В июне 1926 г. Научно-технический комитет Управления ВВС РККА признал нецелесообразной дальнейшую работу над самолетом И-1 – первым истребителем советской разработки, в отношении которого вышло решение о принятии его в серийное производство. Оно оказалось решением ошибочным, и ни один построенный самолет И-1 так и не поступил в строевую часть, заменявший его самолет И-2 также не оправдал надежд, и вопрос о самолетах-истребителях отечественной разработки по-прежнему стоял крайне остро. Решение его поручили двум организациям.
Сформированное на основании решения Всесоюзного Совета Народного Хозяйства СССР (ВСНХ) от 19 мая 1926 г. Центральные конструкторские бюро авиапромышленности (ЦКБ) уже имело задание спроектировать и построить в опытных образцах самолет этого класса цельнодеревянной иди смешанной конструкции с технологией производства, подобной самолетам И-1 в серийном исполнении или И-2.
Конструкторский отдел Центрального аэрогидродинамического института «Авиация и гидроавиация, опытное строительство» (АГОС ЦАГИ) обязывалось разработать цельнометаллический истребитель с конструкцией и технологией производства, подобными двухместному ближнему разведчику и легкому бомбардировщику АНТ-3.
Серийный истребитель И-3, разработанный ЦКБ авиапромышленности под руководством Н.Н. Поликарпова. Самолет на снимке имеет бомбодержатели
Фото: http://propjet.ucoz.ru/forum/9-124-1
Содержание:
Ход разработки самолета И-3
И-3 предварительный проект, истребитель.
В I квартале 1926 г. по инициативе руководства Государственного треста авиационной промышленности СССР (далее – Авиатрест) приступило к проработке вопроса замены истребителю И-2, спроектированного под руководством Д.П. Григоровича в КБ Государственного авиазавода №3 в Москве, переведенного к апрелю 1925 г. на ГАЗ-3 в Ленинград. Летные испытания самолета И-2 шли с 4 ноября 1924 г., к тому времени он был принят на вооружение, и завершалась постройка головной партии таких истребителей, но было понятно, что И-2 может служить лишь временным решением проблемы снабжения ВВС РККА истребителями в силу быстрого своего морального устаревания.
Для создания истребителя с перспективой службы на более длительное время было необходимо:
— применение современного двигателя с лучшей удельной мощностью вместо устаревшего М-5;
— совершенствование планера с точки зрения аэродинамики и веса.
Проектирование включено в сверстанный 19 мая 1926 г. первый трехлетний план работ «Авиатреста» с тем, чтобы начать работу в августе 1926 г., далее дата была уточнена – 1 августа 1926 г., причем первый опытный самолет должен был быть построен до конца этого года.
17 июня 1926 г. этот план был утвержден на уровне Совета Народных Комиссаров Комиссией Межлаука и до конца этого месяца его согласовал Начальник ВВС П.И. Баранов.
Работа по новому истребителю, обозначенному И-3 (как следующий тип после И-1 и И-2) поручена заводу №1 в Москве, первоначально конкретного руководителя темы в приказном порядке назначено не было, но подразумевалось, что ее будет вести Николай Николаевич Поликарпов как заведующий КБ (Главный конструктор) ГАЗ-1.
28 сентября 1926 г. приказом Авиатреста опытный отдел (КБ) завода №1 выделялся из его состава и преобразовывался в Отдел сухопутного самолетостроения (ОСС Авиатреста). Заведующий ОСС Н.Н. Поликарпов подчинялся непосредственно техническому директору Авиатреста. Структура КБ сохранилась и на 1 сентября 1927 г. в ОСС работали 164 чел., в т.ч. 62 – в конструкторском отделе.
Николай Николаевич Поликарпов стоит в центре в инженерской фуражке с рабочими и летчиками Государственного авиационного завода №1 – 1920-е годы
Фото: https://ruspekh.ru/people/item/polikarpov-nikolaj-nikolaevich
Первый вариант проекта самолета И-3 разрабатывался на основе двухместного истребителя 2И-Н1 (ДИ-1), что позволяло уложиться в жесткий плановый срок (до конца 1926 г.), и Поликарпов как ответственный за все работы по этой теме, обязательства на себя принял.
