вес шасси намечен чрезвычайно большим. В силу особенностей конструкции и схемы самолет имеет большой вес костыля (в данном случае – костыльных колес) и к ним дополнительных ферм, что в сумме дает вес костыльного приспособления в 100 кг. Тогда как в нормальной схеме для самолета такого тоннажа вес костыля должен быть в пределах 6-10 кг.

Вес крыла намечен в хороших пределах нормы.

Вес винтомоторной группы велик. Он составляет 25,5% полетного веса и 40,8% веса пустого самолета, чего мы не встречаем в уже имеющихся самолетах. Таким образом, данная схема самолета является благоприятной с тактической точки зрения, но в весовом отношении не оправдывается. Постановка двух дополнительных полуфюзеляжей для крепления костыля и оперения и убирания шасси увеличила вес шасси и костыля, не оказав влияния на снижение веса оперения, фюзеляжа, винтомоторной группы или крыла.

Произведенный анализ весов отдельных элементов, показывает, что следовало бы уменьшить предположенный вес конструкции на 170-220 кг.

При посадке самолета и на рулежке нижний край конца хвоста самолета отстоит от линии земли всего на расстояние 160 мм. Поэтому задний стрелок будет страдать от ударов об неровную поверхность земли при посадке-в случае небольшого «передира» машины летчиком.

Зимой самолет, проваливаясь в рыхлый снег, будет задним концом фюзеляжа забирать снег и тащить его валунами перед собой, что сильно затруднит взлет. При полетах же по твердому снегу задний стрелок опять будет страдать от ударов, потому что высота препятствий зимой встречается до 250 мм.

Конец хвостов коков костыльных колес отстоит от линии земли при рулежке на 80 мм. В этом случае ко всем перечисленным эксплуатационным неудобствам можно уверенно добавить неизбежность поломки.

Малый угол крена шайб влечет за собою не только неудобство эксплуатации и поломку концов крыльев, но и как следствие последнего, возможную аварию. По нашим нормам требуется угол крена в 10°, а по наименьшим американским нормам – не менее 6°.

Материал конструкции, указанный в технических требованиях – дерево. В проекте предлагается центроплан из хромомолибденовых труб, а консоли выполняются из дерева. Обшивка деревянных консолей фанерой исключает использование самолета в крайних северных и южных районах СССР и хранение его под открытым небом.

Обшивка полотном тоже малопригодна для самолетов, хранящихся вне помещения. Но она легко ремонтируется и заменяется, поскольку не участвует в силовой схеме крыла (в противовес фанере, обшивку из которой обыкновенно заставляют работать).

Применение хромомолибдена в конструкции центроплана взамен дерева оправдывается своеобразной схемой самолета и применением машины на низких высотах, когда неизбежны прострелы.

Введение дерева в консоли крыла оправдывается дешевизной материала, легкостью ремонта и разъемностью частей крыльев, требующейся для перевозки по железной дороге.

Обшивка полотном всей машины является наиболее целесообразной.

При этом необходимо ввести дюралевые покрытия (дорожки) для хождения по крылу около моторов, бензиновых и масляных баков, около фюзеляжа.

Технические требования по защите экипажа при полете, поняты, видимо, конструктором, как защита экипажа в положении самолета «на спине». Поскольку для этой цели в самолете введены усиления – скрытая в обтекателе головы пилота пирамидка и мощные стойки килей.

Защита же переднего стрелка от повреждений во время закрытия капота не предусмотрена.

В эксплуатации шасси часто случается, что сегодня используют колеса, завтра – лыжи, а затем опять на колесах. При перелетах же из одного пояса в другой смена лыж на колеса и обратно необходима в кратчайшее время.

В проекте предлагается колесное шасси без амортизации благодаря применению колес-«дутиков». А для лыж предлагается иметь в запасе другое шасси с амортизацией и в случае надобности в замене колес на лыжи переставлять шасси.

Но для смены шасси необходимо, как известно, вывешивать самолет на специальных кранах, подставках, домкратах или других приспособлениях, что требует много времени и сил.

Необходимо в конструкции шасси иметь амортизацию и нормальные колеса, так как «дутики» обладают рядом недостатков. Так, их прострел приводит к аварии; длина втулки колеса вдвое превышает обычную, поэтому имеющая нормальную длину втулки лыжа без соответствующих добавочных приспособлений установлена быть не может.

Постановка двух костыльных колес вместо одного неудобна в эксплуатации, потому что трудно обеспечивать одновременный поворот обеих колес на нужные радиусы (кстати сказать, различные для обоих колес). Особенно это скажется зимой, когда одна из лыж, не успев повернуться, перекосится и сломается.

Следовало бы сделать одно костыльное колесо, поместив его сзади второго стрелка, что одновременно предохраняло бы заднего стрелка от ударов о землю.

Велик угол капотажа в 32°, самолету будет трудно оторвать хвост при разбеге и легко заворачивать в конце пробега. Следует уменьшить до 20 градусов.

При установке моторов М-22 на схеме показано, что коки после моторов неоправданно продолжаются через все крыло не только понизу, но и поверху. Следует в этом случае кок поверху вести по мере надобности – примерно так, как это сделано на модели самолета ВС-2 с моторами М-52.

Необходимо дополнить технические требования в части назначения и методов применения самолета ВС-2. К ним относятся:

– разведка (визуальная фотографическая) в интересах войскового командования – как объектов непосредственно на поле боя, так и в оперативном тылу противника;

– поддержание связи между отдельными войсковыми соединениями и их штабами, также между элементами боевого порядка, на марше, в разведке и бою;

– в исключительных случаях использование для разведки целей в интересах Полярной авиации и усиление последней в случаях выполнения его задач в интересах войскового командования;

– полет, как правило, одиночными самолетами;

– выполнение задач днем и ночью и в затруднительных метеорологических условиях;

– работа (взлет и посадка) со слабо оборудованных площадок ограниченных размеров;

– самостоятельная оборона в полете от воздушного противника, обеспечивающая уход под защиту наземных средств ПВО.

При затруднительных метеорологических условиях или при выполнении специальных задач высота полета может быть снижена до 200 метров.

Следует также отметить, что необходимо обеспечить обзор нижней полусферы из кабины переднего летнаба путем остекления части пола в кабине.

Размещение и пользование 3-й огневой точки для стрельбы под хвост следует при данной схеме сделать для переднего стрелка.

В гражданском варианте следовало бы сделать нос и хвост фюзеляжа другими, а именно бутафорией, дающей хорошее обтекание и обзор летчику вперед. Для этого надо нос и хвост фюзеляжа делать разъемными, которые при мобилизации будут немедленно заменены другими, утвержденными по схеме военного варианта ВС-2.

Для центровки не в военном варианте это будет даже лучше».

Далее следуют выводы:

«Представленный аэродинамический расчет сделан на полетный вес 4200 кг, а самолет должен весить примерно 3430 кг, следовательно, представленные летные данные не верны.

Нагрузка принята в проекте 1600 кг, а должна быть 1237 кг.

Аэродинамический расчет самолета ВС-2 для моторов М-22 и М-52 сделан на один и тот же вес, что не выявляет действительного эффекта от применения того или иного мотора.

Посадочная скорость, определенная при данной схеме самолета в 82 км/ч должна быть получена в пределах 56- 60 км/ч, что требует обязательного подтверждении продувкой.

Продувок модели самолета или крыла не представлено, и аэродинамическая схема самолета ничем не оправдана.

Определение длины разбега и пробега, а также расчета виражей и полета на одном моторе не представлено.

Конструктор отказался от нормального расположения руля высоты и стабилизатора (на продолжении хорды) и с целью уменьшения посадочной скорости применил клапаны типа «Нортроп». Однако при отгибе клапана для уменьшения посадочной скорости, в целях балансировки самолета, вероятно, придется увеличивать отклонение стабилизатора, что поведет к повышению скорости. Поэтому без специальной продувки совершенно не ясен вопрос как о целесообразности вынесения элеронов и стабилизатора из контура крыла, как и об эффективности устанавливаемых клапанов. Продувок модели, характеризующих устойчивость самолета, не представлено.

Летных данных самолета зимой, когда шасси не будет убираться, не представлено.

Центровка самолета сделана на другой вес (3986 кг), чем принятый для аэродинамического расчета (4200 кг). Разбивка весов по центровке не сходится с весами отдельных элементов, указанных по весовой характеристике.

В весовом отношении предложения схема «летающее крыло» неоправданна, вес конструкции преувеличен.

В эксплуатационном отношении в представленной схеме рассматриваются как нерациональные: малое расстояние от земли конца хвоста фюзеляжа, концов коков костылей, концов шайб; применение шасси без амортизации и колес-«дутиков»; применение обшивки консолей из фанеры; большой угол капотажа.

Представленная центровка самолета с моторами М-22 показывает, что при разных боевых положениях экипажа центровка колеблется от 33,91% до 34,4% максимальной хорды. Бомбы расположены в центре тяжести самолета, что сложно учесть при расчете очередности сбрасывания бомб. При выпущенных шасси центр тяжести передвигается вперед.

Вес полезной нагрузки для самолета с моторами М-22 больше, чем заданный техническими требованиями (656-627 кг). Это объясняется тем, что в проекте для заднего и переднего стрелков приняты одинаковые веса. А в технических требованиях дается для переднего стрелка два пулемета ШКАС, а для заднего – один. Вес аэронавигационного оборудования не учтен. Отношение веса полной нагрузки к полетному весу достаточное».

Отмечалось, что вес крыла, фюзеляжа и шасси выдержан в хороших пределах. Вес оперения большой из-за своеобразной схемы самолета, и снижение его невозможно ввиду необходимости иметь достаточную жесткость. Вес винтомоторной группы велик по сравнению с другими многомоторными самолетами. Но учитывая, что дается малая нагрузка на 1 л.с., его следует сравнивать с истребителями.

Вес горючего принят в 545 кг. Никаких расчетов потребности в горючем для заданной технической дальности полета самолета не представлено.

В части разбега и пробега поставленные тактико-технические требования оказались выполнимы.

Расчетные данные продольной устойчивости для планирующего и моторного полетов не были обеспечены результатами продувок на продольную устойчивость самолета, хотя при данной схеме самолета это необходимо. Специалисты ЦАГИ предлагали самолет рассчитать по новым нормам прочности. По их мнению, принятое расположение переднего и заднего лонжеронов – на 39% и 84% хорды соответственно – не будет пригодным с точки зрения веса крыла.

Крепление стабилизатора отличалось оригинальностью и новизной. Однако требовалось предусмотреть не только возникновение вибраций, но и возможность поломки оперения в воздухе – за счет деформации частей самолета, входящих в силовую схему крепления оперения.

По тактико-техническим требованиям дается калибр бомб 8, 10, 15, 50, 82, 100 кг. Бомбы калибра 8,10 и 15 кг должны быть взяты из расчета на общий вес 300 кг бомб, а бомбы калибра 50, 82 и 100 кг -на общий вес 500 кг. Загрузка производилась на балках КД-1 или КД-2, которые могли быть установлены одновременно.Таким образом, смысл применения 8-кг бомб отпадает, поскольку их берется столько же, сколько и 10-кг бомб и в тех же пределах бомбовой нагрузки. Со стороны главного инженера по вооружению ЦКБ оценка была положительной.

В части убирания и опускания шасси рекомендовалось учесть опыт создания ХАИ-1, когда-либо не работали стопора, либо сигнализация – самолет несколько раз из-за этого попадал в аварии. Так же необходимо учесть в конструкции возможность быстрого опускания в случае вынужденной посадки с малой высоты полета.

Защиту экипажа самолета при закрытом капоте признали неудовлетворительной: передний стрелок в положении самолета «свеча» при ударе на нос не защищен, возможность легкого выпрыгивания летчика на парашюте не предусмотрена.

Концы шайб, в сравнении с первым эскизном проектом, значительно подняты. Это допускало (в положении при рулежке) крен самолета в 7 градусов, что было ниже имеющихся норм. Но с данным углом пришлось согласиться, учитывая оригинальность схемы самолета.

В целях сравнения летных качеств самолета ВС-2 с другими имеющимися в тот период самолетами приводятся следующие данные:

Из этого сравнения видно, что ВС-2

М-22 значительно превосходит самолет Р-5 и стоит на одном уровне с И- 5. Учитывая, что в момент внедрения в серию самолета ВС-2 М-22, истребитель И-5 уже будет заменен истребителем И-14 или И-15, специалисты отмечали все же, что и тогда ВС-2 будет в лучшем соотношении с И-14, чем сейчас Р-5 с И-5. Это говорило в пользу самолета ВС-2, летные данные которого в проекте значительно повысились против заданных тактико-технических требований – благодаря установке моторов М-22 взамен М-52 (задержавшегося с выпуском).

Предполагалось, что самолет может быть с успехом использован в гражданском варианте как имеющий хорошее соотношение нагрузки, увеличенный запас прочности и высокие летные данные. В гражданском варианте самолет может быть приспособлен в качестве почтового самолета для размещения 6 пассажиров и почты. При замене съемных коков фюзеляжа при том же весе самолета можно получить пассажирский вариант, рассчитанный на 11 пассажиров и контролера.

В материалах отчета о рассмотрении второго варианта эскизного проекта бомбардировщика ВС-2 (К-12), датированном 2 октября 1933 г. сказано следующее:

«Представленный ХАЗОСС эскизный проект самолета с двумя моторами М-22 утвердить – за исключением размерности и расположения оперения и элеронов, которые требуют дополнительных продувок модели самолета.

Постановку моторов М-22 на самолет ВС-2 считать временной, до выхода на эксплуатацию моторов М-52, установления которых на самолет необходимо предусмотреть.

При предъявлении самолета на госиспытания должен быть предъявлены вместе с ним и лыжи с внутренней амортизацией, предлагаемые ХАЗОСС для зимней эксплуатации самолета».

ВС-2 М-22

Р-5

И-5

И-14

Vo мах, км/ч

286

215

286

315

— на Н=3000

293

204

259

342

Время, мин.

— Н=3000

5,44

16,6

5,5

4,35

— Н=5000

11.2

40,4

11,5

7

Оборудование передней кабины

Оборудование задней кабины

Схема размещения бомб в КД-1 и КД-2

Еще один вывод, сделанный в отчете от 29 октября 1933 г.:

«Проект самолета ВС-2 представляет собой соединение многих малоисследованных нововведений: например, бесхвостое крыло, накрыльные элероны, клапаны, боковые шайбы, расположенные над крылом элероны, предкрылки крайние, автоматические внутренние и управляемые. Не имея опытных данных по работе этих нововведений по отдельности, невозможно судить о работе их в совокупности.

Использованная схема подсказывает, что аэродинамических выгод данный самолет иметь не может. Сохранены все части нормальной машины: фюзеляж, оперение, имеющее увеличенную площадь, а также добавляются над- крыльные элероны, дающие добавочное сопротивление.

Ожидать уменьшения веса ВС-2 не приходится, потому что грузы размещаются в центральной части – как в обычных самолетах.

Самым существенным в самолетах подобного типа являются вопросы устойчивости и посадки. Кривые продувки устойчивости показывают большую чувствительность самолета к изменению центра тяжести. Ненормальность работы горизонтального оперения можно объяснить его расположением.

На основании изложенного полагаем, что (как указывалось в предыдущим заключении), необходим ряд обстоятельных продувок модели с целью выяснения работы и взаимодействия отдельных агрегатов.

Еще раз подтверждаем, что данный самолет можно строить как сугубо экспериментальный в малых размерах, отстраняя вопрос о постройке большого самолета, а тем более серии».

В заключительном документе, подписанном начальником ЦКБ ЦАГИ С.Н.Ильюшиным, говорится:

«Представленный конструктором Калининым и разработанный ХАЗОСС эскизный проект самолета ВС-2 с мотором М-22 утверждается, за исключением расположения оперения и элеронов. В результате рассмотрения проекта констатирую, что схема «летающее крыло» является наиболее целесообразной как обеспечивающая наилучший обзор и обстрел.

В части расположения оперения и элеронов проект не может быть утвержден, т.к. отказ от нормального для «летающих крыльев» расположения руля высоты и стабилизатора (на продолжении хорды крыла) принят с целью понижения посадочной скорости путем установки вдоль задней кромки крыла клапана типа «Нортроп». При отгибе клапана придется для балансировки самолета отклонить в обратную сторону стабилизатор, что будет повышать посадочную скорость. Без специальной продувки, подтверждающей выгодность применения клапанов указанного типа, совершенно не ясным является вопрос о целесообразности вынесения элеронов и стабилизатора из контура крыла.

При вынесенных оперении и элеронах, без продувок, одними расчетами не может быть освещен сколько-нибудь надежно вопрос затенения горизонтального оперения и потребного отклонения рулей для балансировки самолета.

Расположение органов управления ВС-2 резко отличается от построенных у нас и за границей «летающих крыльев» и требует продувочного или хотя бы расчетного обоснования.

На основании всего вышеизложенного в предъявленном виде боевая схема самолета утверждена быть не может. Необходима ее доработка под нагрузки, заданные техническими требованиями к самолету, с обоснованием и расчетом выгодности принятой конструктором схемы расположения органов управления».

Для того, чтобы проверить все теоретические расчеты, Калинин решил построить не просто продувочную модель, а настоящий летающий цельно- деревянный планер-аналог самолета ВС-2 в масштабе 1:2. Летчик В.О.Борисов совершил на нем около ста полетов, исследуя в реальных условиях различные режимы.

Перевод опытной части ХАЗОСС в Воронеж повлиял и на судьбу «бесхвостки». Закладка машины на стапеля задержалась, и только в начале 1936 г. опытный цех приступил к сборке реального самолета. В июле 1936-го самолет К-12 выкатили на летное поле, и летчик Борисов впервые поднял его в небо. Полеты по программе заводских испытаний проводил также Борисов. Широкой общественности самолет, раскрашенный под сказочную «Жар-птицу» был представлен на параде в честь праздника Военно-воздушных сил СССР 18 августа 1937 г. В это время К-12 проходил государственные испытания в НИИ ВВС.

Ответственными исполнителями назначили ведущего инженера военинженера 3-го ранга Самарина, ведущего летчика (от завода) Борисова, инженера военинженер 3-го ранга Нерсисяна, тактика капитана Шаурова, ведущего техника Андросову.

Целью испытания было выявить лет- но-тактические свойства самолета ВС- 2 2М-22, имеющего схему «летающее крыло», изучить его характеристики устойчивости и управляемости.

Самолет ВС-2 2М-22 имел общий налет 33 часа за 62 полета, в том же числе 12 часов – за 16 испытательных полетов в НИИ ВВС.

В материалов отчетов говорилось следующее:

«Испытания показали, что нагрузка с ручки управления снимается до нуля тримером на всех режимах полета. С брошенной ручкой самолета продольно неустойчив, так как при всех центровках характер изменения давления на ручку обратный нормальному – с увеличением скорости растут тянущие усилия на ручке управления (самолет затягивает в пикирование).

Общий вид крещения ВАЛ-4 на борту ВС-2 (К-12)

Размещение вооружения на борту ВС-2 (К-12)

Самолет обладает продольной статической устойчивостью с закрепленными рулями только при передней центровке (27% хорды разъема). Поперечная устойчивость удовлетворительная. Устойчивость пути недостаточная – особенно при полете с одним работающим мотором, а также при взлете и посадке из-за неэффективности шайб, находящихся на концах крыльев.

При синхронной работе моторов самолет на передних центровках устойчиво и надежно сохраняет все режимы полета».

Из-за ряда недоделок на самолете летные эксперименты были ограничены.

Не проводились полеты с перегрузкой, воздушный бой, испытание вооружения, динамической устойчивости, маневренности. Отсутствие приспособления, поглощающего обратный ход амортизации при посадках (отсюда большое «козление») и неэффективность шайб делали полеты опасными.

В выводах по результатам испытаний отмечалось, что самолет ВС-2 2М-22, имеющий схему «летающее крыло», является экспериментальным. Поэтому основной упор сделали на выявлении его свойств по устойчивости и управляемости как наименее разрешенных вопросов для бесхвостых самолетов.

Полученные данные признали недостаточными для исчерпывающего суждения о летно-тактических свойствах самолета. Но они дали возможность сделать некоторые выводы, полезные для дальнейшей работы над конструкцией этого летательного аппарата.

«Самолет ВС-2 2М-22 показал хорошие взлетные свойства. Он легко взлетает, имея небольшой разбег, малую взлетную скорость и крутую траекторию взлета. Посадочная скорость тоже сравнительно мала – 77 км/ч. Самолет статически устойчив при передних центровках (27% ХР) на всех режимах полета только при закрепленных рулях.