Общие особенности 1-го варианта проекта одноместного истребителя И-3 в целом повторяли двухместный ДИ-1 с отличиями:
— вместо примененного в нем устаревшего (выпускался с 1917 г.) английского трехрядного W-образного 12-цилиндрового двигателя водяного охлаждения Нэпир «Лайон» (Napier Lion Mk.I, мощность на взлете и на боевом режиме 450 л.с. при рабочем объеме 24 л и частоте вращения вала 1950 об./мин., вес более 400 кг – удельный вес более 0,9 кг/л.с., литровая мощность – 18,75 л.с./л) установлен американский двигатель Райт Т-3 «Торнадо», см. ниже;
— из состава экипажа исключен летчик-наблюдатель – стрелок, соответственно не делалась его кабина с оборудованием и вооружением, что позволило сократить все размеры и относительные удлинения агрегатов планера, уменьшить его вес и увеличить запас прочности.
Двухместный истребитель ДИ-1 (2И-Н1) конструкции Поликарпова, первоначально рассматривавшийся в качестве основы для проекта одноместного И-3
Фото: http://www.airwar.ru/enc/fww1/di1.html
Для силовой установки самолета И-3 первоначально выбран выпущенный на испытания в 1923 г. американский двигатель Райт Т-3 «Торнадо» (военное обозначение V-1950). Как и «Лайон», он также 12-цилиндровый водяного охлаждения, но V-образный с большей мощностью (заявлен номинал 600 л.с., фактически 575 л.с. у земли при весе 450 кг и рабочем объеме 31,9 л – удельный вес 0,78 кг/л.с., литровая мощность – 18,02 л.с./л). СССР вел переговоры с фирмой «Райт Аэронотикл Корпорейшн», «Райт Мотор Ко» (Wright Aeronautical Division of Curtiss – Wright Corp., Wright Motor Co.) об их закупках.
Американский авиационный V-образный 12-цилиндровый двигатель водяного охлаждения Райт Т-3 – V-1950 «Торнадо». В СССР он обозначался РТ3 и рассматривалась возможность его закупки
Фото: https://www.enginehistory.org/Piston/Wright/SGV-1800/SGV-1800.shtml
2 августа 1926 г. Управление ВВС сформировало первые технические требования к истребителю И-3 и направлены по инстанциям.
14 августа 1926 г. технические требования УВВС к истребителю И-3 получены Авиатрестом. Под предлагаемый Поликарповым облик самолета они не подходили, и начались переговоры Авиатреста и УВВС по согласованию документа.
20 августа 1926 г. заведующий КБ ГАЗ-1 Поликарпов закончил их рассмотрение и их отклонил, переслав в Авиатрест перечень своих замечаний к ним.
7 сентября 1926 г. по итогам обсуждения замечаний Поликарпова в технические требования УВВС к истребителю И-3 внесены изменения, однако и после этого предварительные расчетные данные самолета И-3 РТ3 им не соответствовали. Стороны настаивали каждая на своей позиции, и переговоры стали затягиваться. Тем временем в начавшихся в конце 1926 г. летных испытаниях самолета-прототипа 2И-Н1 начали проявляться многочисленные его недостатки, ставившие под сомнения и проект И-3 РТ3 в существовавшем в то время виде.
4 ноября 1927 г. после длившихся более года согласований, в которых Авиатрест настаивал на продолжении проекта И-3 на основе самолета 2И-Н1 (ДИ-1), Президиум НТК УВВС постановил принять уточненные технические требования на самолет, в которых некоторые предложения разработчика приняты были, но далеко не все.
В середине октября 1926 г. эскизный проект И-3 под мотор Райт Т-3 проработан вчерне, но расчетные летные данные утвержденным ТТ не соответствовали.
18 октября 1926 г. состоялось совместное совещание представителей УВВС и ОСС ЦКБ по увязке расхождений и согласованию новых технических требований, которые были бы ближе к полученным результатам. Управление ВВС настояло на своей позиции, т.к. ослабление требований означало бы получение самолета заведомо слабого и уже устаревшего морально, не способного вести борьбу с авиацией противника в тех тактических ситуациях, которые могут складываться в возможной войне. Расчеты потребной дальности строились на основании операций сухопутных войск в минувшей гражданской войне.
В частности, речь шла о запасе топлива и полной нагрузке – для обеспечения непрерывной поддержки войск в маневренных боевых действиях и противовоздушной обороны объектов предложенной ОСС ЦКБ дальности полета не хватало, и Заказчик настаивал на ее увеличении. Также был сочтен недостаточным заявленный в проекте боекомплект пулеметов. Увеличение емкости баков и патронных ящиков вело к росту веса самолета и снижению его скорости, высотности и маневренности и Поликарпов снова отказался принять это требование.
Представитель УВВС предложил Поликарпову провести расчет самолета под другой двигатель – немецкий BMW VI или отечественный М-13.
Разрабатываемый Научным авиамоторным институтом (НАМИ) под руководством его основателя Н.Р. Бирлинга (участвовали Микулин, Нейман, Чудаков и многие другие известные в будущем известные конструкторы, но в то время пока еще молодые себя не зарекомендовавшие в достаточной мере) 12-цилиндровый V-образный мотор жидкостного охлаждения М-13 по заданию он должен был развивать номинальную мощность 600 л.с. при сухом весе до 500 кг.
Двигатель BMW VI был уже предложен к продаже, но пока сведений по нему, по мнению Поликарпова, было недостаточно.
Расчет следовало произвести на полную нагрузку 675 кг с максимальной заправкой и 580 кг с частичной. Двигатель М-13 имел современную блочную конструкцию 4-клапанными головками цилиндров, но технологически сложную, риск срыва сроков и даже всего проекта в целом был велик (что и произошло – опытный двигатель испытаний не выдержал), и Поликарпов делать такой расчет отказался.
ОСС ЦКБ продолжил переработку проекта, которая проводилась поэтапно, и к 7 декабря 1926 г. было сделано уже 17 его вариантов, ни один из которых Заказчика не удовлетворил. Все они основывались на силовой установке с двигателем РТ3 и на планере, унифицированном на уровне отдельных узлов и деталей с неудачным самолетом 2И-Н1. Заказчик видел причину невыполнения согласованных ТТ в этом, но Поликарпов пока отказывался изменить свою позицию.
8 декабря 1926 г. состоялось заседание Техсовета Авиатреста, на котором рассмотрели вопросы о смете по опытному строительству на 1926 – 1927 гг., сняв ряд заданий в т.ч. и с Поликарпова, но среди заданий на заканчивающийся год важнейшим оставили проект И-3 РТ3, постановив до конца операционного года его закончить. Однако речь о постройке опытного самолета уже не шла.
15 декабря 1926 г. Поликарпов представил проект самолета И-3 РТ3 и сделал доклад о нем на заседании Техсовета Авиатреста, однако незамедлительно принят он не был, а постановили передать все материалы на экспертизу в ЦАГИ, поручив провести ее одному из ведущих работников АГОС Погосскому. На том же заседании приняли, хотя и с изменениями Положение о наблюдении НТК УВВС за опытным строительством, что касалось и проекта И-3. Предложение это было вызвано многочисленными отклонениями от утвержденных проектов, которые заводы Авиатреста вносили в строящиеся опытные образцы самолетов без согласования с Заказчиком.
21 и 22 декабря 1926 г. состоялось заседание Коллегии ЦАГИ, на котором эскизный проект И-3 РТЗ рассмотрели и по рекомендации Погосского сочли постройку нецелесообразной, т.к. по его мнению, двигатель РТЗ не обеспечит заявленных летных данных. Кроме того, вопрос о его закупках в США все еще не решен. По некоторым данным на второй день совещания присутствовавший теперь уже не Заказчик, а работник Авиатреста С.В. Ильюшин предложил использовать вместо американского двигателя РТ3 новый немецкий BMW VI. Он был той же схемы, существенно тяжелее (540 кг) и крупнее (рабочий объем 46,8 л) но имел большую мощность на взлете – 660 л.с. и фирма заявляла возможность форсирования до 700…750 л.с. Боевая мощность была 500 л.с. (на 13% меньше чем у РТ3, удельный вес 0,77 кг/л.с., литровая мощность 15 л.с./л), но сохранялась она благодаря избытку рабочего объема до высоты 3000 м без нагнетателя. На такой высоте двигатель BMW VI становился существенно мощнее РТ3, кроме того, фирма BMW заявила, что возможно введение кратковременного форсированного режима для воздушного боя на малой высоте и тогда ее мотор будет самым мощным и на таком режиме. Фирма BMW была готова поставлять двигатели своего выпуска и продать лицензию для их производства в СССР.