При свободных рулях самолет неустойчив, так как на всех центровках имеются обратные давления на ручку управления, и только при крайних передних центровках намечается тенденция к нормальному течению нагрузок на ручке.

Центровку самолета целесообразно изменить на более переднею, доведя до 23-25% от хорды рулей – вместо имеющегося 31 процента. Осевую компенсацию рулей необходимо уменьшить с 24% Х.Р. до 20-21 процента.

Эффективность шайб вертикального оперения недостаточна при рулежке, пробеге, а также при полете на одном моторе. Полет по прямой, без крена можно выдерживать при разности оборотов мотора в 550 об/мин. Необходимо увеличить эффективность вертикального оперения – поставить его в струю винта и снять шайбы с концов крыльев как не оправдавшие себя.

Эффективность элеронов при посадке снижается вследствие использования их как рулей высоты – в чем особой необходимости нет. Целесообразно увеличить эффективность элеронов, отказавшись от использования их в этом качестве.

Отсутствие масляно-пневматической амортизации (имеется только баллонная) затрудняет посадку, так как малейшая неточность сопровождается сильным «козлением». Необходимо снабдить шасси масляно-пневматической амортизацией, увеличив их вынос соответственно с новой центровкой. Отсутствие управляемого костыля сильно ухудшает маневренность самолета на земле. Желательно костыль сделать управляемым при рулежке и стопорящимся на разбеге и пробеге.

Пилотирование самолетом из кабины штурмана невозможно из-за недостаточно полного ее оборудования аэронавигационными приборами.

Самолет обладает скоростями, значительно уступающими современным самолетам (V max =219 км/ч). Это объясняется плохой аэродинамикой ввиду множества выступающих частей (экранированные турельные установки, шасси с баллонными колесами и т.д.) и устаревшими моторами М-22, к тому же недодающими полную мощность.

Обороноспособность «бесхвосток» почти всегда будет выше, чем у нормального самолета с хвостом. У бесхвостых машин (при одинаковом количестве огневых точек) особенно просто решается проблема защиты задней и верхней полусферы, обычно наиболее уязвимой.

Однако стрелковое вооружение ВС- 2 в предъявленном виде принять нельзя. Имеющиеся в наличие огневые точки не обеспечивают ему хорошей обороноспособности и полных углов обстрела, которые заданы и могут быть получены при данной схеме самолета.

Кроме того, совершенно не защищена нижняя сфера под крыльями и фюзеляжем самолета.

Экранированные турельные установки производственно выполнены неудовлетворительно.

Управление самолетом двойное. В кабине пилота штурвал, в кабине штурмана – съемная ручка.

Кабина штурмана не оборудована аэронавигационными приборами, достаточными для управления самолетом и мотором: имеется только альтметр, указатель скорости, тюнер и рычаги газа без оперения и высотного корректора.

На самолете установлены моторы М- 22 завода № 19.

Винт металлический диаметром 2,8 метра. Запуск моторов производится сжатым воздухом или автостартером.

Капот-кольцо Тауненда создает мотору удовлетворительные условия охлаждения. За время испытаний температура головок цилиндров на различных режимах полетов держались нормальной при температуре наружного воздуха – от плюс 25° до минус 15°. Легкосъемный капот обеспечивает удобное обслуживание всех моторных агрегатов.

Самолет имеет четыре бензобака, расположенные симметрично в крыле. Общая емкость бензосистемы 900 кг. Емкость масляных баков 90 кг.

Самолет рулит хорошо при 750-800 об/мин. Радиус при разворотах на земле с помощью только моторов равен приблизительно 30-35 метрам. Развороты только на тормозах при одинаковых режимах моторов возможны с радиусом приблизительно 15-20 метров. Обзор при рулении хороший. Рулить можно без сопровождающего.

Минимальная скорость руления на постоянных режимах моторов около 4 км/ч. При рулении на скоростях 12-15 км/ч возникает продольная раскачка самолета.

При разбеге на скорости 30-35 км/ч направление проходиться выдерживать, давая моторам различные обороты, потому что шайбы становятся достаточно эффективными только начиная со скорости 100 км/ч.

На скорости 100 км/ч самолет легко отделяется от земли. Скорость набора высоты 120-130 км/ч по прибору.

Горизонтальный полет возможен на скоростях 120-200 км/ч по прибору. Самолет этот режим выдерживает устойчиво.

Виражи на задних центровках (свыше 29% Х.Р.) затруднены – нет достаточной устойчивости. При передних центровках (29-27%) самолет виражит хорошо и устойчиво.

На правом вираже крен был доведен до 60°, на левом – до 45°.

Испытаний на «штопор» не производилось, тенденций к срыву в «штопор» не наблюдалось.

Самолет балансируется на всех режимах горизонтального полета. Полеты с нулевым делением на ручке возможны на всех режимах полета и моторов. Но при изменении давления на ручку возникает обратный результат: при увеличении скорости растут тянущие усилия – вместо давящих. Давление на ручку уменьшается при передних центровках. Продольная устойчивость при передних центровках (27%) достаточная, при задних (более 29%) самолет неустойчив.

С брошенной ручкой самолет неустойчив на всех центровках и режимах полета, и лишь при передних центровках намечается тенденция к устойчивости. Поперечная устойчивость достаточная.

Устойчивость пути достаточная только при условии хорошей синхронности моторов и их равномерной работе.

Действие рулей управления при передних центровках нормальное и при соответствующей регулировке триммерами – очень легкое.

Самолет хорошо и устойчиво планирует на скорости 115-120 км/ч.

Эффективность шайб при планировании достаточная.

Во время посадки после выравнивания самолет некоторое время продолжает нестись над землей. По мере гашения скорости ручка плавно добирается на себя, и самолет садится на три точки.

Посадочная скорость 77 км/ч при полетном весе в 4200 кг. При существующих шасси (без масляно-пневмати- ческой амортизации) при недостаточно точном приземлении самолет начинает «козлить» – прыгать. Причем прыжки иногда возрастают до угрожающих размеров. Приходится «давать газ» и уходить на второй круг.

Эффективность шайб при пробеге после посадки недостаточная – направление нужно выдерживать тормозами и моторами.

Кабина летчика просторная. Обзор в полете и на рулежке хороший. С отодвинутым левым стеклом в полете задувания нет, но летом при рулежке в кабине очень жарко. Расположение приборов удобное – за исключением вариометра, который расположен низко и закрывается штурвалом. Аэронавигационными приборами кабина оборудована достаточно.

Общее впечатление о машине у специалистов-испытателей было таким: «При создании этого самолета-«бес- хвостки» удачно разрешен ряд проблем. Но недостаточная устойчивость пути, неустойчивость самолета при брошенных рулях и отсутствие масляно- пневматической амортизации шасси делают полеты на ВС-12К в недоведен- ном виде опасными.

При синхронной работе моторов машина устойчиво и надежно сохраняет все режимы и легко управляется в полете.

Габариты всего самолета слишком завышены. Особенно велик фюзеляж, который к тому же имеет плохую аэродинамику. Это сводит на «нет» все преимущества схемы «бесхвостка» в получении больших скоростей.

Производственное оформление – удовлетворительное».

В заключение отчета об испытаниях в НИИ ВВС, подписанном Филиным и Марковым, говорится следующее:

«Самолет ВС-2 2М-22 (К-12) представляет безусловный интерес, так как с его постройкой впервые разрешен вопрос о создания «летающего крыла» в вооруженном варианте. Принципиальная схема ВС-2 имеет тактические выгоды по сравнению с нормальной схемой хвостового самолета – в отношении обзора, обстрела, а также малого разбега и малой посадочной скорости.

Однако в предъявленном виде самолет ВС-2 имеет низкие летные свойства и недоведенное вооружение, не может быть признан современным боевым самолетом, и рассматривается только как экспериментальный.

Необходимо довести самолет ВС-2 и устранить все дефекты, отмеченные в отчете. После проверки в заводских полетах предъявить самолет на государственные испытания».

Я.В.Смушкевич утвердил отчет НИИ ВВС по испытаниям самолета-«бесхво- стки» ВС-2 М-22 конструкции Калинина 8 декабря 1937 г. в следующей формулировке:

«Отметить, что самолет ВС-2 представляет по своей принципиальной схеме большой интерес для ВВС РККА, так как дает значительные выгоды в отношении обзора и обстрела, а также удовлетворительные взлетно-посадочные качества.

Считать необходимым, довести самолет ВС-2 как экспериментальный, устранить все дефекты, указанные в отчете, основными из которых являются:

– отсутствие продольной устойчивости самолета на малых углах атаки (больших скоростях) и при свободных рулях;

– малая эффективность вертикального оперения при рулежке, разбеге, пробеге и полете на одном моторе;

– недоработанность посадочных средств (шасси и костыль), сильно затрудняющая посадку;

– недостаточный обстрел и плохая экранировка стрелковых точек;

– малая скорость (V макс равна 219 км/ч).

Просить ГУАП обеспечить доводку самолета ВС-2 М-22 к 1 марта 1938 г., после чего предъявить самолет на окончательные государственные испытания по полной программе.

Включить в план опытного самолетостроения на 1938 г. разработку проекта опытного самолета по схеме ВС- 2 М-22 с летно-тактическими данными и вооружением, соответствующим современным требованием к боевым самолетам.

Решение о постройке серийного самолета принять после испытаний самолета ВС-2 М-22».

К сожалению, «Жар-птица», продемонстрированная на параде в Тушино, осталась единственной построенной машиной марки «К-12». Авиаконструктор Константин Алексеевич Калинин погиб в 1938 г. Руководство авиационной промышленности приняло решение прекратить серийное строительство «войсковых самолетов», уже начатое в том же 38-м году. «Жар-птицу» разобрали, ее узлы и компоненты отправили на склад.

Данные гражданского варианта с моторами М-22. (эскизный проект)

Двигатель 2 х М-22 мощность по 480 л.с.

Длина самолета, м 10,315

Высота самолета, м 3,90

Размах крыла, м 20,95

Площадь крыльев, м² 72,75

Площадь оперения, м²

– элеронов 3,43

– рулей высоты 14,33

Вертикальное оперение, м 2 4,74

Колея шасси, м 4,8

Поперечное V, град. 6

Полетный вес, кг 4200

Полная нагрузка, кг 1880

Полезная нагрузка, кг 1330

Горючее и смазочное, кг 550

Вес пустого, кг 2320

– в военном варианте 2200

Нагрузка на 1 м 2 , кг 58

Нагрузка на 1 л.с., кг 4,4

Максимальная горизонтальная скорость, км/ч

– у земли 319

– на Н=3000 м 325

Посадочная скорость, км/ч 64

Полетный вес, кг 4200

Вес самолета с несъемным оборудованием, кг 3070

Экипаж, чел. 3

Длина разбега, м 110

Время разбега, сек. 9-10

Длина пробега, м

– без тормозов 300

– с тормозами 180

Время пробега, сек 14,5-15

Практический потолок, м 8440

ВС-2 К-12

Истребитель-перехватчик Т-37

Истребитель-перехватчик Т-37 с ракетами К-9 (Р-38). Рисунок из эскизного проекта

Николай ГОРДЮКОВ

Вначале 1958 г. специалисты опытных конструкторских бюро П.О.Сухого и А.И.Микояна совместно с ЦАГИ, ЦИАМ, ОКБ А.М.Люлька и С.К.Туманского проводили проверку предварительных расчетных данных продолжительности горизонтального полета на большой высоте основных истребителей-перехватчиков с двигателем Р-15-300 или АЛ- 11. В конце апреля эти работы завершились с такими итоговыми показателями:

Высота полета, км

Скорость полета, км/ч

Продолжительность полета, мин.

Т-ЗА

Е-150А

Т-ЗА

Е-150А

25

3000*

2650

5-8

7

23

2500

2650

14

9-10

20

2000

2100

20

20

12

1000

750

1 ч.45 мин.

1 ч.35 мин

(10 ДЛЯ Е-150А)

*С подвесными топливными баками

По результатам этих расчетов в проект постановления ЦК КПСС и Совета министров СССР по средствам ПВО для самолетов ОКБ П.О.Сухого были введены следующие дополнения:

Высота полета, км

Продолжительность полета, мин.

20

20

22

17

23

14

24

10,5

25

8

Постановлением ЦК КПСС и Совмина СССР от 4 июня 1958 г. давалось задание на проектирование и постройку истребителя-перехватчика Т-ЗА (в дальнейшем будем его называть Т-37 – согласно заводскому шифру). Этот самолет-носитель комплекса перехвата воздушных целей Т-ЗА- 9 должен был обладать исключительно высокими летно- техническими характеристиками.

В состав комплекса средств перехвата маневрирующих воздушных целей Т-ЗА-9 входили:

– самолет Т-37 с двигателем Р-15-300 конструкции ОКБ С.К Туманского;

– система наземного наведения «Луч-1», система вооружения с двумя снарядами К-9 с полуактивной системой наведения;

– система приема и передачи команд, навигации, привода и посадки «Барометр-Л»;

– система общегосударственного опознавания «Кремний-2М».

Комплекс предназначался для обнаружения, перехвата и поражения воздушных целей – днем и ночью, в простых и сложных метеоусловиях, в диапазоне высот цели 10-25 км и скоростей 1000-2500 км/ч (путем вывода истребителя в переднюю или заднюю полусферы).

Вероятность наведения на прямолинейно летящие воздушные цели во всем диапазоне высот и скоростей должна была быть не менее 0,7-0,8.

Вероятность поражения цели двумя снарядами К-9 под любыми ракурсами – как при автоматическом пилотировании истребителя, так и при пилотировании вручную – предполагалась равной 0,8-0,9.

Радиус действия комплекса при перехвате воздушной цели на максимальной высоте боевого применения составлял 400 км. В комплексе предусматривался автоматический вывод истребителя из атаки, привод его на аэродром и посадка с помощью бортового вычислительного устройства БВУ и автопилота.

Наземная станция наведения «Луч-1» должна была выводить истребитель в район цели с точностью плюс-минус 10° и при этом осуществлять автоматический разворот антенны бортовой РЛС на цель, обнаружение цели, захват и ее автоматическое сопровождение.

Было принято решение построить три самолета в следующие сроки: проектирование – май 1959 г., постройка – ноябрь 1959 г., испытания – апрель 1961 г. По тематическому плану на 1960 г. предусматривались заводские испытания во втором квартале 60-го, а государственные – в первом квартале 61-го.

Весной 1959 г. началось эскизное проектирование. Для сверхзвукового истребителя-перехватчика с турбореактивным двигателем Р-15-300 выбрали проверенную аэродинамическую схему типа T-3…T-43. Это был цельнометаллический моноплан со среднерасположенным треугольным крылом и стреловидным оперением, с трехколесным убирающимся шасси и герметичной кабиной. Конструкция планера должна была выдерживать большие заданные скорости, скороподъемности, высоты и дальности полета при высоких эксплуатационных перегрузках и скоростных напорах. Стремление получить требуемые характеристики привело разработчиков к поиску и внедрению многих оригинальных технических решений.

Автоматическое управление обеспечивало пилотирование самолета на всех режимах полета, а также демпфирование по трем осям.

Заданная дальность полета обеспечивалась заливкой топлива непосредственно в конструкцию фюзеляжа и крыла (в топливные баки-отсеки).

После выпуска эскизного проекта и завершения в 1958 г. изготовления макета, в ОКБ приступили к рабочему проектированию и строительству самолета.

Фюзеляж Т-37, составленный из элементарных по форме тел вращения – типа полумонокок (при отсутствии стрингерного набора) – имел головную и хвостовую части. Основными материалами, примененными в конструкции головной части фюзеляжа, являлись сплавы Д19, Д16 и АМГ6.

Головная часть фюзеляжа технологически разделялась на четыре отсека.

В носовом отсеке размещались неподвижный конус (легкосъемный радиопрозрачный обтекатель и металлический контейнер), неподвижная обечайка и четыре противопомпажные створки с гидравлическим управлением. Обшивка носового отсека была двойной: его внутренняя обшивка служила внешним контуром воздушного канала.

Вдоль всего отсека кабины проходили боковые рукава воздушного канала. Кабина образовывалась внутренними стенками рукавов канала, полом, передней стенкой (шпангоут № 4) и задней наклонной стенкой. Под полом располагалась ниша передней ноги шасси.

Топливный отсек и воздушный канал, проходивший внутри этого отсека, выполнялись сварными. В верхней части отсека, между верхними лонжеронами, располагалась съемная панель – для обеспечения подхода к коммуникациям.

В среднем отсеке фюзеляжа находились ниши главных ног шасси, контейнер топливного бака и воздушный канал.

Хвостовую часть фюзеляжа, в которой располагались удлинительная труба двигателя с форсажной камерой и тормозной парашют, впервые в практике отечественного самолетостроения сделали цельносварной из титановых сплавов ОТ4, ВТ6 и стали. К подобному новшеству обратились из-за высоких температур на поверхности удлинительной трубы и форсажной камеры.

Крыло самолета с углом стреловидности 60 градусов по передней кромке и относительной толщиной от 4,2 до 4,7% состояло из двух отъемных консолей. Каждую консоль выполнили по трехбалочной схеме с передним лонжероном и расположили в ней два топливных отсека и нишу основной опоры шасси.

Основная часть обшивки крыла – монолитные оребренные панели, а носок крыла – химически фрезерованные листы. Все выполнялось из сплава Д19. Каждая консоль была снабжена выдвижным целевым закрылком и элероном с осевой компенсацией.

Хвостовое оперение состояло из цельноповоротного стабилизатора и киля с рулем направления. Основная часть обшивки киля и стабилизатора – прессованные и химически фрезерованные панели, соединенные с каркасом при помощи клепки и точечной электросварки.

На главных ногах шасси устанавливались тормозные колеса КТ-89 с дисковыми тормозами и пневматиками высокого давления 800x200В. На передней ноге находилось нетормозное колесо К283 с пневматиком высокого давления 570x140В. Подвеска колес на главной и передней ногах рычажная. Амортизация шасси масляно-пневматическая, с торможением на прямом и обратном ходе. На передней ноге был установлен демпфер для погашения колебаний.

Система управления самолетом по всем каналам осуществлялась по необратимой бустерной схеме, с включением в ее состав механизмов загрузки.

Самолет был снабжен автопилотом АП-39, предназначенным для автоматической стабилизации полета, для сопряжения со станцией наведения с земли, бортовой радиолокационной станцией и для ручного управления с автоматическим демпфированием.

В автоматической стабилизации полета управление бустерами производилось посредством рулевых машинок РА- 15. А также демпферов, включенных в проводку управления между рулевыми машинками и бустерами в виде раздвижных тяг и таким же демпфером, установленным в канале руля направления.

Гидравлическая система самолета, состоящая из силовой и двух бустерных систем, предназначалась для приведения в действие органов управления самолетом и взлетно-посадочных устройств. При выходе из строя одной из бустерных систем другая обеспечивала бесперебойное пилотирование. В целях повышения живучести самолета во «второй» бустерной системе установлена аварийная насосная станция с электроприводом.

На самолете устанавливался двигатель Р-15-300, который крепился к головной части фюзеляжа в пяти точках. Для охлаждения силовой установки отсек двигателя продувался воздухом с использованием скоростного напора. С этой целью установили четыре воздухозаборника. Гладкий лист, закрывающий хвостовую часть двигателя, образовывал кольцевой канал, через который проходил воздух из забор- ников на охлаждение форсажной трубы. Хвостовая часть двигателя превращалась в эжектор, регламентировавший расход воздуха на охлаждение.

Топливо для силовой установки размещалось в топливных отсеках фюзеляжа 1 и 2, в мягком баке № 3 и в крыльевых отсеках, где расположили по две сообщающихся между собой емкости в каждой консоли. Общая емкость топливной системы составляла 4800 литров. Предусматривалась возможность установки подвесного топливного бака емкостью около 930 литров.

На самолете существовала система аварийного покидания: было установлено катапультируемое кресло с каскадом парашютов и носимым аварийным запасом. После автоматического сброса фонаря защищенный компенсирующим костюмом и гермошлемом летчик имел возможность катапультироваться в открытом кресле. Сброс фонаря производился двумя цилиндрами подброса без предварительной разгерметизации кабины – от аварийных ручек на сидении.

Катапультирование происходило при помощи телескопического пиротехнического механизма калибром 38 мм, который обеспечивал безопасный перелет кресла с летчиком через киль при скорости самолета до 1200 км/ч.

Каскад состоял из двух стабилизирующих парашютов и основного парашюта летчика. Малый стабилизирующий парашют каскада обеспечивал устойчивое движение кресла при его торможении – от скорости в момент катапультирования до скорости 600 км/ч.

Большой стабилизирующий парашют гарантировал устойчивое снижение летчика в кресле до малых высот.

Основной парашют обеспечивал снижение и приземление после отделения летчика от кресла. Предусматривалась возможность спасения летчика без стабилизирующих парашютов – путем использования основного парашюта сразу после катапультирования.

Компенсирующий костюм ВКК-4 в комплекте с автоматом давления АД-6Е обеспечивал переносимость перегрузок до 8 д. Герметический шлем ГШ-4М защищал лицо пилота от потока воздуха в момент катапультирования до индикаторной скорости 1200 км/ч.

Связь самолета с землей и другими самолетами осуществлялась через УКВ радиостанцию РСИУ-5В (ДУБ-5), которая обеспечивала двухстороннюю телефонную связь на двадцати фиксированных каналах настройки.

Для ближней навигации и посадки устанавливался самолетный ответчик СОД-57М, работавший с наземными радиолокационными системами «Глобус-2» и «Перископ». А также бортовая система ближней навигации и посадки РСБН-2 («Свод») в варианте со счетно-решающим прибором.

Опознавание отечественных самолетов велось с помощью радиолокационной станции запроса-ответа СРЗО-2 («Хром-никель»), работавшей в системе «Кремний-2М»>.

В средства перехвата, прицеливания и атаки входили бортовая аппаратура радионаведения «Лазурь», работавшая в системе наведения «Воздух-1», радиолокационный прицел ЦП-1, сопряженный с радиолокационной головкой снаряда К-9 и система пуска снарядов.

В систему вооружения самолета входили:

– два самонаводящихся снаряда с неподвижным крылом К-9-51 (Р-38) класса «воздух-воздух» с неконтактными взрывателями (разработки ОКБ);

– радиолокационная станция ЦП;

– бортовое вычислительное устройство;

– автопилот истребителя-перехватчика;

– устройство подвески АПУ-28;

– аппаратура питания и пуска снарядов.

Основные данные самолета Т-37 (по эскизному проекту)

Размах крыла, м 8,560

Полная длина самолета с ДУАСом, м 19,413

Высота на стоянке, м 5,282

Поперечное «V» крыла – 3°

Угол установки крыла 0°

Нормальный взлетный вес, кг 10750

Вес пустого самолета, кг 7260

Вес нагрузки, кг 3490

Вес с подвесными топливными баками, кг 12000

Максимальная скорость полета на форсаже Н> 15000, км/ч 3000

Практический потолок на форсаже, км 25-27

Дальность полета на Н=12 км при V=950-1000 км/ч, км

– без подвесных баков 1500

– с подвесными баками 2000

Продолжительность горизонтального полета, мин (взлет с подвесными баками)

– на Н=20 км 20

– на Н=23 км 14

– на Н=25 8

Т-37

Вид на правый борт с ракетами Р-38

Компоновка самолета Т-37

I – датчик углов атаки и скольжения ДУАС- 133-1,2 – носовой радиопрозрачный обтекатель, 3 – обзорная антенна станции ЦП-1, 4 – блоки станции ЦП-1 в носовом отсеке, 5 – подвижная обечайка входного канала воздухозаборника, 6 – антенна станции «Лазурь», 7 – теплообменник гермоконтеинера станции ЦП-1,8- воздушные баллоны, 9 – щиток передней стойки шасси, 10 – передняя стойка шасси, 11 – аккумулятор, 12 – индикатор станции ЦП-1, 13 – откидная часть фонаря, 14 – створки передней стойки шасси, 15 – кислородные баллоны, 16 – турбохолодильная установка, 17 – бортовое вычислительное устройство, 18- воздухо-воздуш- ный радиатор, 19 – курсовая система истребителя «КСИ», 20 – топливный бак № 1, 21 – топливный бак №2, 22 – створка главной стойки шасси, 23 – главная стойка шасси, 24 – пусковой топливный бачок, 25 – гидробак, 26 – генератор ГО-16, 27- генератор ГСР 18/105, 28 – узел подвески двигателя, 29 – двигатель, 30 – гидроусилитель руля направления, 31 – тормозной парашют, 32 – антенна связной радиостанции PC И У-58

Самолет Т-37 после доработок воздухозаборника, фонаря и хвостовой части фюзеляжа

Цельносварная хвостовая часть фюзеляжа самолета Т-37

Первоначально работы по системе «К-9» шли в рамках темы истребителя П-1 по постановлениям Совета министров СССР от 17.08.56 г. и от 04.04.58 г. со сроками: проектирование -апрель 1959 г., постройка -июль 1960 г., испытания – март 1961 г.

К отработке системы вооружения (антенны станции ЦП и снарядов К-9) приступили на опытно-экспериментальном самолете Т47-6.

При постройке самолета Т-37 в его конструкцию были внесены некоторые изменения. В носовой части установили трехступенчатый конус, увеличили противопомпажные створки. В фонаре кабины летчика применили более технологичные и удобные для обтекания формы. Планировавшиеся воздухозаборники для охлаждения форсажной трубы двигателя заменили на сопловую часть эжекторного типа со створками. С такими изменениями рабочие чертежи были переданы в филиал ОКБ на авиационном заводе им. В.П.Чкалова в Новосибирске.

По графику к началу февраля 1960 г. на «нулевом» экземпляре самолета, предназначенном для статических испытаний, оставалось только установить шасси. Проводились стапельно-сборочные работы на летном экземпляре Т-37, и одновременно шло производство ракет Р-38.

Однако 29 января 1960 г. председатель Государственного комитета Совета министров СССР по авиационной технике П.В.Дементьев представил председателю Комиссии Президиума СМ СССР по военно-промышленным вопросам Д.Ф.Устинову «…перечень разработок опытных образцов авиационной техники, потерявших актуальность и подлежащих прекращению…». В этом документе, среди прочих, значился комплекс перехвата Т-ЗА-9.

И уже 5 февраля вышло постановление Совмина СССР, согласно которому дальнейшие работы по постройке самолета Т-37 и ракет прекращались. Самолет вынули из стапелей и разрезали на металлолом. Отдельные фрагменты этой машины находились на территории новосибирского завода до середины 1960-х годов.

F-5E «Тайгер II» из состава ВМФ США

Встретились в бою два долгожителя…

Игорь БАЛАКОВ

Легкие фронтовые реактивные истребители второго поколения – самолет МиГ-21, разработанный в ОКБ А.И.Микояна, и многоцелевой самолет F-5 «Фридом Файтер» производства фирмы «Нортроп» – достойны занесения в книгу рекордов Гинесса. Созданные примерно в одно время, эти машины стали рекордсменами по количеству выпущенных экземпляров и государств, на вооружении ВВС которых они состоят, а также времени нахождения их в строевых частях.

Истребителей МиГ-21 в различных модификациях построено около 10160 экземпляров и закуплено 49 странами. Первый вылет прототипа Е-5 состоялся в 1956 г. Первый серийный самолет Е-6 (МиГ-21 Ф) поднялся в воздух в 1958 г., а регулярное серийное производство началось в 1959 г.

Самолет F-5 «Фридом Файтер» в различных модификациях состоял на вооружении ВВС более чем 20 стран мира – в количестве 3800 экземпляров. Первый вылет прототипа N-156F состоялся в 1959 г., а серийное производство наладили в 1960 г.

Последние серийные модификации этих самолетов – МиГ-21 БИС (первый вылет – 1971 г., серийное производство с 1972 г.) и F-5E «Тайгер! I» (первый вылет – 1972 г., серийное производство с 1973 г.) считаются лучшими истребителями второго поколения, оптимизированными для ведения воздушного боя. Они и сегодня состоят на вооружении многих стран, причем модернизация этих машин продолжается.

Последняя серийная модификация истребителя МиГ-21 БИС российских ВВС

Модификациями МиГ-21 БИС являются самолеты МиГ-21 -93, МиГ-21 БИС UPG (российская разработка для ВВС Индии) и МиГ-21-2000 (израильский вариант модернизации). Повышение боевой эффективности истребителя происходит за счет его оснащения современным радиоэлектронным и навигационным оборудованием, а также более совершенным комплексом вооружения, включающим в себя многофункциональную бортовую радиолокационную станцию.

Дальнейшим развитием самолета F- 5Е «Тайгер II» явился F-20 «Тайгер Шарк», не доведенный до серии.

Эти советский и американский самолеты стали самыми массовыми и распространенными истребителями в мире: МиГ-21 БИС построен в количестве 2030 экземпляров и находился на вооружении ВВС более 20 стран, a F-5E «Тайгер II» построен в количестве 1170 самолетов и состоит на вооружении в 26 странах. В широкомасштабных воздушных боях им встретиться не пришлось, если не считать редких стычек во время военного конфликта между Намибией и Эфиопией. Но там победа определялась в большей степени профессионализмом летчика, а не возможностями самолета.

Как известно, во второй половине 1950- х годов произошел резкий скачок в развитии авиационной науки и техники. Новые исследования и разработки в области аэродинамики, авиационных технологий, материаловедения, двигателе- строения и радиоэлектроники позволили создать самолеты со скоростями, дважды превышающими скорость звука, и высотами полета до 20000 метров, а также оснастить их радиолокационными станциями (РЛС) и управляемым ракетным оружием класса «воздух-воздух». В связи с этим существенно изменился взгляд на применение авиации в будущих войнах, и, в частности, на тактику использования истребителей.

Е-5 – прототип МиГ-21

N-156F – прототип F-5A

МиГ-21 Ф-13 (Е-6 Ф-13) – вторая серийная модификация МиГ-21

Остались в прошлом маневренные воздушные бои – так называемые «собачьи свалки». Их участниками были самолеты МиГ-15 и F-86 «Сейбр» (в Северной Корее в 1950-1952 гг.) или израильские истребители французского производства «Ураган» и «Мистер IV» и египетские истребители советского производства МиГ-15БИС и МиГ-17Ф (в конфликте на Ближнем Востоке осенью 1956 г.). Согласно новой концепции, борьба за господство в воздухе должна сводиться к быстротечной дуэли, происходящей на больших скоростях и дальностях полета. Победителем в ней окажется тот, у кого дальность обнаружения РЛС и дальность действия ракет будет выше – то есть более совершенный «перехватчик».

При проектировании самолетов второго поколения основное внимание уделяли следующим характеристикам: максимальной скорости, высоте полета, оснащенности совершенным бортовым радиоэлектронным оборудованием (БРЭО) и мощным ракетно-бомбовым и пушечным вооружением. В США в 50-е годы были разработаны многоцелевые истребители F-4 «Фантом II» и истребители-бомбардировщики F-105 «Тандер- чиф», а также скоростные истребители- перехватчики F-102 «Дельта Дэггер» и F- 106 «Дельта Дарт».

Американский F-104 «Старфайтер» единственный разрабатывался в те годы как легкий фронтовой истребитель. Но и у этого самолета аэродинамическая компоновка была оптимизирована для достижения больших скоростей и высот полета, высокой скороподъемности. Этот красивый, стремительный истребитель обладал очень высокими летными характеристиками: скороподъемность у земли составляла 244 м/сек, максимальная скорость у земли – 1590 км/ч (рекорд), а на высоте – 2260 км/ч. Рекорд высоты, установленный на этом самолете, равнялся 27812 метрам.

Однако F-104 был сложен в пилотировании, особенно на дозвуковых скоростях и при посадке. За время эксплуатации в ВВС ФРГ за 100000 летных часов произошло 139 летных происшествий – показатель очень высокий. Самолет не обладал достаточной маневренностью для ведения ближнего воздушного боя, поэтому серийно производился либо как истребитель-перехватчик ПВО, либо как многоцелевой истребитель-бомбардировщик (не считая модификаций разведчика и учебно- боевого).

Самолет F-5A «Фридом Файтер» разрабатывался как относительно дешевый и простой сверхзвуковой истребитель- бомбардировщик, с ограниченной возможностью ведения воздушного боя (85% его боевого применения предполагает непосредственную поддержку наземных войск и лишь 15% – ведение воздушного боя). В Советском Союзе также основное внимание уделялось созданию истребителей-перехватчиков.

В конструкторском бюро П.О.Сухого построили самолеты Су-9 и Су-11, в ОКБ С.П.Лавочкина – мощный, сверхзвуковой перехватчик Ла-250. В ОКБ А.И.Микояна спроектировали ряд опытных высотных истребителей-перехватчиков: И- 75, Е-50, Е-150, Е-152 и их модификации. Эти машины обладали скоростями полета, более чем в два раза превышавшими скорость звука, и достигали высот 18000-20000 метров. Они оснащались мощными радиолокационными станциями «Ураган» и управляемыми ракетами класса «воздух-воздух» средней дальности действия.

Параллельно с этими разработками у «микояновцев» появился самолет, который не вписывался в современную концепцию. Легкий маневренный сверхзвуковой фронтовой истребитель Е-5 после испытаний и доводки пошел в серию под индексами Е-6 (МиГ-21 Ф) и Е-6Т (МиГ21 Ф-13). Эта машина воплотила в себе лучшие качества предшественников – истребителей МиГ-15, МиГ-17 и МиГ- 19: простоту летно-технической эксплуатации, надежность, хорошую маневренность и относительно небольшую стоимость.

Новый самолет имел довольно высокие летные характеристики: максимальную скорость на высоте – 2175 км/ч (М=2,05), скороподъемность у земли – 130 м/сек и практический потолок – 19000 метров. Главными недостатками были отсутствие БРЛС, упрощенное РЭО и недостаточная дальность полета, что позволяло применять самолет только днем и в простых метеоусловиях.

Стремясь избавиться от указанных недостатков, в ОКБ создали ряд модификаций фронтовых истребителей- перехватчиков под индексом Е-7 ( МиГ- 21 ПФ, ПФМ и другие). На этом семействе «МиГов» были установлены РЛС, более совершенное радиоэлектронное и навигационное оборудование, расширена номенклатура вооружения. Самолет стал несколько тяжелее, однако характеристики устойчивости, управляемости и маневренности не ухудшились по сравнению с Е-6.

F-5E «TIGEREYE»

Локальные войны, возникшие на Ближнем Востоке, в Африке и в Юго- Восточной Азии в 60-х – 70-х годах, полностью опровергли концепцию воздушного боя как одноразовой ракетной дуэли. Выяснилось, что ближний маневренный воздушный бой по-прежнему является главным видом борьбы за превосходство в воздухе. Только он стал более динамичным и быстротечным. Важнейшими характеристиками истребителя, необходимыми для победы, остались маневренность машины и эффективность оружия.

С другой стороны, практика показала недостатки многоцелевых самолетов. Поэтому военные заказчики считали необходимым сконцентрировать усилия на создании специализированных машин. Их конструкция, летно-тех- нические характеристики, оборудование и вооружение, а также подготовка летного состава должны быть оптимизированы для выполнения одного конкретного вида задач.

Особенно много информации для исследований и анализа дала вьетнамская война, где реактивная авиация использовалась наиболее интенсивно, а воздушные бои носили жестокий и масштабный характер.

Впервые бой между сверхзвуковыми самолетами МиГ-21 и F-4 «Фантом II» состоялся 23 апреля 1966 г. Для западных военных экспертов стало неожиданностью, что более слабые по оснащенности радиоэлектронным оборудованием и вооружению, но более легкие и маневренные «МиГи» успешно противостояли мощным американским «Фантомам» и «Тандерчифам». За период с 1966 г. по 1970 г. среднее соотношение потерь в воздушных боях составило 3:1 (по другим источника 4:1) в пользу советских истребителей.

К слову сказать, даже устаревшие к тому времени дозвуковые МиГ-17, оснащенные только пушечным вооружением, побеждали сверхзвуковые американские самолеты – благодаря своей высокой маневренности и грамотно спланированной тактике боя.

Именно высокая эффективность легких маневренных истребителей МиГ- 17, МиГ-19 и особенно МиГ-21 заставила авиационных конструкторов и ученых пересмотреть степень важности тех или иных летно-технических характеристик истребителя, которые обеспечивают победу над противником.

В результате проведенного анализа боев в Северном Вьетнаме выявились следующие общие закономерности:

– на этапах сближения скорость редко превышала число М=1,5 (независимо от максимальной располагаемой скорости самолетов);

– маневрирование начиналось после обнаружения противника на числах М=1,5-0,9 и заканчивалось на скоростях, близких к сваливанию;

– летчики при ведении боя старались удержаться на скорости, соответствующей числу М=0,9-0,7, так как именно на этих скоростях обеспечивались максимальные угловые скорости разворотов;

– высота ведения боев ограничивалась диапазоном 9000-1500 метров при числах М=1,0-0,4 (выше и ниже проводились одноразовые атаки с немедленным уходом истребителя от цели);

– наблюдалась общая тенденция к уменьшению скорости и высоты полета в процессе маневрирования – в связи с невозможностью восполнения энергии после форсированных разворотов;

F-5E «TIGEREYE»

– продолжительность боя составляла 2-6 минут;

– бой заканчивался поражением противника или в связи с нарушением взаимодействия в группе, потерей визуального контакта с противником, недостаточным количеством горючего;

– дальность боя ограничивалась визуальным контактом;

– результаты боев зависели от уровня маневренности самолетов, эффективности оружия, возможных запасов топлива и экономичности силовой установки.

Специалисты проводили глубокие теоретические исследования, математическое моделирование воздушного боя и прогнозирование дальнейшего развития тактики воздушного боя. В итоге была выведена формула боевой эффективности истребителя, которая является эмпирической и не дает качественной оценки. Эта формула представляет собой отношение вероятности сбить самолет противника к вероятности быть сбитым (при равных начальных условиях вступления самолетов в бой – как в рыцарском турнире), и показывает технические данные самолета и его систем, от которых эти вероятности зависят в большей или меньшей степени.

Не учитывается, однако, множество субъективных факторов: метеоусловия, численный перевес, над чьей территорией ведется воздушный бой, возможности наземных средств обнаружения, волевые и физические качества пилотов и так далее.

Из этой формулы следует, что одним из важнейших факторов победы в воздушном бою являются: маневренность самолета (изменение в кратчайшее время скорости, высоты, траектории полета), эффективность его вооружения, системы обнаружения и комплекса мер, уменьшающих возможность визуального, радиолокационного и инфракрасного обнаружения себя.

К основным характеристикам самолета, определяющим его маневренность, относятся:

– тяговооруженность, превосходство в которой необходимо особенно на начальном и конечном этапах боя. Она характеризует способность самолета к ускорению на любых участках траектории полета и открывает возможности наступления в воздушном бою;

– нагрузка на крыло, от 85-процентного уменьшения величины которой зависит увеличение угловых скоростей разворота и способности самолета быстро изменять траекторию полета и уходить из-под удара.

Огромное значение имеют характеристики управляемости самолета. Чем проще для летчика управление, тем меньше он отвлекается от выполнения боевой задачи. На самолетах четвертого поколения эта проблема решена при помощи автоматики: система дистанционного управления (СДУ) позволяет даже неустойчивый самолет пилотировать с комфортом.

Тщательно проведенные исследования помогли определить облик истребителей четвертого поколения. В США такими истребителями стали F-15 и более легкий и дешевый F-16. В нашей стране аналогичными по назначению разработками явились Су- 27 и МиГ-29.

Параллельно модернизировались уже существующие машины. Эти работы требовали меньше финансовых затрат, времени на разработку, испытания, доводку, налаживание серийного производства и освоение летным составом. Продукт процесса модернизации представляют собой МиГ- 21 БИС и F-5E «Тайгер II».

МиГ-21 БИС является логическим продолжением предыдущих модификаций МиГ-21. На нем установили новый, более мощный и экономичный двигатель Р-25-300 и увеличили номенклатуру вооружения, что не потребовало серьезного изменения конструкции.

Задача создания F-5E оказалась сложнее. Одна из важнейших причин выбора для модернизации именно F-5, как мне кажется, заключается в том, что в США в 60-е годы не было на вооружении «чистых» истребителей. Попытка модернизации «Фантома» под истребитель маневренного воздушного боя (модификация F-4E) ожидаемого успеха не принесла. Несмотря на высокие летно-технические характеристики, лучшую тяговооруженность, мощное вооружение и современное РЭО, этот самолет был недостаточно маневренным, сложным в управлении и дорогим. Поэтому F-5A «Фридом Файтер» – простой, дешевый, надежный в эксплуатации, с хорошими характеристиками устойчивости и управляемости – более других подходил для выбранной цели. Однако изменения, внесенные в конструкцию самолета при модернизации, были значительными:

– фюзеляж удлинен на 0,38 м и расширен на 0,45 м ;

– увеличены на 1,5 м² площадь крыла и на 0,41 м его размах;

– увеличена площадь и изменена форма наплывов в корневой части крыла;

– увеличена площадь сечения воздухозаборников;

– увеличена площадь закрылков;

– установлена система управления отклонением носков и закрылков в зависимости от режима полета;

– увеличен закабинный гаргрот;

– увеличен почти на 300 кг запас топлива во внутренних баках;

– в носовой части установлена комплексная бортовая радиолокационная станция «Эмерсон»;

– установлены новые двигатели J85-21 с тягой, на 22% большей, чем на F-5A;

– увеличена база и колея шасси.