29 декабря 1926 г. на заседании Техсовета Авиатреста рассмотрен доклад Н.Н. Поликарпова по плану опытного строительства на 1926 – 1927 гг., в обсуждении которого и принято окончательное решение разрабатывать истребитель И-3 под немецкий двигатель BMW VI.
3 января 1927 г. подготовлен доклад о работе Авиатреста ВСНХ в высший координирующий орган правительства Совет Труда и Обороны (СТО), в котором истребитель И-3 БМВ-6 значился как находящийся в опытном производстве. Доклад был сделан на основании сведений направленных руководителями предприятий Авиатреста, в т.ч. и Поликарповым. Между тем ни один чертеж на детали И-3 еще не был направлен в цеха, проект не был закончен, в нем все еще оставались подлежащие переделке части КД под мотор РТ3 (самолет И-3 значился как делающийся под РТ3 даже в отчетном докладе ОСС от 9 февраля 1927 г.), а готовая часть со всеми изменениями под БМВ-6 не позволяла начинать постройку самолета.
В январе 1927 г. работы по приведению проекта к утвержденному виду силовой установки в ОСС ЦКБ только начались. В это время конструкторы Отдела были заняты в основном работами по «переходному самолету» 2УБ-3 (П-1, П-2) и ближним разведчикам Р-4 и Р-5 (пока – в основном по первой машине). Загрузка их не была чрезмерной, но Поликарпов с ближайшими помощниками были плотно заняты проектированием самолета первоначального обучения У-2, которое должны были вести в нерабочее время как взятую лично ими хоздоговорную тему, которая оплачивалась отдельно и не по линии ЦКБ.
4 февраля 1927 г. НТК УВВС «окончательно» утвердил эскизный проект И-3 БМВ-6, но в нем пока оставалось многое от «прототипа» ДИ-1, на чем настаивал Поликарпов, видя в этом сокращение сроков работ. Однако вскоре подписи членов НТК от лица Заказчика на проекте были отозваны из-за его несоответствия согласованным ТТ, и проект отправлен на доработку.
В тот же день 4 февраля 1927 г. Торгпредство СССР в Германии сообщило, что направленная на завод BMW в Мюнхене комиссия под руководством инж. Будняка осмотрела предприятие, включая парк оборудования и организацию рабочих процессов, а также сами двигатели BMW VI, и пришла к выводу о возможности ограничиться лишь покупкой лицензии и необходимой технической документации на изделие, а техподдержка для запуска производства в СССР не потребуется. Но при этом выражена заинтересованность в получении от разработчика сведений о вносимых им усовершенствованиях. Двигатель BMW VI запускался в производство в СССР на Государственном авиационном заводе №6 (ГАЗ-6, бывший «Сальмсон») в Москве. В ходе реорганизации предприятий авиапрома СССР к 01.10.1927 г. переименован в авиамоторный завод № 26.
14 февраля 1927 г. НТК УВВС рассмотрел доработанный эскизный проект И-3 и вновь его отклонил на том же основании. Документация снова отправлена на доработку.
27 февраля 1927 г. перед комиссией НТК УВВС представлен «2-й окончательный эскизный проект И-3». Хотя к нему оставались замечания, НТК согласился проект утвердить с тем, чтобы можно было начать строительство натурного макета самолета.
31 марта 1927 г. потерпел катастрофу самолет 2И-Н1 (ДИ-1), который в значительной мере являлся основой для проекта И-2. Причиной тому были определены конструктивные недостатки ДИ-2, и стала окончательно очевидна необходимость переделки и проекта И-3 (а работа по ДИ-1 прекращалась). Таким образом, за более чем год фактически проводимых работ, из которых 8 месяцев они являлись плановым заданием, результаты деятельности ОСС ЦКБ и лично Поликарпова оказались практически нулевые.