Вес самолета увеличился на 1000 кг. Однако благодаря проведенным доработкам, он стал обладать большей максимальной скоростью и дальностью полета, скороподъемностью, большими угловыми скоростями разворота и меньшими их радиусами, лучшими (по сравнению с F-5A) взлетно-посадочными характеристиками.

Основным назначением самолета стало ведение воздушного боя – 85% боевого применения, и только 15% отводилось для поддержки наземных войск. Специалистам фирмы «Нортроп» удалось значительно унифицировать этот самолет с другими модификациями: 75% эталонов оснастки, 40% запасных частей и 70% оборудования для наземного обслуживания одинаковы для различных вариантов F-5.

В начале 70-х годов в ВВС США сформировали учебную эскадрилью «Агрессор», которая находилась на базе «Невис» в штате Аризона. Основные задачи этого подразделения: отработка новых приемов ведения воздушного боя, обучение летного состава истребительной авиации ВВС и ВМС, а также имитация самолетов вероятного противника на военных учениях. В первую очередь подразумевался МиГ-21 – как наиболее распространенный и эффективный советский истребитель. Его роль «играл» F-5E, имеющий близкие к нашей машине летно-технические и маневренные характеристики, а так же габаритные размеры.

Позднее в эту эскадрилью попал МиГ-21Ф-13, захваченный израильтянами у арабов в ходе военного конфликта в 1973 г., и переданный американцам. Израильские и американские летчики-испытатели всесторонне изучили самолет. Высокую оценку получили высокая маневренность и скороподъемность, хорошие характеристики маневренной устойчивости и управляемости, простота и неприхотливость в эксплуатации. Хотя были отмечены и «врожденные» недостатки – небольшой радиус действия, простое РЭО и слабое вооружение. В конце 1970- х годов американцам удалось через третьи страны получить МиГ-21 БИС, боевые возможности которого они уже сравнивали с самолетом четвертого поколения F-16 «Файтинг Фолкон».

Разработка F-5E не являлась тайной. Американцы машину рекламировали, поскольку собирались широко экспортировать. Расчетные летно-технические данные, описание конструкции самолета и его систем публиковались в авиационно-технической литературе задолго до выхода F-5E на летные испытания. Имеющаяся информация об этом истребителе на советских авиационных специалистов особого впечатления не произвела. Общее мнение было таково, что это дешевый, добротный, сверхзвуковой самолет, имеющий средние летно- технические данные. Считалось, что он уступал МиГ-21 БИС по максимальной высоте и скорости полета, скороподъемности, тяговооруженности, нагрузке на крыло, но превосходил его по дальности действия, весу боевой нагрузки и имел более совершенное РЭО.

После окончания войны во Вьетнаме в 1975 г. осталось большое количество трофейной американской военной техники, в том числе и авиационной. Многое было передано в СССР, и среди прочего истребитель F-5E «Тайгер II» (заводской номер 7300807, изготовлен 02.06.74 г. фирмой «Нортроп» в г. Палмдейл, штат Калифорния).

Сначала машину доставили на аэродром «Чкаловское», где произошло первое непосредственное знакомство наших специалистов с этим самолетом. Затем его переправили на базу НИИ ВВС в Ахтубинск. Для детального изучения, освоения и испытаний была сформирована испытательная бригада из сотрудников инженерно- технического состава института (специалистов по планеру, силовой установке, оборудованию, вооружению, контрольно-записывающей аппаратуре и другие).

Основные летно-технические характеристики истребителей

МиГ-21

МИГ-21 Ф-13 (Е-6) (Е-5)

F-5A «Фридом Файтер»

Дата 1 -го вылета

09.01.1956

16.05.1958

30.07.1959

Выход в серию (год)

—

1959

10.1963

Вес пустого, кг

3500

4820

3670

Взлетный вес, кг

5200

6850

6080

Максимальный взлетный вес, кг

-

-

9380

Вес топлива, кг

1400

1800

Длина самолета, м

•

13.46

14.40

Высота самолета, м

4,48

4,48

4,06

Размах крыла, м

7,75

7,15

Площадь крыла, м²

16,21

23

15,79

Угол стреловидности крыла по передней кромке, град.

57

57

25

Силовая установка

Р-11

Р-11Ф-300

2 х J85-GE-13

Максимальная тяга, кг

5300

5740

2 х 1850

Максимальное число М

1,9

2,05

1,4

Максимальная скорость, км/ч — у земли/ на высоте

/1970

1100/2175

-/1487

Практический потолок, м

17650

19000

15400

Максимальная дальность f полета без подвесных баков, км

1330

1520

Вооружение

2 х 30-мм пушки НР-30

2 х 30-мм пушки НР-30

2 х 20-мм пушки М-39, УР класса «воздух-воздух» и «воздух- земля»: HPC; бомбы

F-5E «Тайгер II» из эскадрильи «Агрессор» ВВС США

(база Невис, штат Аризона).

F-5E ВВС США

F-20A «Тайгертарк» – дальнейшее развитие самолетов семейства F-5

Основные летно-технические характеристики истребителей

МиГ-21 БИС

F-5E «Тайгер II»

Дата 1-го вылета

1971

11.07.1972

Выход в серию (год)

1972

1974

Вес пустого, кг

5340

4390

Взлетный вес, кг

8700

7100

Максимальный взлетный вес, кг

9750

11200

Вес топлива, кг

2400

2000

Длина самолета, м,

14,7

14,7

Высота самолета м,

4,71

4,06

Размах крыла м,

7,15

8,13

Площадь крыла м²

23

117,3

Угол стреловидности крыла по передней кромке, град.

57

25 I

Силовая установка

Р-25-300

2 х J85-GE-21

Максимальная тяга, кг

9900

2 х 2270

Максимальное число М

2,05

1,64

Максимальная скорость, км/ч — у земли/на высоте

1300/2150

1270/1740

Эволютивная скорость, км/ч

400

350

Практический потолок, м

17600

16460

Максимальная нормальная эксплуатационная перегрузка, ед

8,5

7,33

Максимальная дальность полета без подвесных баков, км

1

1550

990

Максимальная

0.81

0.65

тяговооруженность

с 50% остатком топлива, ед.

Нагрузка на крыло при 50% остатке топлива, кг/м²

380

410

Максимальная скороподъемность у земли, м/сек

235

160

Вес боевой нагрузки, кг

1000

3100

Вооружение, боезапас

23 мм 2 -ствольная пушка ГШ-23, боезапас 200 снарядов, скорострельность 3500 выс./мин; 4хУР, НУРС, бомбы.

2х20-мм пушки М-39, боезапас 2x280 снарядов, скорострель ность 2x1500 выс./мин; УР класса «воздух- воздух» и «воздух- земля»; НУРС; бомбы.

По итогам проведенных наземных испытаний F-5E получил очень высокую оценку. Особо были отмечены:

– легкость и простота наземного обслуживания и предполетной подготовки;

– удобный доступ к системам и агрегатам самолета, силовой установки и оборудованию;

– продуманность расположения технологических люков и разъемов;

– простота процесса заправки;

– удобство обслуживания систем вооружения;

– хороший обзор из кабины, ее комфортность, удобное расположение приборов и органов управления.

Затраты времени на техническое обслуживание самолета за 1 час полета оказались значительно меньшими, чем у любого другого сверхзвукового самолета.

Автору этой статьи, находившемуся в то время в командировке в НИИ ВВС, судьба предоставила случай ознакомиться с этой машиной и лично убедиться в объективности оценки, данной специалистами института.

После завершения этапа наземных испытаний, в периоде 20 июля 1976 г. по 15 мая 1977 г. были проведены летные испытания. Изучение летно- технических характеристик, характеристик устойчивости и управляемости, маневренность и взлетно-посадочных характеристики самолета F- 5Е проводилось в объеме государственных испытаний.

Испытания проводили ведущие летчики-испытатели НИИ ВВС Н.И.Стогов, А.С.Бежевец и В.Н. Кондауров- все трое Герои Советского Союза.

После завершения испытаний, по итогам которых американский самолет получил высокую оценку своих летно-технических данных, были проведены воздушные бои (так называемое «совместное маневрирование») с истребителем МиГ-21 БИС. Результаты получились неожиданными, и обескуражили не только летчиков, проводивших эти бои, но также научных сотрудников НИИ ВВС и инженеров-конструкторов ОКБ А.И.Микояна.

Обладающий большей тяговооруженностью, скороподъемностью, имеющий максимальную эксплуатационную нормальную перегрузку и меньшую нагрузку на крыло, в восемнадцати (18!) воздушных боях МиГ-21 БИС ни разу не смог зайти в хвост F- 5Е. При этом F-5E в большинстве боев имел реальную возможность вести огонь в заднюю полусферу МиГ- 21 БИС.

Об этих испытаниях очень интересно и подробно вспоминает непосредственный их участник, Заслуженный летчик- испытатель СССР, Герой Советского Союза, полковник В.Н.Кондауров в своей книге «Взлетная полоса длиною в жизнь». Неутешительные для нашего самолета выводы, сделанные после скрупулезного анализа полетных материалов, оказались таковыми:

– истребитель МиГ-21 БИС обладает лучшими разгонными характеристиками, скороподъемностью на скоростях более 500км/ч – за счет большей тяговооруженности и угловыми скоростями разворотов на скоростях более 800 км/ч;

– на скоростях 750-800 км/ч ни один из самолетов преимуществ не имеет – борьба шла на равных, но ближнего боя не получалось из-за больших радиусов разворотов;

– на скоростях, меньших 750 км/ч F-5E обладает лучшими характеристиками маневренности, и это преимущество увеличивается с увеличением высоты и уменьшением скорости полета;

F-5E «Тайгер II» (заводской № 7300807) на аэродроме ГК НИИ ВВС в Ахтубинске.

Летники-испытатели ГК НИИ ВВС Герои Советского Союза НИ .Стогов (в кабине), А.С.Бежевец и В.Н. Кондауров изучают F-5E «Тайгер II».

Герой Советского Союза Н. И. Стогов перед вылетом на F-5E «Тайгер II»

– F-5E имеет более широкую область маневрирования, где возможно выполнение установившихся виражей с радиусом меньшим 1800 метров;

– на F-5E лучший обзор из кабины пилота и более комфортная компоновка кабины;

– F-5E имеет больший боезапас, но меньшую суммарную скорострельность пушек, что позволяет иметь большее время стрельбы из них.

Парадокс результатов этих боев нашел свое объяснение. Высокая маневренность F-5E на малых скоростях и больших углах атаки была достигнута за счет применения механизации крыла – отклоняемых носков и закрылков.

В зависимости от режима и скорости полета, носки и закрылки отклоняются на определенные углы, придавая крылу профиль, близкий оптимальному для данных условий полета. При этом увеличивается значение аэродинамического качества самолета (большая подъемная сила при меньшем сопротивлении) на каждом режиме полета – по сравнению с самолетом, не имеющим механизации крыла. Это улучшает характеристики управляемости на больших углах атаки, что позволяет реализовывать большие располагаемые перегрузки на малых скоростях, и, следовательно, иметь меньшие радиусы разворотов и большие их угловые скорости.

Кондауров писал об американском истребителе: «Не склонный выполнять энергичные маневры в подлетной конфигурации крыла (механизация крыла убрана), он преображался, когда летчики переводили его в маневренную конфигурацию (отклоняли предкрылки и закрылки). Из тяжелого «увальня» он превращался в ласточку».

Отмечалось, что без применения механизации крыла F-5E преимущества в маневренности не имеет. На F-5E «Тайгер II» первых серий (именно один из таких самолетов осваивали советские летчики-испытатели), пилот с помощью переключателя, установленного на ручке управления двигателем (РУД), мог установить носки и закрылки в 5 фиксированных положений, приведенных мною в таблице. На самолетах F-5E поздних серий отклонение носков и закрылков сделали автоматическим – по сигналу с датчиков высоты и скорости.

Анализ проведенных испытаний заставил пересмотреть степень важности тех или иных параметров при оценке маневренности самолета. Считавшиеся главными критерии, характеризующие маневренные свойства самолета – нагрузка на крыло и тяговооруженность -оказались недостаточными для оценки самолета воздушного боя. Необходимо рассматривать соотношения избытков удельных тяг (которые в большей степени зависят от аэродинамического качества самолета, чем от его тяговооруженности) и располагаемых нормальных перегрузок. Преимущество будет иметь тот самолет, у которого степень торможения будет меньшей – при больших значениях перегрузок и коэффициентов подъемной силы.

Это подтвердили результаты совместного маневрирования. И на их основе были разработаны тактические приемы ведения воздушного боя с F-5E и рекомендации строевым летчикам-истребителям. Общий смысл этих рекомендаций сводился к следующему: навязать противнику бой в условиях, где МиГ-21 БИС обладает преимуществами перед F-5E, и уклониться от боя (или попытаться выйти из него) при неблагоприятных условиях – пользуясь преимуществами в скоростных и разгонных характеристиках.

После испытаний в НИИ ВВС самолет F-5E передали в ЦАГИ для детального изучения конструкции планера и статических испытаний на прочность.

Восхищает прозорливость проектировщиков фирмы «Нортроп» и ОКБ А.И. Микояна, которые при разработке этих двух замечательных самолетов сумели заложить в их конструкцию богатый потенциал для дальнейшей модернизации и развития. Сейчас, почти через 50 лет после своего создания, эти истребители продолжают соответствовать требованиям современного воздушного боя.

Автор выражает признательность B.Л. Стоговой за предоставленные фотографии из архива летчика-испытателя Н. И. Стогова.

Ил-76 закрывают дорогу в Европу

Новые правила полетов ИКАО, вводимые в Европе с 1 апреля 2002 г. касаются уровня шума и эмиссии авиационных двигателей.

В новые стандарты не укладывается Ил-76 – основной грузовой самолет СНГ. Этих машин выпущено более 900 штук, и в связи с распадом СССР и резким сокращением ВВС России и других стран СНГ значительная часть Ил-76 нашла применение в гражданских транспортных авиакомпаниях.

Почасовая ставка за аренду, предлагаемая на мировых рынках за перевозку на Ил-76, чрезвычайно низкая. В среднем она составляет 4800 долларов, что абсолютно недостаточно даже для восстановления эксплуатируемой воздушной техники. Для установки на самолеты двигателей, доработанных по уровню шума и эмиссии газов согласно требованиям, вводимым в Европе с весны 2002 г., ставка должна возрасти до 6700-7000 долларов.

Для сравнения: почасовая ставка на западноевропейский транспортник А300-600 «Белуга» грузоподъемностью 47 тонн составляет 20000 долларов, на американский L-100 «Геркулес» грузоподъемностью 21 тонна – 5400 долларов.

По мнению генерального директора авиакомпании «Волга- Днепр» Алексея Исайкина, зарубежные заказчики Ил-76 спокойно согласятся с повышением ставок на аренду российского самолета до настоящей рыночной величины.

Следует особо отметить, что большинство рамповых самолетов мира было произведено в СССР. Именно они создали целую нишу воздушных перевозок автотракторной и другой колесной техники, а также сверхтяжелых и сверхгабаритных грузов. На двух последних специализируются самолеты Ан- 124-100 «Руслан».

Естественно, что страны Европы, которые видят в «советских» рамповых самолетах серьезного конкурента своим авиаперевозчикам, с удовольствием приняли к исполнению новые требования ИКАО по уровню шума и эмиссии двигателей. Причем, если 1 апреля 2002 г. можно считать «судным днем» для Ил-76, то в 2004 г., когда указанные требования опять ужесточатся и под них не подойдет двигатель Д-18, наступит черед Ан-124-100.

Но надо как-то готовиться к выполнению требований ИКАО. Специалисты видят два пути. Первый – модернизация Ил-76. Сейчас намечается пять ее вариантов, и среди них замена существующих двигателей Д-30 на новые ПС-90А, которые отвечают требованиям ИКАО. Но это дело весьма дорогое. Хотя, по словам президента английской авиакомпании «Эйр Фойл», в этой стране разрабатывается программа инвестирования в предстоящую модернизацию. Не исключено, что приемлемые условия привлечения английских капиталов и отсутствие серьезных экономических проработок со стороны производителей ПСС-90А приведут к установке на Ил-76 западных двигателей.

Второй путь – договориться с европейскими странами и, в первую очередь, с ЕС о разрешении использовать для Ил-76 грузовые аэропорты, расположенными вдалеке от крупных населенных пунктов. Но это резко сократит возможности перевозки грузов из Европы на этих самолетах.

Вопрос будет рассматриваться на ближайшей сессии ИКАО, которая состоится в Монреале. Россия и страны СНГ уже выработали единую позицию, с которой выступят на этой сессии. А для переговоров с ЕС предполагается образовать рабочую группу. Возглавят ее генеральный директор авиакомпании «Волга-Днепр» Алексей Исайкин, который одновременно является президентом отделения ТИАКА по России и СНГ, и генеральный конструктор АК «Ильюшин» Генрих Новожилов.

Однако пассивное отношение к проблеме руководителей российских авиационных КБ, связанных с модернизацией Ил-76 и с Ан-124-100, явно усложнит переговоры – как в Монреале, так и с ЕС в Брюсселе.

Вряд ли можно оспаривать тот факт, что грузовые рамповые самолеты производства стран СНГ являются неотъемлемой частью мирового рынка грузовых авиаперевозок. А на рынке перевозок сверхтяжелых и крупногабаритных грузов и гуманитарных операций им нет замены.

Для грузовых авиакомпаний СНГ введение ограничений приведет к снижению доходов на 10%. Кроме того, увеличится конкуренция на региональных рынках авиаперевозок, на которых нет ограничения по шумам. Появляются и такие негативные последствия, как свертывание побочного бизнеса, связанного с авиаперевозками на рамповых самолетах.

Андрей БАРАНОВСКИЙ

Фото Вячеслава Тимофеева

Истребитель «Мицубиси» А5М2

Елена АСТАХОВА

В НИИ ВВС японский трофейный истребитель А5М2 тип 96 привезли 28 октября 1938 г. после серьезной аварии. Машину для испытаний восстанавливали силами специалистов института. Мотор собрали из деталей трех аварийных двигателей. Полетный ресурс этого мотора определили в 20 часов. Внешне самолет слегка изменили: передвинули фонарь кабины летчика вперед на 80 мм и установили винт с новыми лопастями, которые взамен поврежденных изготовили на московском заводе № 28.

Об этой машине уже состоялась публикация в № 1 -2/97 и N2 3-4/97 «СМ», но будет не лишним напомнить некоторые сведения.

Самолету присвоили индекс И-96 – согласно принятому в советской документации обозначению истребителей. И опять, как в случае с самолетом И- 95бис, приписали производство фирме «Накадзима». Так возникло в отчетах по испытаниям название «Накадзима» И- 96. На самом деле палубный одномоторный одноместный истребитель А5М2 создавался на фирме «Мицубиси» под руководством известного авиаконструктора Йиро Хорикоми. Ранее его группа построила самолет А5М, который хорошо зарекомендовал себя в 1937 г. во время японо-китайской войны.

Конструкция истребителя И-96 по схеме представляет собой цельнометаллический моноплан с низким расположением крыла. На самолете устанавливался мотор «Котобуки» мощностью 540 л.с., с нагнетателем и редуктором (типа «Райт»).

Моторама трубчатая, сварной конструкции, жестко крепилась к фюзеляжу при помощи четырех узлов. На кольце рамы приварены кронштейны из листовой стали, на которых монтировались узлы крепления мотора, снабженные резиновыми амортизаторами.

Винт трехлопастный, металлический, фиксированного шага.

Шасси неубирающиеся, с механическими тормозами и воздушно-масляной амортизацией. Костыльное колесо ориентирующееся, приспособления для его стопорения при взлете и посадке отсутствовали.

Щитки с гидравлическим управлением были установлены на центроплане и отъемах крыла. Имелся триммер на руле высоты, пластинки для регулировки на элеронах и руле поворотов, а также регулирующаяся «юбка» на выходной щели капота мотора.

Вооружение самолета состояло из двух синхронных пулеметов калибра 7,7 мм с запасом патронов в 800 штук. Имелся оптический прицел типа «Кретъен» (ОП-1).

Под крыльями предусматривалась установка бомбодержателей и сбрасывающегося дополнительного бензобака емкостью 215 литров. Основные баки самолета (непротектированные) емкостью 344 литра были установлены в крыльях.

На самолете имелись кислородный прибор, огнетушитель, оборудование для ночного полета и резиновый мешок – для поддерживания самолета на плаву в случае посадки на воду.

В НИИ ВВС исследовали летно-тактические и боевые характеристики И-96. Основная цель – выявление положительных особенностей конструкции, вооружения и оборудования японского самолета, которые могли быть внедрены в отечественное производство. Всего выполнено 28 полетов общей продолжительностью 15 часов 15 минут. Исчерпав свой ресурс, мотор начал работать с перебоями, появилась течь в масло- и бензобаках, образовался значительный люфт в проводке к рулю высоты. Испытания завершились, потому что летать с ненадежным мотором стало опасно.

В состав группы испытателей самолета И-96 входили: летчики облета генерал-майор А.И.Филин и майор П.М.Стефановский, ведущий инженер военинженер 3-го ранга М.И.Таракановский, ведущий летчик майор Г.П.Кравченко, летчик-испытатель ст.лейтенант А.Г.Кубышкин, ведущий инженер по ВМГ Золотарев, ведущий техник самолета Хлопцев, военинженер 1-го ранга Сбитнев, ведущий инженер по испытанию на устойчивость Турчков, техник-расчетчик Андросова.

Основные размеры самолета: размах крыла – 11,04 м; длина самолета – 7,55 м; размах горизонтального оперения – 4,0 м; колея шасси -2,51 м; площадь крыла – 17,87 м² .

В результате испытаний получены следующие данные: граница высотности мотора в полете – 3200 м; расчетная высота – 2500 м; вес пустого самолета с пулеметами – 1291 кг; полетный вес самолета – 1725 кг (при полной загрузке); удельная нагрузка на крыло – 96,5 кг/м² ; удельная нагрузка на мощность – 2,82 кг/л.с.; максимальная скорость на высоте 3200 м – 370 км/ч; время подъема на 3000 м – 4,3 мин., на 5000 м – 7,5 мин., на 8000 м – 15,5 мин.; практический потолок – 10000 м; длина разбега – 200 м; время разбега – 11 сек.; длина пробега со щитками и тормозами – 380 м; время пробега – 30 сек.; время виража на 1000 м – 15 секунд.

Определение летных характеристик производилось с полетным весом самолета 1686 кг, что было вызвано неполной заправкой баков бензином и установкой приборов для испытаний. Нормальный запас горючего при этом равнялся 200 кг вместо 344 кг (полная емкость основных баков).

Вся основная нагрузка истребителя оставалась без изменений. Центровка пустого самолета с пулеметами составляла 18,4% САХ, груженого в нормальном варианте – 24,3 % САХ.

В самом начале испытаний выяснилось, что мотор с прикрытой выходной щелью чрезмерно переохлаждался на планировании и даже у земли при температуре наружного воздуха плюс 15-20°С.

Для поднятия температурного режима мотора пришлось снять дефлекторы с головок цилиндров, а на картере установить лобовой капот. Головки цилиндров закрыли индивидуальными зимними капотами с самолета И-5. Несмотря на эти мероприятия, мотор продолжал переохлаждаться при самом незначительном планировании и работал неудовлетворительно.

Ввиду ненадежности мотора, тарировку указателя скорости И-96 проводили не на километражной базе, а на высоте 2110 метров – при полете строем с самолета И-15бис № 4160, указатель скорости которого был протарирован на базе.

В выводах по результатам испытаний специально оговаривалось, что полученные летные данные самолета И-96 могут рассматриваться лишь как приближенные, так как мотор был некондиционный, а винт -с измененной лопастью и профилем.

Определение взлетно-посадочных свойств И-96 на колесном шасси с ориентирующимся хвостовым колесом производили на сухом аэродроме с невысоким травянистым покрытием, при скорости ветра 0,5-1,5 м/сек.

Рулил самолет при 1100-1200 об/мин. Ориентирующийся и неуправляемый костыль и малоэффективные тормоза затрудняли руление. Обзору мешал капот мотора, закрывающий пространство впереди самолета.

Замер длины разбега с использованием щитков не делали из-за недостаточной их прочности. Взлетали без форсирования и с поднятыми щитками. Скорость при выдерживании после отрыва доводилась до 140-160 км/ч по прибору, и устойчивый набор высоты осуществлялся на этой скорости. Самолет имел 100-процентную весовую компенсацию рулей.

Такая же картина наблюдалась при испытании на боковую и путевую устойчивость в диапазоне центровок от 24 до 27% САХ. После возникновения сноса или крена в 10-15° самолет быстро восстанавливал режим прямолинейного полета, и летчик не отмечал больших усилий на ручке.

В момент посадки И-96 ни разу не фотографировали. Но на пленку зафиксировали процессы выравнивания и даже парашютирования. Это позволило определить посадочную скорость примерно в 90 км/ч при открытых на 45° щитках.

Характерной особенностью самолета являлся небольшой по площади руль высоты (44,5% от площади стабилизатора), которого не хватало без пользования щитками для трехточечной посадки. Поэтому замер длины пробега без щитков не производился.

Вследствие ненадежной работы мотора маневренность самолета проверяли только на виражах и «восьмерках» на высоте 1000 метров.

На виражах самолет был устойчив, крен составлял до 70-80° при максимальных оборотах. Скорость на вираже менялась в широком диапазоне, вплоть до 160 км/ч. Оптимальный вариант – около 200 км/ч.

При перетягивании ручки из положения «нейтрально» полностью «на себя» крен увеличивался, и самолет опускал нос без тенденции к сваливанию на крыло. Усилие на ручку было незначительное и могло сводиться к нулю соответствующей установкой триммера.

Разница в выполнении правого и левого виража отсутствовала. Вход самолета в вираж, выход из него, а так же быстрый перевод из левого виража в правый или наоборот происходили легко и быстро.

Вибраций хвоста или самолета не наблюдалось. Все виражи выполнялись с закрытыми щитками из-за недостаточной их прочности.

В разделе «Выводы» акта по результатам испытаний записано:

«Техника пилотирования истребителя И-96 упрощена до минимума – как на прямолинейном полете, так и на маневре. Самолет доступен для летчиков средней и ниже средней квалификации благодаря большим запасам статической и динамической устойчивости и наличию механизации крыла. Простая техника пилотирования не отвлекает внимание летчика в бою.

Устойчивость самолета в полете относительно всех осей хорошая – благодаря передней центровке 24,4% САХ, большому поперечному углу крыльев (6-7°) и удачно выбранным соотношениям площадей оперения и длины самолета.

Нормальная центровка 24,5% САХ при полной загрузке самолета является для И-96 самой выгодной. Она ограничивается спереди возможностью трехточечной посадки без щитков и позволяет в большей мере использовать ресурс устойчивости, заложенный в данной схеме.

На режимах планирования, горизонтального полета и набора высоты запасы статической устойчивости меняются в пределах 4-5% центровки.

Наличие неуправляемого ориентирующегося хвостового колеса ухудшает устойчивость и маневренность самолета на земле. В конце пробега машина может непроизвольно развернуться, чему способствуют низкая эффективность механических тормозов.

На взлете самолет прост. При правильном поднятом хвосте тенденции к прыжкам при разбеге машина не имеет и плавно отрывается. Необходимо выдержать машину до скорости 160-170 км/ч, и на этой скорости набирать высоту. После отрыва машина устойчива, не сваливается и не требует длительного выдерживания.

На наборе высоты И-96 хорошо балансируется. При помощи триммера самолет можно отрегулировать на определенную скорость, после чего он будет устойчиво набирать высоту с брошенным управлением.

Горизонтальный полет устойчивый. Машина быстро возвращается в режим первоначального полета – даже при наличии искусственного возмущения в виде крена, поворота или увеличения (уменьшения) скорости.

Планирует машина устойчиво: без щитков – на скорости 160 км/ч, со щитками – на скорости 150 км/ч. При помощи триммера снижается нагрузка на руль высоты, и машина слегка кабрирует. Самолет с полностью открытыми щитками устойчиво планирует даже на скорости 125-130 км/ч, но посадка получается грубая.

При центровке 24-25% САХ рулей не хватает для посадки на 3 точки без использования щитков. Открытые щитки создают кабрирующий момент и увеличивают устойчивость самолета. При этом рулей хватает, но ручка выбирается уже полностью. При высоком выравнивании тенденция к сваливанию на крыло отсутствует.

Траектория взлета и посадки с использованием щитков крутая -благодаря хорошей устойчивости самолета относительно всех его осей.

Маневренность И-96 в воздухе хорошая. С открытыми щитками самолет устойчиво виражит на скорости 150 км/ч. Это положительное качество для боевой машины.

Запасы статической устойчивости позволяют иметь широкий диапазон эксплуатационных центровок. Однако самолет И-96 так удачно скомпонован, что у него сдвиг центровки в полете не превышает 1,5-2% при всех вариантах загрузки.

Подобное смещение мало отражается на расходах руля высоты и, как следствие, на уровне давления на ручку. Самолетом можно управлять без использования триммера.

Большой расход руля по режимам является следствием малой площади Р.В. по отношению к площади его оперения. Японцы допускают этот расход даже для истребителя. И нет оснований желать лучшего в данной схеме – при выбранных ими площадях оперения и плечу хвостового оперения.

Снижение устойчивости самолета на режимах пикирования и на малых скоростях объясняется схемой низкоплана, как на самолетах УТ-1 и И-16».

В отчетах по испытаниям указывается, что время выполнения виражей, серийных виражей и «восьмерки» истребителем И-96 не превосходит соответственно времени выполнения этих же фигур самолетом И-16. А скорость набора высоты у «японца» значительно меньше, чем у нашей машины.

Тем не менее, специалисты НИИ ВВС рекомендуют ознакомить КБ авиационных заводов с геометрическими размерами и компоновкой японского самолета. Они считают полезным учитывать эти данные при выборе основных параметров для самолетов-низкопланов. Сочетание простой техники пилотирования и хорошей маневренности И-96 доказывает, что необходимо повышать запас устойчивости относительно всех осей на отечественных истребителях.

По сравнению с советскими истребителями стрелковое вооружение на И-96 оказалось слабее – как по количеству пулеметов и их скорострельности, так и по количеству боезапаса. Оптический прицел типа ОП-1 был неудобным в пользовании.

Установка гашетки пулеметов на рычаге сектора нормального газа (как и на самолете И-95 бис) в полете не проверялась. Но столь непривычное расположение имело, как выяснилось, ряд преимуществ перед системой гашеток, принятых в ВВС РККА. Например, позволяло хорошо сочетать маневр самолета с управлением мотором и стрельбой из пулеметов.

Положительным фактором являлось наличие у мотора с редуктором синхронизатора под трехлопастный винт. Однако конструкция синхронизатора была ненадежной из-за частых поломок роликов толкателей. Поэтому испытания стрелкового вооружения не проводились.

Общую картину дополняют выводы специалистов, сделанные по результатам работы винтомоторной группы:

«Установлено, что мотор типа «Райт» производства японского завода «Кото- буки» работал неудовлетворительно: переохлаждался в горизонтальном полете и, особенно, на планировании, давал перебои в начале разбега.

При закрытых «юбках» температура цилиндров падала с 180-200°С до 50-40°С.

Это объясняется отсутствием подогрева всасываемого воздуха, неподходящего для нашего климата капотажа и обогащенного состава смеси.

Особый интерес представляет конструкция «юбок» с карданным соединением, простая и надежная в работе.

Управление нормальным газом и высотным корректором типа «Брюстер» работало легко и без люфтов.

При испытаниях замерялось давление масла на всасывании. Заслуживает внимания отличная система смазки мотора. Маслобак расположен в крыле на 0,5 м ниже помпы мотора и на всасывающий масломагистрали установлен фильтр, но давление масла поддерживается постоянным (5,2 кг/см 2 ) от земли до высоты 10000 метров. Маслорадиатор достаточно эффективный. Температура выходящего масла во время набора высоты не превышала плюс 90°С.

Система питания горючим при наличии четырех основных бензобаков и пятого подвесного проста и удобна (всего два перекрывных бензокрана). Работала нормально до высоты 10000 метров. Рукоятки бензокранов размещены удобно, их положение ясно видно.

Наличие подвесного бензобака значительно увеличивает радиус действия самолета, однако испытания И-96 с ним не проводились. Подвесной бензобак аналогичной схемы испытали на самолете И-16 с положительным результатом.

Приборы по ВМГ не представляют интереса для отечественной промышленности».

В эксплуатации И-96 был прост, но для его обслуживания требовалось не менее трех человек. Запуск мотора производился от ручного инерционного стартера типа «эклипс» и подвесного бензобака. Два человека раскручивали маховик в течение 1-1,5 минут. Сцепление маховика с коленчатым валом мотора производит один из раскручивающих. В холодное время года мотор таким способом не запустить.

Кроме того, подобный способ запуска крайне опасен: из выхлопного коллектора в этот момент выбивается пламя, которое может обжечь лицо техника или заставит его резко отклониться в сторону вращающегося винта.

Подход к агрегатам мотора неудобный. Особенно это касалось подхода к задним свечам, к термостату радиатора, гайкам крепления цилиндров, масляной помпе. Для съемки фильтра «Куно» необходимо было снимать весь мотор.

Расположение горловин баков на крыле обеспечивало удобную заправку самолета горючим и маслом. Маслобак демонтировался просто, в отличие от бензобака – там надо было снимать консоли крыла.

Щитки ремонтировать крайне трудно, так как снять их без поломки нервюр крыла невозможно.

Регулировка самолета сложности не представляла. На элеронах и рулях поворотов имелись отгибающиеся пластинки, а на руле высоты – триммер.

Шасси к зимней эксплуатации не приспособлены. В их конструкции не было достаточного зазора между втулкой и пневматикой. При малейшем перекосе или разбухании пневматика он мог заклиниваться в вилке и быстро разрушаться. Свободная ориентировка хвостового колеса упрощает маневрирование при обслуживании самолета, но снимать и осматривать колесо неудобно.

Проводка тросов управления проходила через ролики из пластмассы. Износ тросов в эксплуатации при этом получается небольшим.

Конструкция тяг к элеронам и рулю высоты неудовлетворительная. В процессе эксплуатации быстро появляется люфт.

Кабина летчика просторная и удобная, но козырек из мутного плексигласа мешал обзору. Кроме того, этот материал, установленный в фонарь кабины и консольные АНО, растрескивался при полете на высотах 8000- 10000 метров.

На фонаре кабины пилота и фюзеляже были сделаны три поручня и две подножки, что значительно облегчает влезание в самолет и его покидание – на земле и в воздухе.

Рычаги управления и немногочисленные приборы установлены в кабине рационально. Особенно удобными оказались: управление «юбкой» выходной щели капота мотора, расположенной справа вверху; педали ножного управления и сидение летчика, которое легко регулировалось в полете. Сектор газа имел плавный ход и удобные ручки.

Неудачным признали управление тормозами, смонтированное на педалях ножного управления. Педали ходят свободно, без нагрузки, и самолет слабо реагирует на руль поворота. Неудобна и установка ручки кускового магнето.

В заключение Акта по испытаниям говорилось, что по своим летным данным, маневренности и вооружению самолет И-96 стоит ниже новых маневренных истребителей ВВС РККА. Конструкция и оборудование «японца» особой ценности не представляют, но отдельные агрегаты заслуживают внимания. Для детального изучения и внедрения положительных образцов в отечественную промышленность предлагалось передать машину на завод № 156, а мотор -в ЦИАМ. В дальнейшем самолет И-96 и мотор из-за их сильной изношенности использовать для полетов не рекомендовалось.

Истребитель «Накадзима» Ки-27

И-97 (Ки-27), испытанный в Н-ской части ВВС Красной Армии (1939 г.)

Л учший японский истребитель предвоенного периода Ки-27 тип 97 в документах НИИ ВВС получил название «Накадзима» И-97. На этот раз с принадлежностью самолета к фирме не ошиблись. Именно в компании «Накадзима» под руководством конструктора Хидео Итакава был разработан и построен Ки-27.

Однако во всех отчетах об испытаниях И-97 советские авиационные специалисты и летчики уверенно повторяли: этот истребитель является удачной модификацией самолета «Накадзима» И- 96 (т.е. «Мицубиси» А5М2), который в 1939 г. уже исследовался в институте.

Исходили из того, что внешний вид и геометрические размеры самолетов И-96 и И-97 почти совпадали, но конструкция И-97 совершеннее и мотор на нем установлен более мощный. Обращалось внимание на состав оборудования и высокое качество производственного выполнения всех деталей, практически одинаковые на обоих самолетах. По-видимому, в нашей стране существовало слабое представление об унифицированном промышленном производстве. Поэтому японские самолеты разных авторов и фирм упорно считались модификациями.

В НИИ ВВС самолет И-97 прибыл 10 сентября 1939 г. со значительными повреждениями: отсутствовал руль высоты, были сломаны хвостовая и моторная части фюзеляжа, в конструкции и в агрегатах винтомоторной группы насчитывалось большое количество пулевых пробоин. Машину восстановили на опытном заводе института, частично покрасили и подготовили к летным испытаниям. Пришлось отремонтировать мотораму, хвостовую часть фюзеляжа, бензо- и маслобаки, стабилизатор, изготовить новый руль высоты, детали шасси и многое другое.

Истребитель И-97 проходил испытания в период с 15 ноября по 16 декабря 1939 г. и с 26 мая по 2 июня 1940 г. Зимой самолет не летал из-за невозможности установки лыж для взлета и посадки. Всего во время испытаний произвели 38 полетов общей продолжительностью 10 часов 30 минут.

Мотор работал на земле 8 часов 50 минут, на станке – 20 часов 15 минут. Летные характеристики снимали с углом установки лопастей винта (33°) и наддувом, которые соответствовали японской регулировке в боевых условиях. При испытаниях с самолета демонтировали кольцевой (лобовой маcляный радиатор, так как при пробах мотора на земле масло в нем сильно переохлаждалось.

Испытание вооружения и спецоборудования в НИИ ВВС не проводилось, поскольку оно уже было знакомо по самолетам И-95бис и И-96.

Кроме изучения вышеупомянутой машины, был произведен облет самолета И-97 более позднего выпуска летчиками НИИ ВВС и летчиками Н-ской авиационной части (предположительно – на территории Монголии).

Источником информации для специалистов института служили также отчеты по проведению воздушных боев с И-97 (Ки-27) советских самолетов И- 16 и И-153 во время операций в районе озера Халхин-Гол.

В группу непосредственных участников испытаний входили: ведущий инженер военинженер 3-го ранга М.И.Та- ракановский, помощник ведущего инженера военинженер 3-го ранга Рабкин, ведущий летчик-испытатель капитан А.С. Николаев, ведущий инженер по ВМГ военинженер 3-го ранга Золото- рев, ведущий инженер по вооружению военинженер 3-го ранга Березин, техник самолета воентехник 2-го ранга Стрелков, техник по вооружению воентехник 2-го ранга Наумов, моторист старшина Сидоркин, техники-расчет- чики Андросова и Сорина, техник по приборам Быков, техник-кислородчик Коробков.

Истребитель облетывали: генерал- майор авиации А.И.Филин, полковой комиссар Холопцев, летчики-испытатели майоры С.П.Супрун и П.М.Стефа- новский, военинженер 2-го ранга капитан А.Г.Кочетков, военинженер 2-го ранга капитан А.Г.Прошаков, старший лейтенант А.Г.Кубышкин, старший лейтенант Шапоров, летчик-испытатель Н- ской части К.К.Коккинаки и командир эскадрильи Олейниченко.

Конструктивно самолет И-97 представлял собой цельнометаллический низкоплан. Фюзеляж – монокок с дюралевой обшивкой и стрингерами. Киль был изготовлен за одно целое с фюзеляжем. За кабиной летчика на фюзеляже имелся разъем для удобства транспортировки. Внизу находится большой люк, предназначенный для осмотра крепления передней и задней части фюзеляжа, а также агрегатов управления.

Кабина закрытого типа, со сдвигающимся назад фонарем. Подвижная средняя часть на исследуемом в НИИ ВВС экземпляре И-97 отсутствовала – ее, очевидно, сняли в боевой обстановке для улучшения обзора.

Крыло трехлонжеронное, с работающей обшивкой, тонкого профиля. Имело сквозное строение и лишь короткие съемные отсеки на консолях. На крыле были установлены щитки-закрылки типа «Шренк» с механическим управлением. Элероны типа «Фрайз». Заклепки крыла (как и фюзеляжа) выполнены с потайной головкой.

Оперение металлическое, рули и элероны имели полотняную обтяжку. На руле высоты был установлен флетнер, регулируемой только на земле. На руле поворотов и элеронах установлены пластинки для балансировки самолета на земле. Рули и элероны имели 100- процентную весовую компенсацию.

Шасси одностоечное, неубирающееся. Костыль неориентирующийся и неуправляемый. Амортизация шасси была масляно-пневматическая, а костыля – масляно-пружинная. Тормоза колес механические.

Управление смешанное: элеронами – жесткое, а рулем высоты и поворотов – тросовое.

На самолете И-97 устанавливался звездообразный мотор воздушного охлаждения фирмы «Котобуки». Он имел максимальную мощность 650 л.с., был снабжен редуктором и нагнетателем. Высотность мотора, полученная при летных испытаниях, равнялась 3100 метрам.

Винт металлический, трехлопастный, фиксированного шага (испытания в НИИ ВВС проводили с двухлопастным, советского производства). Запуск мотора осуществляется от автостартера через храповик, смонтированный на втулке винта.

Имелось пять бензиновых баков, из них четыре – в крыле и один резервный – в фюзеляже, за доской приборов. Емкость основных баков составляла 332 литра (250 кг). Кроме того, на самолете предусматривалась подвеска сбрасывающихся бензобаков. Масляный бак один. Бензо- и маслобаки непротектированные.

Вооружение самолета состояло из двух синхронных пулеметов «Виккерс» калибра 7,7 мм с общим боезапасом 1000-1100 патронов. Имелся оптический прицел типа ОП-1. Гашетка пулеметов, как и на других японских самолетах, монтировалась на секторе нормального газа мотора.

Изготовленное в Японии по лицензии кислородное оборудование французской фирмы «Гурду-Лезэр» образца 1930 г. состояло из баллона, редуктора, индикатора потока, полумаски и гладкого резинового шланга с наружным диаметром 8 мм.

Для полетов ночью и в сложных метеоусловиях на щитке крыла устанавливались два факелодержателя. В полете, когда щитки закрыты, факелы направлены вдоль по потоку. На посадке они отклоняются на 45° вместе со щитками. Для лучшего видения приборов на их стрелки и шкалы нанесено большое количество светящейся массы. Индивидуальное освещение имел только компас.

На самолете предусматривалось место для радиостанции, и имелись вводы для антенны. Питание электроэнергией осуществлялось от аккумулятора.

В результате обобщенного мнения советских летчиков-испытателей сложилась картина рабочего места пилота на японском истребителе. Кабина была просторная, задувание незначительное и возможен полет без очков. Рычаги управления располагались удобно. Приборы на приборной доске были малочисленны и хорошо скомпонованы для наблюдения.

Обзор на рулежке вперед лучше, чем на И-16, благодаря тому, что летчик сидел выше и ближе к мотору. Обзор в стороны и назад хороший. Открытые створки капота ухудшают обзор. Обзор при наборе высоты вперед неудовлетворительный.

В полете обзор назад, вниз, вверх, вперед и в стороны были очень хорошие. Недостаточен обзор вперед-вниз под собой. Обтекатель за головой летчика был застеклен плексигласом, что очень помогало обзору назад во время воздушного боя. Удобно расположенное зеркало впереди летчика под козырьком в его верхней части облегчало обзор задней полусферы.

Сидение признали неудачным, потому что у летчика быстро уставала спина и поясница. Регулирование щитков при помощи рукоятки занимало много времени, так как для полного опускания щитков (до 45°) приходилось делать 21 оборот. Неудобными были педали ножного управления и педали тормозов. Сектор высотного газа пружинил и мог отходить. Бронеспинка кресла отсутствовала.

Позади кабины летчика под фюзеляжем находился люк, через который человек легко попадал в самолет. Благодаря этому можно было возить с собой техника, если этого требовала обстановка.

Самолет обладал хорошей продольной поперечной и путевой устойчивостью, и по технике пилотирования напоминал летчикам-испытателям НИИ ВВС

Истребитель И-96.

На ровном и сухом грунте аэродрома самолет рулил со скоростью 6-7 км/ч при 800-900 об/мин. Рулить на мягком грунте можно было без сопровождающего, но разворот делался с большим радиусом. Летчик давал газ до 1300- 1500 об/мин и ручку отводил до отказа вперед. Хвост у самолета очень легкий, и при пробе мотора технику приходилось его держать. Жестко фиксированный костыль шасси и механические малоэффективные тормоза усложняли пробег и рулежку, особенно с боковым ветром.

Взлет простой: И-97 быстро поднимал хвост, тенденция к развороту отсутствовала, обзор вперед был хороший. Разбег получался по длине как у И-16, отрыв происходил очень плавно. Самолет взлетал лучше при открытых на 10-15° щитках.

Наиболее выгодная скорость набора высоты 190-200 км/ч при 2100 об/мин. Скороподъемность хорошая. При наборе высоты самолет имел тенденцию к развороту влево, при резком сбавлении оборотов отпускал нос и разворачивался вправо.

В горизонтальном полете самолет был устойчив. При увеличении скорости нагрузка на ручку возрастала. На средних и малых скоростях можно было лететь с брошенной ручкой. На больших скоростях сбалансировать самолет не представлялось невозможным из-за отсутствия триммеров.

Закрылки на И-97 не очень эффективны ввиду своей малой площади. Но без закрылков самолет очень плохо терял высоту и при выдерживании несся над землей как И-16.

Скорость планирования со щитками, открытыми полностью (45°), равнялась 130-140 км/ч при задросселированном моторе 350-450 об/мин. Самолет слегка кабрировал, но планировал устойчиво, и посадка происходила без затруднений.

При планировании без щитков при скорости 140-150 км/ч глиссада получалась слишком пологая, поэтому плохо просматривалась посадочная полоса. В этом случае самолет по своей траектории планирования напоминал планер типа Г-10.

Посадка простая – как с закрылками, так и без закрылков. Самолет к сваливанию на крыло тенденции не имел. Допускал высокое выравнивание, с которого «плюхался» (по выражению летчиков-испытателей) на три точки. Рулей высоты для 3-х точечной посадки не хватало, как и на самолете И-96.

Самолет легко переводился на скольжение и устойчиво скользил на скорости 150-160 км/ч при 800-1000 об/мин с креном 50-60°. В конце пробега наблюдалась тенденция к разворотам, что объясняется совершенно неудовлетворительными тормозами.

Летчики-испытатели отмечали, что И-97 «…очень хорошо делает виражи. При перетягивании ручки самолет в «штопор» не сваливается, а только дрожит. Лучшая скорость на вираже – 200 км/ч. Время и на левом, и на правом виражах – 12 секунд ( в отдельных случаях – до 11 секунд). Серийный тройной вираж самолет проходит за 37 секунд -и влево, и вправо. «Восьмерку» делает за 24-25 секунд.

Самолет очень легко вводится в вираж (чувствуется нагрузка на элероны), но неохотно переходит с виража в вираж – приходилось помогать ногой.

Разницы в выполнении правого и левого виража нет. За время пилотажа И-97 хорошо слушается всех рулей управления, виражит устойчиво. Нагрузка на элероны, руль глубины и руль поворота незначительная, приятная, как раз хорошая для истребителя. Самолет делает хорошо боевой разворот с большим набором высоты. Перегрузка на развороте значительно меньше, чем на И-16.

Самолет очень хорошо парашютирует до скорости 80-90 км/ч.

Когда И-97 теряет скорость, он падает строго на нос. Самолет очень устойчив на пикировании и быстро набирает скорость. При выводе из пикирования нагрузки на рули глубины незначительны. Тенденции к затягиванию на пикировании нет, но при энергичном выводе из пикирования самолет начинает трясти. Покачивания с крыла на крыло, как у самолета И-16, не наблюдается.

Путевая, продольная и поперечная устойчивость у И-97 очень хорошая и напоминает самолет «Мессершмидт».

Истребитель И-97 обладал хорошей маневренностью в горизонтальной плоскости – на виражах и «восьмерках». А благодаря значительной вертикальной скорости должен был обладать хорошим маневром по высоте. Однако вертикальный маневр в НИИ ВВС не проверялся – ввиду большой изношенности поступившей туда машины. Опасались и вибрации мотора, вызванной отсутствием амортизации в системе его подвески. Моторама была сварена в 4-х местах из-за повреждения трех подкосов из восьми.

Вот что записали в отчете по испытаниям по поводу работы винтомоторной группы:

«Мотор «Котобуки», заводской № 51. Однорядная звезда, 9 цилиндров. Максимальная мощность у земли – 650 л.с., номинальная мощность у земли – 520 л.с., номинальная мощность на расчетной высоте 3100 м – 580 л.с., максимально допустимые обороты – 2500 об/мин., минимальные обороты – 400 об/мин.

Винт типа ВФШ, трехлопастный, диаметр – 2,9, ширина лопастей – 254 мм, материал лопастей – дюраль. Моторама – стержневая, сварной конструкции из стальных труб, жесткая, амортизации не имеет.

«Накадзима» Ки-27

Капоты воздушного охлаждения быстросъемные (тип НАКА). Подход к задней части мотора затруднен. Всасывающий патрубок при расположении карбюратора расположен сверху и не ухудшает обзора летчику.

Бензобаки – из алюминиевого сплава, сварной конструкции. Бензопровод сделан частично из дюралевых труб, частично – из суперфлекса. Соединения – ниппельные. Аварийного слива нет. Заменять нижние баки в крыле удобно, а резервный бак – неудобно.

Общая емкость бензосистемы, равная 332 литрам, обеспечивает питание мотора на земле и в воздухе до высоты 8500 метров. На заправку горючего требуется 12-14 минут. Управление бензокранами удобное. Показание бензо- метра не соответствует действительному количеству бензина в баках. Слив горючего неудобен и отнимает много времени.

Благодаря установке двух подвесных сбрасывающихся бензобаков истребитель И-97 может находиться в воздухе 4 часа и покрыть расстояние в 1000 км, что позволяет использовать его для сопровождения бомбардировщиков.

Маслобак расположен на пожарной перегородке, снимать его неудобно. Регулировка температуры масла отсутствует. Выхлоп имеет два коллектора, выведенных вниз.

Полная емкость маслобака 30 литров, нормальная заправка – 23-24 литров. Система смазки обеспечивает нормальную смазку мотора до высоты 8500 метров. Температура масла на высоте 7000 м достигает 115°С, при дальнейшем подъеме начинает понижаться. Нормальное давление масла сохраняется на всех высотах.

Мотор эксплуатировался на горючем ЗБ-74, с октановым числом 91 и маркой масла «СС».

Управление мотором простое. Осуществляется жесткими тягами – три рычага расположены на левом борту фюзеляжа. Запуск при помощи автостартера надежен. Противопожарная перегородка в конструкции фюзеляжа выпускной формы.

Имеются следующие контрольные приборы: счетчик оборотов, вакууммер, манометр, термометр масла, манометр масла и бензина, термопара с переключателем на два цилиндра. Высотный корректор работает весьма эффективно.

Приемистость прогретого мотора нормальная. Случались перебои в работе мотора из-за быстрого переохлаждения головок цилиндров при планировании с полностью закрытыми «юбками». Такой же недостаток был зафиксирован и при испытании самолета И-96.

В полетах возникает тряска мотора высокой частоты, сопровождаемая «зудом». Самолет не терпит малых скоростей с работающим мотором и сильно вибрирует в горизонтальном полете, на планировании и при парашютировании. Вибрация исходит от моторной установки и от хвостового оперения.

Самолет вибрирует также на пикировании, на боевом развороте и на вираже. При полетах на больших скоростях вибрация имеет небольшую амплитуду, но большую частоту.

Возможны следующие причины:

– мотор на мотораме и моторама к фюзеляжу крепятся без амортизации, и вибрации распространяются от мотора на самолет;

– в моторной раме был перебит пулей один подкос;

– на испытуемом И-97 стоял винт не трехлопастной (как ему положено), а слишком легкий для него двухлопастный, взятый с самолета И-16 – поэтому между втулкой и носком вала образовался большой люфт».

После снятия летных характеристик в НИИ ВВС испытания И-97 прекратили именно из-за ненадежной работы мотора.

Итак, самолет И-97 имел сравнительно высокие летные данные при моторе мощностью 650 л.с., неубира- ющемся шасси и небольшой посадочной скорости. Советские специалисты обосновали это рядом причин:

– меньшим, чем у истребителей ВВС Красной Армии, миделем фюзеляжа

(диаметр звезды этого мотора меньше на 6 %);

– металлическим покрытием с заклепками впотай у крыльев и фюзеляжа, в отличие от отечественного – полотняного;

– меньшей относительной толщиной профиля крыла (15 % у корня);

– наличием редуктора на моторе, что улучшает условия работы винта;

– небольшим полетным весом.

Хорошие взлетно-посадочные свойства самолета и маневренность получены за счет отличной продольной, поперечной и путевой устойчивости – благодаря передней центровке 25,4 % САХ; большому поперечному V крыльев (7°) и удачному выбору площадей оперения.

Но с другой стороны, стремление к уменьшению полетного веса усложнило эксплуатацию и транспортировку самолета. Кроме того, самолет оказался недостаточно прочным как в нормальных полетах (наличие вибраций, обусловленных полным отсутствием амортизации мотора), так и при пикировании. Высота отвесного пикирования ограничивалась 500-700 метрами, что являлось слабым местом истребителя И-97.

Картина воздушных боев самолетов И-153 с истребителями И-97 складывается на основании опыта боевых действий в МНР в 1939 г. и боев, проведенных в Н-ской авиационной части (предположительно – в Китае), участником которых был летчик-испытатель НИИ ВВС капитан А.С.Николаев:

«Воздушный бой И-97 с самолетом И-153 М-63 велся, как правило, в составе группы. Но были схватки и один на один. Продолжительность боев колебалось в пределах от 2 до 20 минут.

При сближении самолеты И-97 всегда были выше И-153 на 200-1000 метров и начинали атаку, пикируя под углом 50-80°. При выходе из атаки большая часть И-97 уходила боевым разворотом с набором высоты. А меньшая часть, закончив стрельбу, врассыпную уходила вниз.

Самолеты И-153 до и во время атаки И-97 старались набрать как можно большую высоту и оттуда стреляли по атакующим японским самолетам.

После первой же атаки завязывался бой. Все самолеты, как И-153, так и И- 97 оставляли в строю лишь отдельные звенья. Уже через 2-3 минуты боя каждый дрался самостоятельно или в лучшем случае, парой. Это было похоже на рой пчел, переплетенный шнурами трассирующих пуль.

Большинство летчиков дралось на вертикали, остальные – кто на «петлях», кто на виражах, кто на боевых разворотах. Легко было драться с И-97 только до высоты 4000 метров. Если И- 97 входил в вираж, то И-153 в начале или в конце второго виража заходил ему в хвост, и «японцу» приходилось переходить на вертикальный маневр.

Лобовых атак И-97 боялся. Если И- 153 попадал в тяжелое положение, то легко мог уйти продолжительным пикированием «змейкой». Самолет И-97 круто пикировал не более 700-1000 метров, после чего прекращал преследование.

При опросе пленных японских летчиков выяснилось: они пикируют круто, но не продолжительно из-за большой вибрации крыльев (особенно консольной части) и быстрого охлаждения мотора, который после этого может остановиться».

Однажды во время боя у самолета И- 97 оторвалась консоль крыла на пикировании при преследовании его самолетом И-153, который пилотировал А.С. Николаев. Консоль оторвалась после пикирования 500-700 метров, причем возможность повреждения крыла при преследовании исключается, так как огонь велся по кабине летчика. Самолет, как показывают очевидцы, был новый.

Аналогичный случай произошел во время боя в районе Тамцак-Булат, что также подтверждают множество свидетелей из числа летчиков.

Самолеты И-97 часто обманывали И- 153 на петлях. Находясь в положении «вверх колесами», летчик на И-97 отдавал ручку от себя и продолжал полет в том же положении. Самолет И-153, не удержавшись вверх колесами, сваливался. Или, находясь в положении «вверх колесами», летчик на И-97 давал ногу. Самолет разворачивался вправо или влево, оставаясь в положении вверх колесами, а И-153 проскакивал прямо. Эти маневры удавались ввиду малой нагрузки на 1 м² и хорошей устойчивости И-97.

Очень часто И-97 использовал хорошую устойчивость на малых скоростях и обманывал нагоняющих его тем, что начинал полет на очень маленькой скорости. Самолеты противника быстро проскакивали мимо, не успев произвести прицельного огня.

Летчик-испытатель С.П.Супрун, пилотировавший И-97 в воздушном бою с пушечным самолетом И-16 М-25В, докладывал:

«Тактическое преимущество самолета И-97 особенно сказывается на высотах более 3000 метров. Самолет И- 16 делает вираж за 16-17 секунд, у И- 97 время виража 12 секунд.

На вираже И-16 недостаточно устойчив. При перетягивании ручки может или выйти из виража, или сорваться в «штопор». И-97 виражит устойчиво с полностью выбранной ручкой и не имеет тенденции к сваливанию в «штопор». В боях на вираже самолет И-97 имеет преимущество.

В боях на вертикальных маневрах преимущество также остается за И-97. Японский самолет набирает большую высоту, чем И-16, и оказывается в более выгодном положении.

Выходить из боя самолету И-16 лучше только продолжительным отвесным пикированием, потому что И-97 долгое время пикировать не может.

Обычный для И-16 прием ведения воздушного боя: использование высоты и большей горизонтальной скорости для набора высоты после атаки за счет разгона. Атаковавший противника И-16 уходит со снижением и убедившись в том, что преследования нет, снова набирает высоту для атаки.

И-97 обладает хорошей устойчивостью, что позволяет летчикам вести на нем продолжительный огонь в положении «вверх колесами». На наших самолетах этого сделать нельзя».

В заключение Акта по результатам испытаний японского истребителя «Накадзима» И-97 говорится:

«Летные данные, маневренность, простота и удобство пилотирования самолета И-97 требуют изучения методов борьбы с этим самолетом в частях ВВС Красной Армии.

Прочность самолета И-97 недостаточная. Уровень летных характеристик и маневренности самолета И-97 соответствует уровню маневренных серийных истребителей ВВС Красной Армии, но ниже летных данных скоростных серийных самолетов.

Живучесть самолета И-97 меньшая, чем у истребительных отечественных самолетов. Отсутствуют бронирование экипажа, протектирование баков и заполнение бензобаков нейтральными газами.

Вооружение самолета И-97 слабее вооружения истребительных отечественных самолетов. Боезапас также меньше, чем у нас. Спецоборудование применяется устаревшее.

Передать самолет И-97 на завод № 156 для детального изучения его конструкции и внедрения положительных образцов в отечественную промышленность.

Для полетов самолет не использовать из-за сильной поношенности и наличия вибрации, а также из-за неудовлетворительной работы винтомоторной группы».

Основные летно-технические данные истребителя «Накадзима» И-97

Длина самолета, м 7,5

Размах крыла, м 11,35|

Площадь крыла, м² 18,61

Размах стабилизатора, мм 4000

Ширина колеи шасси, мм 3000

Размер пневматиков колес, мм 650x100

Площадь Г.О., м² 2,776

Площадь В.О., м² 1,47

Вес пустого, кг д 1174

Полетный вес, кг 1598

Мощность мотора, л.с. 650

Поперечное V крыльев 7°

Нагрузка на 1 м² /кг 85,5

Нагрузка на 1 л.с./ кг 2,46

Центровка в % САХ 25,4

Максимальная скорость, км/ч

– у земли, 395

– на Н=3100 444

Время подъема, мин.

– на Н=5000 м 6,2

– на Н= 8000 м 14,3

Время виража на 1000 м, сек. 12

Посадочная скорость, км/ч

– без щитков 113

– со щитками 45° 90

Длина разбега, м

– без щитков 162

– со щитками 15° 120

Время разбега, сек.

– без щитков 9,5

– со щитками 15° 7,5

Скорость отрыва, км/ч

– без щитков 120

– со щитками 15° 105

Длина пробега с щитками и тормозами, м 256

Время пробега со щитками 45° и тормозами, сек. 22,0

Практический потолок, м 10040

Опытный Як-14 (1948 г.)

Транспортный планер Як-14

Сергей КОЛОВ

Тервые десантные планеры появились в СССР в начале 1930-х годов. ОКБ десантной техники под руководством П.И.Гроховского приступило в 1931 г. к созданию планера Г-31, способного перевозить 16 десантников. Получив собственное имя «Яков Алкснис», этот планер в 1934 г. прошёл лётные испытания с положительной оценкой. Однако в серию Г-31 не пошёл, поскольку в то время ещё не было чёткой концепции применения подобной техники.

Значительный толчок развитию десантного планеризма дала Вторая мировая война. В реальных боевых условиях первыми применили десантные планеры немцы. Четыреста вооружённых человек 10 мая 1940 г. высадились из сорока одного планера DFS 230 у бельгийского форта Эбен-Абель и захватили его. В мае 1941 г., уже на острове Крит, немецкие «коммандос» выпрыгивали из дверей планеров DFS 230, чтобы обеспечить посадку транспортных самолётов с тяжёлым вооружением.

Но в основном планеры применялись для перемещения различных грузов. Например, своим спасением окруженные под городом Холм зимой 1942 г. части вермахта были во многом обязаны планерам Go 242, доставлявшим оружие, продовольствие и медикаменты. Таким же способом получала помощь и находящаяся в окружении под Сталинградом армия маршала Паулюса.

В Красной Армии планеры очень пригодились для снабжения партизанских соединений оружием и боеприпасами.

Планеры строили в различных конструкторских бюро, и на вооружении во время войны находились несколько марок летательных аппаратов: А-7 О.К.Антонова, Г-11 В.К.Грибовского, КЦ-20 разработки Д.Н.Колесникова и П.В.Цыбина. После победы над Германией военные заказали проектировщикам более совершенные и вместительные планеры, способные, помимо небольших грузов и нескольких человек, доставлять по воздуху тяжёлое артиллерийское вооружение и автомобили.

До середины 50-х годов в воздушно-десантных войсках эксплуатировались планеры Ц-25 (конструктор П.В.Цыбин) и Як-14 (ОКБ А.С.Яковлева). И только с появлением турбовинтовых транспортных самолётов большой грузоподъёмности (таких как АН-12) эти безмоторные «воздушные грузовики» перестали быть главным средством доставки по воздуху тяжёлого вооружения.

ОКБ А.С. Яковлева во время войны занималось по большей части истребителями, что не помешало конструкторскому коллективу в 1948 г. приступить к созданию тридцатипятиместного планера Як-14. Логичным выглядело выдать подобное задание КБ В.К.Грибовского, где за военный период накопился большой опыт постройки планеров. Однако в том же 48-м сам Яковлев, который тогда был заместителем наркома авиационной промышленности и возглавлял опытное строительство, это КБ ликвидировал, и заказ на планер достался ему.

Схема десантного манера Як-14

Трубчатый каркас фюзеляжа планера Як-14

Десантникам нужна была вместительная машина, способная поднять грузовик или пушку вместе с расчётом. За короткий срок такой планер спроектировали и уже в 1948 г. построили. Ведущими инженерами по десантному планеру Як-14 были Е.Г.Адлер и Л.Л.Селя- ков, испытывали машину летчики ВДВ. После первых буксировок и лётных оценок его модифицированная версия была в 1949 г. представлена в НИИ ВВС на государственные испытания.

Модификацию провели по Постановлению Совета Министров СССР № 1045- 395 от 13 марта 1949 г. Согласно этому документу, средний десантный планер Як-14 должен иметь десантную нагрузку в 3500 кг и приспособление для посадки на неподготовленную площадку и неукатанный снег (лыжи). Кроме этого, необходимо было увеличить эффективность интерцепторов – для облегчения посадки на небольшие площадки. Еще до начала госиспытаний военные потребовали сделать ряд мелких доработок:

– увеличить чехол кабины так, чтобы он закрывал и носовую часть планера;

– улучшить освещение кабины;

– увеличить диапазон регулировок швартовочных тросов;

– рукоятку управления интерцепторами перенести к пульту управления;

– швартовочные узлы по бокам кабины сделать ориентирующимися;

– расположить штурвалы управления триммерами элеронов и руля поворота так, чтобы они не мешали погрузке и выгрузке.

Планер Як-14 с серийным номером № 4640203, доработанный на заводе № 464 МАП, имел усиленную конструкцию по сравнению с ранее испытанными в НИИ ВВС планерами Як-14 № 640101, № 46402 и № 4640202. Это потребовалось в связи с увеличением полетного веса с 6400 до 6750 кг.

Як-14 № 4640203 (1949 г.)

Серийный Ил-12Д (1951 г.)

Прочность конструкции планера с полетным весом 6750 кг статическими испытаниями по полной программе не проверялась. Заключение составили на основании пересчета результатов статических испытаний планера с полетным весом 6400 кг.

Государственные испытания в НИИ ВВС состоялись в период со 2 августа по 17 сентября 1949 г. Всего выполнили 30 полётов с общим налётом 25 часов 10 минут. Ведущим инженером по испытаниям назначили капитана Н.Н.Сорокина, а ведущим лётчиком планера -капитана Е.С. Олейникова (вторым пилотом в экипаж планера входил лейтенант Изаксон-Елизаров).

В качестве буксировщика использовали серийный пассажирский самолёт Ил-12 в десантно-транспортном варианте Ил-12Д (лётчик – Герой Советского Союза полковник А.Д. Алексеев), который поднимал Як-14 в воздух на стальном тросе длиной 100 метров и диаметром 12,5 мм.

В планер во время испытаний загружали самое разнообразное вооружение и оборудование десантных войск: 57-мм пушку с тягачом ГАЗ-67Б; 76-мм орудие с тягачом ГАЗ-67Б; 37-мм зенитную пушку; 122-мм гаубицу; 160-мм миномёт с ГАЗ-67Б; одновременно два тягача ГАЗ-67Б; грузовик ГАЗ- 51 и самый тяжелый для планера груз – артиллерийскую самоходную установку АСУ-57.

Габариты дверей и грузовой кабины позволяли без проблем разместить на борту Як-14 всю перечисленную технику. Единственное замечание высказали испытатели по перевозке АСУ- 57. Вес полностью укомплектованной боекомплектом самоходной установки вместе с экипажем из трёх человек (включая вес трапов и швартовочных приспособлений) вырос до 3600 кг, что потребовало увеличения десантной нагрузки планера на 100 кг.

И в Акте госиспытаний появилась фраза, подкупающая своей вежливостью: «…необходимо просить Главного конструктора товарища Яковлева довести десантную нагрузку планера до 3600 кг».

Лётчики в разделе «Лётная оценка» были не так вежливы к конструкторам. Среди замечаний по кабине планера указаны следующие недостатки: «Вход в кабину из грузового отсека неудобен. Педали подпятниками в крайнем переднем положении задевают за пол кабины. Аварийное покидание кабины левым лётчиком невозможно – необходим аварийный люк. В кабине нет вентиляции. Мал ход штурвала управления элеронами. Освещение кабины в ночных условиях недостаточное. Воздушные манометры затеняются кранами зарядки основного и аварийного воздушных баллонов».

Что касается пилотирования Як-14, то здесь претензий было гораздо меньше, хотя и не обошлось без замечаний. Лётчики указывали, что взлёт при отсутствии бокового ветра прост. Но при взлёте с боковым ветром велики нагрузки на штурвале управления элеронами, поэтому планер удерживать в хвост буксировщику довольно тяжело (при скорости бокового ветра 3 м/сек нагрузка на штурвале составляла 16,5 кг). Пилоты сочли недостаточной эффективность триммера элеронов (особенно в правую сторону). Из-за большого передаточного числа на штурвале приходилось делать большое количество перехватов для снятия нагрузки.

Но в целом Як-14 в воздухе вел себя довольно послушно. В свободном планировании пилотировать планер было легко, а наиболее выгодная скорость планирования составляла 145-150 км/ч по прибору.

Снижение в составе аэропоезда производили при полетном весе самолета 14000 кг и планера 6750 кг, на скоростях 200, 220, 260 и 280 км/ч по прибору. Обороты сохранялись постоянными и были равны 2000 об/мин. Увеличение скорости снижения путем постепенного дросселирования моторов шло до тех пор, пока не возникало ослабление буксировочного троса.

Транспортировка грузовика ГАЗ-51

Схема сечения грузовой кабины манера Як-14

Серийный Як-14М с двойным управлением

Простыми оказались расчёт планера на посадку и сама посадка. Лётчики лишь попросили увеличить мощность посадочной фары для облегчения работы ночью.

Одну посадку во время испытаний выполнили с применением лыж, приземлив Як-14 на грунт с травянистым покрытием. Длина пробега составила при этом 270 метров. Пилот отметил, что такая посадка особых трудностей не представляет, а сама конструкция планера поломок и повреждений при этом не получила.

Испытатели отметили несовершенство оборудования. Ёмкость аккумуляторной батареи 12-А-10 была недостаточной, из- за чего не обеспечивалась нормальная работа электропотребителей при рулёжке и в случае отказа генератора. Сама ветрянка генератора ГСК-1500 не позволяла работать генератору в воздухе при скорости полёта ниже 200 км/ч. Среди дефектов электрооборудования попадались и курьёзы. Так, военные упрекнули ОКБ А.С.Яковлева в использовании на планере плафонов освещения П-33, уже снятых Главкомом ВВС с вооружения, и потребовали их заменить современными ПС-40 или ПС-45.

Серьёзной критике испытатели подвергли связь самолёта- буксировщика с планером. Переговорное устройство СПУ- 2М не позволяло вызывать экипаж буксировщика лётчиками планера, а правый пилот планера не мог выйти на радиостанцию через переговорное устройство. СПУ-2М также не обеспечивало связь лётчиков планера с десантниками в грузовой кабине. К тому же, провод для связи планера и буксировщика располагался снаружи буксировочного троса и приходил в негодность после каждого сброса. Вполне логично, что военные потребовали уложить провода внутри троса и заменить СПУ-2М на СПУ-5 с тремя абонентскими аппаратами (двум лётчикам и командиру десантников).

Все обнаруженные во время испытаний дефекты и недостатки были зафиксированы в Акте по результатам госиспытаний в разделе «Предложения по дальнейшему улучшению планера ЯК- 14». В соответствии с этим перечнем было необходимо:

– обеспечить возможность перевозки на планере АСУ-57, имеющей десантный вес 3600 кг;

– уменьшить нагрузку на штурвале управления элеронами на 30- 50 процентов и увеличить ход штурвала управления элеронами;

– уменьшить число перехватов штурвала управления флетнер-триммера элеронов;

– сделать вентиляцию кабины лётчиков;

– изменить крепление водила планера к носовому колесу, крепление с помощью червячных пальцев заменить на пружинное;

– обеспечить возможность осмотра нижних узлов 4-й рамы фюзеляжа;

– установить переговорное устройство СПУ-5;

– обеспечить сохранность проводов и штепсельных разъёмов телефонной связи при сбрасывании буксировочного троса;

– установить аккумуляторную батарею 12-А-ЗО;

– обеспечить нормальную работу генератора ГСК-1500 путём установки ветрянки с изменяемым шагом;

– улучшить качество металлизации планера и оборудования;

– установить более мощную фару ФС-240 вместо ФС-155;

– установить выключатель посадочной фары на штурвале левого лётчика;

– установить строевые огни ПССО-45;

– выполнить раздельное включение радиостанции и переговорного устройства;

– устранить влияние на показание магнитного компаса КИ-11 штурвала и педалей при их движении;

– приложить к планеру приспособление, обеспечивающее выключение амортизации АСУ-57 при швартовке её в планере;

– для облегчения правильного размещения в планере различных грузов нанести на борту межи, указывающие положение центров тяжести грузов весом 500, 1000, 1500, 2000, 2500, 3000 и 3500 кг, соответствующие границам эксплуатационных центровок.

Самой ценной в этом документе для конструкторского бюро А.С.Яковлева была фраза в разделе «Заключение», где говорилось «…десантно-транспортный планер Як-14 государственные испытания выдержал и рекомендуется в качестве образца для серийного производства». Серию развернули в Ростове-на-Дону на заводе N9 168, в том числе с 1951 г. выпускали модификацию Як-14М с двойным управлением. В общей сложности было построено 413 планеров (несколько десятков Як-14 поставили в Чехословакию). Это были последние советские десантные планеры, принятые на вооружение. А в небе безмоторные Як-14 совсем скоро заменили транспортные самолёты Ан-12 и вертолёты Ми-4 и Ми-6.

Погрузка 37-мм зенитной пушки в транспортный планер Як-14

Выгрузка 57-мм пушки с тягачом ГАЗ-67Б

Пушка-гаубица калибра 122 мм

Выгрузка самоходной установки АСУ-57

Краткое описание конструкции планера Як-14

Схема планера – подкосный высокоплан, трёхколёсное шасси с носовым колесом. Основные материалы конструкции: хромансилевые трубы, дюралевые сплавы и полотно.

Крыло однолонжеронное. Профиль крыла Clark-YH с относительной толщиной у корня – 15Х и на конце – 8Х. Оно состояло из двух консолей, которые стыковались непосредственно к фюзеляжу с помощью двух узлов. Каждая часть подкреплялась подкосом с контрподкосом.

Носок крыла до основного лонжерона обшивался листовым дюралем. Остальная часть крыла обшивалась полотном. Консоли имели трапециевидную форму в плане, с прямоугольными участкам и у корня. Вдоль задней кромки располагались элероны и закрылки, а в носовой части консолей – интерцепторы.

Фюзеляж квадратного сечения с закруглённой носовой частью выполнялся из сварных хромомолибденовых труб и обтягивался полотном. Передняя и хвостовая части фюзеляжа откидывались вбок (передняя – вправо, хвостовая – влево), образуя два люка (0,83 х 1,48 м) для загрузки крупногабаритной боевой техники.

Пилотская кабина для двух членов экипажа находилась над фюзеляжем, со смещением к левому борту. Вход в пилотскую кабину осуществлялся по трубчатым скобам-ступеням на левом борту.

Пол грузовой кабины выполнялся из дюралевых листов. Десантники размещались в кабине на бортовых сидениях и частично на грузовых трапах, которые крепились на специальных узлах. Всего в кабине могли разместиться 35 человек.

Хвостовое оперение – однокилевое. Киль с форкилем составляют единую конструкцию с фюзеляжем. На киле с помощью растяжек был закреплён стабилизатор. Рули направления и высоты имели прямоугольную форму. Каркас всего оперения дюралевый, обшивка полотняная. На всех рулях имелись управляемые триммеры.

Шасси планера колёсное, с передней опорой и масляно- пневматической амортизацией. Все колёса одинарные. Основные стойки имели тормозные колёса размером 900 х 300 мм, передняя опора- 600 х 250 мм. На днище фюзеляжа имелись две деревянные лыжи с резиновой амортизацией для посадки на неподготовленные площадки ограниченных размеров. В случае посадки на лыжи давление воздуха в стойках основных опор шасси стравливалось с помощью крана из кабины пилотов. Эта же операция могла осуществляться для уменьшения высоты пола грузовой кабины от земли с целью облегчения погрузки и выгрузки техники.

Подъём планера в нормальное положение производился сжатым воздухом от бортовых баллонов. Управление тормозами также осуществлялось сжатым воздухом.

Управление планером – двойное штурвальное, проводка тросовая. Буксирный замок устанавливался в носовой части фюзеляжа в самой передней её точке. На планере имелся типовой комплекс пилотажно-навигационного и радиосвязного оборудования.

К планеру были приложены швартовочные троса в количестве 12 штук с большим диапазоном регулировки по длине. Все ролики тросовых управлений подобраны по диаметру тросов. На швартовку техники в планере силами предварительно обученного боевого расчета требовалось 10-12 минут, на расшвартовку – 3-5 минут.

Основные лётно-технические данные планера Як-14

Год испытаний

опытный, 1948

№4640203, 1949

Длина, м

18,44

Высота, м

7,2

Размах крыла, м

26,17

Площадь крыла, м²

72,98

83,3

Колесо шасси, мм

— основное

900x300

— переднее

600x250

Максимальное аэродинамическое качество

12,5

Десантная нагрузка, кг

3000

3500

Количество десанта, чел.

27

Экипаж, чел.

2

Полётный вес, кг

6250

6750

Вес пустого, кг

2940

3082

Максимально допустимая скорость полёта, км/ч

282

300

Посадочная скорость, км/ч

83

88

Пробег после посадки, м

— на колеса

255

370

— на лыжи

270

Посадочная дистанция с высоты 25 метров

850

Варианты полезной загрузки планера

*

**

Самолёт-буксировщик

Ил-12Д № 8302611

Двигатель

2 АШ-82ФН***

Взлетная дистанция самолета с планером на буксире, м

2500

Длина разбега самолета, м

920

Максимальная скорость горизонтального полета самолета с планером на буксире, км/ч

— у земли по прибору

249

— на высоте 1920 м /1-я гр. высотн. мотора/

246

Полетный вес самолета, кг

15000

Практический потолок самолета с планером на буксире, м

3650

Скороподъемность самолета с планером на буксире, км/мин

— у земли

1,5

— на высоте 1700 м (1-я гр.высотн.)

2,3

— на высоте 3500 м

0,8

Время набора высоты 1700,мин.

15,6

* Десант 25 чел.; бронеавтомобиль БА-64 с экипажем; 57-мм пушка со снарядами и расчет 7 чел.; 57-мм пушка, снаряды, тягач ГАЗ-67Б с водителем и 2 десантника; 76-мм пушка, снаряды и расчет 7 чел.; миномет БМ-92, мины, расчет, ГАЗ-67Б с водителем; ГАЗ-51 с водителем; две машины ГАЗ-67Б с водителями; 15 бочек керосина

** См. перечень в тексте

*** Моторы во время испытаний эксплуатировались в течение 20 часов, на различных режимах их работы – в полетах с планером и без планера

Go 244 В-1

«Летающий контейнер» фирмы «Гота»

Сергей КОЛОВ

После окончания Первой мировой войны побеждённая Германия согласно Версальскому договору не могла иметь военную авиацию. Немецкие конструкторы вынуждены были все свое умение направить на создание гражданских самолетов.

Широчайшее развитие в этой стране получил и планеризм, который стал преобладающим видом авиационного спорта. Во-первых, безмоторные летательные аппараты никак не попадали под условия договора. Во-вторых, постройка планеров гораздо проще и дешевле, чем самолётов, и, главное, только так можно было подготовить пилотов для создания национальных военно-воздушных сил. Немцы не сомневались, что в будущем такое время наступит. С приходом к власти фашистов, в особенности когда грянула Вторая мировая война, наибольший успех в применении военных десантно-транс- портных планеров выпал на долю Люфтваффе.

Ранним утром 10 мая 1940 г. аэродромы Остхейм и Бутцвейлерхош под Кельном выглядели необычайно оживленными. Здесь базировалась 1-я воздушно-десантная эскадра, и именно в этот день она собиралась впервые отправиться на боевое задание. Наконец, трехмоторные самолеты Ju 52/ Зт, буксировавшие сорок один планер DFS 230А, в которых находились 400 десантников, поднялись в воздух и взяли курс на Бельгию. Цель операции состояла в захвате стратегически важного форта Эбен-Абель и трех мостов на канале Альберта, после чего необходимо было продержаться до подхода основных сухопутных сил. Впервые в мировой практике для доставки вооруженных «коммандос» использовали планеры. Риск полностью оправдался. Операция закончилась успешно, показав эффективность в военном деле такого воздушного средства, как грузовой планер.

Именно последействий 1-й воздуш- но-десантной эскадры в Бельгии во многих странах приступили к созданию и принятию на вооружение ВВС собственных десантных планеров. Не остановились на полпути и немецкие конструкторы.

Командование Люфтваффе заказало улучшенный вариант планера, способного поднять в воздух уже 21 человека (вместимость DFS 230А – 10 десантников). Одним из инициаторов этой программы выступил сам Эрнст Удет, метко назвавший грузовые планеры современным «троянским конем». Главный конструктор фирмы «Гота» Альберт Калькерт, под чьим руководством серийно выпускался DFS 230А, еще раньше по собственной инициативе начал расчёт различных вариантов грузового планера так называемой «средней категории». Таким образом, к моменту поступления заказа от военных первичные проработки уже имелись.

Новый планер спроектировали по двухбалочной схеме (в отличие от «классического» DFS 230А), из-за чего он получил прозвище «летающий контейнер». Принятая компоновка позволяла выполнить заднюю часть фюзеляжа откидывающейся на шарнирах, чтобы через нее можно было производить загрузку и разгрузку.

Заднее расположение люка было удобно и в случае столкновения планера с каким-либо препятствием при посадке, что, в общем-то, происходило довольно часто. При этом страдала лишь носовая часть фюзеляжа, хвостовой люк оставался целым, и с быстрой разгрузкой в боевой обстановке проблем не возникало.

Основным материалом для планера, получившего обозначение Go 242, служило дерево. Двухлонжеронное цельнодеревянное крыло с двумя подкосами обшивалось спереди фанерой (до первого лонжерона), а сзади, включая рулевые поверхности – полотном.

Две деревянные хвостовые балки с килями отходили от плоскостей и соединялись стабилизатором с рулем высоты. Форменный фюзеляж прямоугольного сечения, сваренный из стальных труб, покрывался фанерой и полотном.

Фюзеляж имел откидывающуюся на шарнирах вверх хвостовую часть, дополнительную дверь по левому борту и прямоугольные иллюминаторы.

Роль посадочных устройств играли три подрессоренных лыжи, а для взлёта имелась сбрасываемая при необходимости двухколесная тележка. Буксировочный трос крепился к специальному замку в носовой части и выдерживал нагрузку в 6 тонн.

Go 242A-0 первых выпусков

Go 242А-1

Go 242А-1 (аэродром в Афинах, 1942 г.)

Экипаж состоял из двух летчиков, которые сидели рядом в застеклённой кабине, имевшей отличный обзор.

В августе 1940 г. приняли решение о серийной постройке Go 242. Весной следующего года два первых прототипа Go 242V1 и V2 вышли на летные испытания. Предсерийные Go 242А-0 (собрали 12 машин) отличались от прототипов незначительными доработками. На следующей модификации Go 242А-1 хвостовые балки крепились чуть ниже, а на носовой лыже добавился тормозной крюк для сокращения пробега.

Появилось защитное вооружение, состоящее из четырех пулеметов MG 15 калибра 7,9 мм. Один пулемет выходил через верхнее остекление кабины, другой находился сзади, из остальных двух можно было вести огонь по бокам фюзеляжа-через иллюминаторы. Если на борту находились десантники, то вооружение усиливалось дополнительными пулеметами.

Зимой 1941-1942 гг. бригада специалистов испытательного центра Люфтваффе, расположенного в Рехлине, провела испытания Go 242 с заснеженных летных полос. Планер получил специальные «снежные» лыжи, а полеты выполнялись на аэродроме эстонского города Тарту. В качестве буксировщика применили бомбардировщик Не 111Н-6, также оснащенный лыжами. Испытания прошли вполне успешно: планер с полезной нагрузкой 2500 кг отрывался на буксире после разбега в один километр, а на посадке пробег по снегу составлял 250 метров.

Модификация Go 242А-1 предназначалась для транспортировки грузов. Следующий вариант 242А-2 создали специально для доставки десантников или необходимого снаряжения на ограниченные площадки. Планер имел тормозной парашют, который выбрасывался перед посадкой и существенно сокращал пробег. Кроме этого, на откидной задней части появилась дополнительная дверца.

Помимо обычных буксировщиков, таких как Ju 52 и Не 111, планеры могли подниматься в воздух с помощью пя- тимоторных самолетов Не 111Z. При этом к каждому из них цепляли одновременно два «летающих контейнера». Самолет Не 111Z был целенаправленно построен для буксировки огромного планера Me 321 «Гигант» – пару бомбардировщиков Не 111 соединили крыльями и добавили дополнительный пятый двигатель.

Оба варианта Go 244А-1 и А-2 могли использовать два типа буксировочного троса: обычный и усиленный – для взлета с большим весом. Вскоре выяснилось, что одного усиленного троса бывает недостаточно для отрыва перегруженной машины. Поэтому летом 1942 г в Рехлине провели испытания планеров с ускорителями – как с пороховыми, так и на жидком топливе.

Пара жидкостных ускорителей «Вальтер» RI 202Ь с тягой по 500 кг/с, работавших 30 секунд, подвешивалась снизу под балками в полутора метрах от центра тяжести. Взлет с ними особых трудностей у пилотов не вызывал, необходимо было лишь немного поработать триммерами.

Четыре твёрдотопливных ускорителя RI 502 фирмы «Рейнметалл» ставились в хвостовой части на специальной ферме. Для применения в строевых частях выбрали именно этот вариант, хотя взлет с RI 502 осуществлялся чуть сложнее, чем с RI 202В. Главным критерием при отборе послужила простота эксплуатации и обслуживания в полевых условиях пороховых ускорителей – по сравнению со сложными и капризными ЖРД.

В 1942 г. планеры о индексом «А» на стапелях заменили «летающие контейнеры» серии «В». Главным отличием Go 242В-1 было не убираемое трёхопорное колёсное шасси вместо лыж. На Go 242В-2 поставили подкосы на задней паре колес и усилили конструкцию откидного люка. Модификации Go 242В-3 и В-4 создали для выброски десанта. Они отличались соответственно от базовых вариантов В-1 и В-2 лишь наличием большой двери по левому борту для парашютистов. Go 242В- 5 также строился на базе В-2, но без двойного управления и с доработанными рулями направления.

Первыми частями, получившими планеры Go 242, стали в 1941 г. шесть эскадрилий с обозначением от 1/Go 242 до 6/Go 242. Эти эскадрильи базировались в Германии, подчинялись каждая командованию своего воздушного округа и применялись только для грузовых перевозок внутри страны. Вскоре эти части переформировали в специальные буксировочные группы, входящие в состав воздушно-десантной эскадры. Каждая группа состояла из одной эскадрильи планеров Go 242 и двух DFS 230.

Буксировщик Не 111Z с парой Go 242А-1

Go 242А-1 с четырьмя твердотопливными ускорителями «Рейнметал.1» RI 502

Go 242А-1 с двумя ракетными ускорителями «Вальтер» RI202 В

Первое боевое крещение двухбалочные «готы» прошли на Восточном фронте. Зимой 1942 г. группировка армии «Север» оказалась в кольце советских войск под городом Холм (Новгородская область). Связь с ней поддерживали лишь по воздуху. Для снабжения окруженных частей вермахта, кроме транспортных самолётов, использовали и планеры Go 242. Посадки зачастую приходилось выполнять на заснеженные поля, поэтому некоторые планеры оснастили лыжами. Вот когда пригодились результаты испытаний, проведённых на аэродроме в Тарту. В том, что немцам удалось продержаться несколько месяцев и в конце концов снять блокаду, есть несомненная заслуга «летающих контейнеров» фирмы «Гота».

Две транспортные группы KGrzbV5 и KGrzbN/ЗО, летавшие на самолетах Не 111, получили в своё распоряжение еще и планеры Go 242. В составе 4-го воздушного флота эти части обслуживали южный участок Восточного фронта, где происходила битва за Сталинград. Несколько эскадрилий планеров имели статус отдельных, но вскоре они вошли в состав 4-й группы с буксировщиками Не 111. Часть планеров базировалась в Афинах и на Сицилии – их применяли для доставки грузов на Балканы и Ближний Восток.

Зимой 1943-1944 гг. 1-я группа 1-й воздушно-десантной эскадры заменила свои буксировщики Do 17 и планеры DFS 230 на самолеты Не 111 и планеры Go 242. Именно эта группа доставляла с марта по апрель 43-го боеприпасы и продовольствие окружённой под Каменец-Подольском 1-й танковой армии. И отсюда, благодаря поддержке с воздуха, уцелевшим частям вермахта удалось вырваться.

После этой операции группа перелетела в Одессу и участвовала в эвакуации людей и техники из Крыма. Здесь впервые применили санитарный вариант Go 242 с носилками для раненых. На базе планера создали «летающие» операционную и ремонтную мастерскую, которые доставлялись на передовую с помощью самолетов-буксировщиков.

Конструкторы фирмы «Гота» продолжали работать над дальнейшей модернизацией своего двухбалочного планера и по заказу моряков создали вариант Go 242С-1. Главным соперником кригсмарине в Атлантике был, несомненно, английский военный флот. Для атаки основной морской базы Великобритании в Скапа-Флоу немцам понадобился планер, способный сесть на воду. Несколько Go 242А-1 получили новый герметичный низ фюзеляжа с лодочными обводами и подкрыльевые поплавки на подкосах, после чего их стали называться вариантом С-1.

Взлетать планеры должны были с сухопутных аэродромов на сбрасываемой тележке шасси. В качестве главного оружия в атаке на базу англичан собирались применить небольшие катера с тонной взрывчатки, доставить которую и должны были гидропланеры. Однако запланированная на осень 1944 г. операция не состоялась, и в боевых действиях специализирован ным планерам Go S42C-1 участвовать не довелось.

Go 244V1

Главнейшей для планерных частей явилась проблем возврата пустых «летающих контейнеров» после выполнения задания. Не всегда посадка производилась в том месте, куда мог приземлиться и буксировщик. Чтобы решить эту задачу, пробовали переоборудовать Go 242 в мотопланер. Два Go 242 оснастили восьмицилиндровым двигателем воздушного охлаждения Аргус As Юс (V-образный, перевернутый), который мог крепиться в носовой части планера. После посадки и разгрузки лётчики должны были установить мотор на четырёх болтах и вернуться своим ходом обратно. Но руководство Министерства авиации забраковало такой вариант мотопланера, предложив оснастить Go 242 двумя более мощными двигателями и превратить его в упрощенный транспортный самолёт.

Летом 1942 г. изготовили три варианта такого самолета, получившего обозначение Go 244. Все машины имели радиальные моторы воздушного охлаждения: на Go 244V1 стояли девятицилиндровые BVW 132Z (660 л.с.), на V2 – двухрядные четырнадцатицилиндровые «Гном-Рон» 14М (700 л.с.), на V3 – трофейные М-25 (750 л.с.) с советских истребителей И-15 и И-16.

Самолёты представляли собой обычные планеры Go 242В с колесным шасси, на которых моторы крепились впереди хвостовых балок. Доработки были минимальными. Они касались только размещения топливного и маслобаков, а также необходимого оборудования в кабине пилотов. Впоследствии выпустили ещё несколько самолётов с моторами М-25 и BMW 132Z. Наибольшее предпочтение отдавали, конечно, мощному М 25. Но запчасти для него можно было получить только в Советском Союзе, и основную серию «244» развернули с двигателями «Гном-Рон» 14М.

Основные тактико-технические данные планера Go 242А-1

Размах крыла, м 24,50

Длина, м 15,80

Высота, м 4,70

Площадь крыла, м² 64,40

Вес пустого, кг 3200

Нормальный взлетный вес, кг 6800

Максимальный взлетный вес, кг 7300

Максимальная скорость буксировки, км/ч 240

Максимальная скорость, планирующего полета, км/ч 290

Время набора Н = 2000 м, мин. (Буксировщик Ju 52/3 м) 42

Посадочная скорость, км/ч

– закрылки убраны 140

– закрылки выпущены на 40° 110

Соединение Go 242A-1 доставляет грузы на Восточный фронт (лето 1942 г.)

Go 244VI с моторами BMV

Go 244 получил трехлопастные винты изменяемого шага, хотя часть машин оснащалась четырёхлопастными пропеллерами с постоянным шагом. Защитное вооружение состояло из трех пулеметов MG 15 или MG 81Z (спарка) калибра 7,9 мм.

Выпускались различные варианты двухбалочного транспортника: 244В-1, В-2, В-3, В-4 и В-5. Все они строились на базе модификаций планера с соответствующим обозначением. Последними вариантами были С-1, С-2 и С- 3. Планеры Go 244С-1 и С-2 имели четырёхлопастный винт и доработанное шасси, а С-3 был моторной версией гидропланера Go 242С-1.

«Летающие контейнеры» с двигателями выпускали на заводе фирмы «Гота» в чехословацком городе Будейовице, и в 1942 г. были готовы 133 экземпляров Go 244. Однако опыт применения этих самолетов на Восточном фронте и на других театрах военных действий посчитали неудачным. Отмечалась недостаточная мощность двигателей, проблемы с запчастями к капризным французским «Гномам» и невысокая скорость полета. Поэтому выпуск Go 244 прекратили, завод вернулся к сборке планеров Go 242.

Go 244В-1

Go 244V

Go 244B-2

Go 244 В-1 с откинутой для загрузки задней частью фюзеляжа

В марте 1942 г. перевооружились на самолеты Go 244 две транспортные эскадрильи Люфтваффе. Это были KGrzbV 104 в Греции и KGrsbV 106 на Крите, летавшие на трехмоторных Ju 52/Зм. Однако уже в ноябре того же года все Go 244 заменили на Me 323 «Гигант» (шестимоторный самолет, созданный на базе планера Me 321). Поэтому единственной частью, имевшей «летающие контейнеры» с моторами, осталась 7./TG4 (7-я эскадрилья 4-й транспортной группы), базировавшаяся на юге России.

Снятые с эксплуатации самолеты Go 244 передали в тренировочные центры для подготовки парашютистов.

Очевидно, что более удачным все же оказался безмоторный вариант «летающего контейнера» фирмы «Гота». Этот вывод подтверждается, если сравнить количество выпущенных экземпляров Go 242 и Go 244. Последний собранный планер выкатили из цеха в июле 1944 г., общий выпуск составил 1528 машин, и из них только 133 планера переделали в двухмоторный «244».

Основные тактико-технические данные самолета Go 244В-1

Двигатель 2 х Гном-Рон 14М 06-07 14-цилиндровый, двухрядный, воздушного охлаждения, взлетная мощность 700 л.с.

Размах, м 24,50

Длина, м 15.80

Высота, м 4,70

Площадь крыла, м² 64,40

Вес пустого, кг 5100

Нормальный взлетный вес, кг 7162

Максимальная скорость ,км/ч

– на уровне земли 270

– Н =4000 м 290

Высота полета, м 8350

Взлетная дистанция, м 700

Пробег на посадке, м 700

Максимальная дальность, км 480

Россия – участник международных авиационных программ

С оглашение, заключенное между американским «Боингом» и российскими фирмами АК «Ильюшин» и «ОКБ Сухого» о совместном создании самолета для региональных линий, а также соглашение между «Росавиакосмосом» и Европейским аэрокосмическим и оборон- ны концерном (EADS) о стратегическом партнерстве имеют общую подоплеку. Более тесное сотрудничество с российской авиационной и космической промышленностью на правах равноценного партнерства и для американцев и для европейцев действительно означает многое. Решается вопрос, кто из них займет доминирующее положение в 21 веке на нескольких важных сегментах мирового рынка самолетов и на рынке коммерческих космических запусков.

Вице-президент EADS Клаус-Дитер Бергнер считает, что для производства новых самолетов нужны новые мощности с инженерами и рабочими высокой квалификации – все это следует искать в России. Несмотря на отсутствие заказов, отечественная авиационная промышленность до сих пор существует в виде огромных предприятий, уникальных НИИ типа ЦАГИ и пока еще квалифицированных кадров. Кроме того, за прошедшее де- сятилетие российский авиапромышленный комплекс уже познакомился с условиями работы на рынке в сильно конкурентной среде.

Сотрудничество с EADS позволит нам преодолеть один психологический барьер. Он касается понятия национальной авиапромышленности, производящей свои изделия «от А до Я». Как, в свое время, и ведущим авиационным державам Европы, России придется смириться с тем, что каждый производит только отдельные компоненты воздушного судна. Уже сейчас многие европейские самолеты и вертолеты не несут на своем борту гордое название некогда знаменитой авиационной фирмы, а имеют букву «А» или название «Еврокоптер» и номер модели.

Заказы EADS российским предприятиям авиационной и космической промышленности по первоначальным и довольно скромным прикидкам в течение ближайших 10 лет могут составить 2,1 млрд. евро. Кроме того, инвестиции в развитие этих отраслей со стороны западных и российских промышленных и финансовых структур ожидаются в 1 млрд. евро.

Но за заказы и инвестиции придется бороться, поскольку все будет построено на конкурсной основе. В частности, пройдут тендеры на производство отдельных секций «аэробусов» А320 и А340, что составит в сумме 798 млн. евро.

Наибольший интерес представляет полноправное участие России в выпуске самого большого в мире авиалайнера на 550-650 пассажиров – двухпалубного А380. На наших заводах предлагается размещать заказы на алюминиевые и титановые рамы, элементы крепления, нервюры, некоторые другие части фюзеляжа и крыльев.

Неудача с транспортными самолетами Ан-70, которые предлагала Украина и Россия странам НАТО, будет частично компенсирована участием нашей страны в производстве шасси и подвески двигателей для его западноевропейского военно-транспортного аналога – А400М. Сумма заказов по этому самолету ожидается около 111 млн. евро.

В военной области продолжится сотрудничество по модернизации МиГ-29 и начнется аналогичная работа по С2-22, который в больших количествах находится на вооружении новых стран-членов НАТО. Работы по этим двум боевым самолетам оцениваются в ближайшие десять лет в 280 млн. евро.

Интересные новости ожидают нас и в космосе. В связи с тем, что ракетоноситель «Союз» относится к классу средних и не выступает конкурентом тяжелой европейской «Ариан-5», то по просьбе французского правительства предполагается с 2005 г. начать его коммерческие запуски с аэродрома Куру в Гвиане. Вопрос должен решиться на заседании Европейского космического агентства. Придется ли для «Союза» строить новый стартовый комплекс на этом космодроме, – пока не ясно. Хотя Куру расположен близко к экватору, и с него одним и тем же носителем можно выводить на орбиту груз в два раза более тяжелый, чем с Байконура. А пока специалисты EADS займутся созданием простой технологии возвращения грузов с космических орбит, которая должна быть в несколько раз дешевле существующей.

Учитывая большой объем совместных работ в рамках подписанного соглашения, основной исполнитель его с западноевропейской стороны – «Эрбас Индастри» – намерен открыть в Москве проектный цент, где будут работать 150 российских инженеров. Это будет уже второй подобный центр. Первый несколько лет тому назад создал американский «Боинг».

AZAL закупил Боинг 757-200

Первый дальнемагистральный самолет Боинг 757-200 азербайджанская национальная авиакомпания AZAL получила 9 октября 2000 г., а второй – уже 20 декабря. По случаю прибытия в аэропорт Баку первой машины была устроена пышная церемония, в которой принял участие премьер-министр республики. Были собраны журналисты и операторы практически всей прессы и телевидения Азербайджана.

Пышность мероприятия объяснил генеральный директор AZAL Джахангир Аскеров. По его словам, Азербайджан, ставящий развитие своей авиации на одно из первых мест, покупкой двух американских лай неров начинает замену устаревшего авиационного парка на самолеты западных марок.

До этого на западные кредиты был построен аэропорт в Баку, западной техникой оснащена система управления воздушным движением и захода самолета на посадку. Причем делается все это в расчете на перспективу. К примеру, через аэропорт сейчас проходят в год 800 тыс. пассажиров, хотя мощность его рассчитана на обслуживание 10 млн. человек.

Дело в том, что руководители государства хотят с максимальной эффективностью использовать географическое положение Баку, который находится на кратчайшем пути между Европой и Азией. Кроме того, осуществляется «воздушная составляющая» программы ТРАСЕКА – транспортного коридора Китай – Средняя Азия – Закавказье – Европа. Уже в начале следующего года планирует начать авиарейсы новая региональная авиакомпания со смешанным азербайджано-американским капиталом, которая будет также оснащена западными самолетами (скорее всего это будут французские ATR-42).

Согласно планам развития гражданской авиации Азербайджана до 2010 г., уже к 2004 г. будут полностью списаны все самолеты советской постройки, доставшиеся ему при разделе имущества союзного «Аэрофлота». Кстати, «процесс пошел». Недавно списаны два Ту-154, которые и заменил Боинг 757-200. Вместо Ту-134 авиакомпания AZAL скорее всего будет эксплуатировать Боинг 737 трех последних модификаций.

Андрей БАРАНОВСКИЙ

A300-600ST «BELUGA»

Сборка на заводе AIRBUS INDUSTRIE (Тулузау Франция)

SAAB 340

Dornie 228

МиГ 21-93

Фото Вячеслава ТИМОФЕЕВА

И-15 бис

Фото Вячеслава ТИМОФЕЕВА

Ан-124-100

Перевозка яхты 27 т х 17мх5мх4м из Генуи (Италия) в Ташкент (Узбекистан)

Фото Вячеслава ТИМОФЕЕВА

Ка-62 «Касатка»

Ка-32П

Content

Самолеты мира 2000 04

«Жар-птица» конструктора Калинина

Истребитель-перехватчик Т-37

Встретились в бою два долгожителя…

Ил-76 закрывают дорогу в Европу

Истребитель «Мицубиси» А5М2

Истребитель «Накадзима» Ки-27

Истребитель И-96.

Транспортный планер Як-14

«Летающий контейнер» фирмы «Гота»

Россия – участник международных авиационных программ

AZAL закупил Боинг 757-200