***
И-3 рабочий проект и натурный макет, истребитель.
В сложившемся положении, когда стало ясно, что американский двигатель Райт T-3 / V-1950 «Торнадо» ни закупаться, ни выпускаться в СССР не будет, а достигнута договоренность о закупке готовых моторов BMW VI и лицензии на их производство в Германии, а также прекращались работы по самолету 2И-Н1 и терялся смысл унификации с ним проекта И-3, последний было решено полностью переделать. С этим начальник ОСС ЦКБ Поликарпов согласился после бесплодных дискуссий, продолжавшихся более года. При сохранении общих аэродинамических, конструктивных и технологических решений были изменены пропорции и компоновки агрегатов планера, а также силовая установка и все системы. К тому времени работа по тематике П-2 и Р-4 начала сворачиваться, а по Р-5 еще находилась на начальном этапе, не требуя больших трудозатрат.
Не известно точно, когда именно Поликарпов приступил к выполнению действительно окончательного варианта проекта одноместного истребителя И-3 под мотор БМВ-6 – возможно, еще до катастрофы самолета 2И-Н1, понимая бесперспективность проекта в исходном виде с опорой на эту машину, но того пока не афишируя. Затрудняет определение даты этого события и то обстоятельство, что некоторые забракованные Заказчиком варианты проекта в различных документах именуются «окончательными», хотя это не так. Мало того, даже в изложенный ниже действительно окончательный проект изменения продолжали вноситься уже по ходу постройки машины.
Общие особенности конструкции, применяемые материалы и технологии:
— самолет представляет собой полутораплан классической аэродинамической схемы – как и ДИ-1, но с более передней центровкой и измененной центровкой, что должно было исключить случаи нарушения продольной устойчивости, а также с новыми бипланной коробкой с непосредственным креплением нижнего крыла к фюзеляжу и улучшенной формой оперения;
***
— технологическими базами планера и мотоустановки самолета являются плоскость симметрии самолета (ПСС), делящая его на зеркально симметричные левую и правую половины, продольная ось самолета, являющаяся продолжением оси коленвала мотора и воздушного винта и проходящая в ПСС, строительная горизонталь фюзеляжа, проходящая параллельно оси самолета через крайнюю заднюю его точку, плоскость шпангоута №1, являющаяся нулевой дистанцией, от которой отсчитываются расстояния по длине самолета вперед и назад от нее, а также наружные поверхности силового набора и внутренние поверхности обшивок, задаваемые для фюзеляжа «болваном», на котором выклеиваются его обшивки, а также шаблонами для всех агрегатов, по которым вырезаются шпангоуты фюзеляжа и нервюры крыльев и оперения (шаблоны шпангоутов фюзеляжа увязываются с его болваном);
— все агрегаты собираются в приспособлениях (стапелях), позволяющих фиксировать силовые детали с привязкой к этим базам;
— те детали, для фиксации которых стапели не приспособлены, фиксируются временным крепежом (например, до склейки);
— все плоские заготовки и детали сложной формы выкраиваются по шаблонам, а пространственные – изготавливаются по болванам, которые между собой частично увязаны;
— общим источником увязки основных размеров и технологических баз является плаз в масштабе 1:1;
— внутренние раскосы фюзеляжа и жесткие тяги управления делаются с необжатой трубой нужного круглого сечения и мерной длины, а наружные стойки «кабана» крепления верхнего крыла, задние межкрыльевые стойки и подкосы оперения – с обжатыми по концам трубами каплевидного сечения;
— деревянные детали делаются из древесины твердых пород (см. ниже), поставляемой в виде шпона, досок, брусьев и реек, древесина для которых предварительно просушена в штабелях, или фанеры;
— склеивание деревянных деталей, включая выклейку фюзеляжа, делается казеином;
— лонжероны крыльев и фюзеляжа изготовлены из сосновых реек, которые при необходимости наращивания длины склеиваются на ус;
— ободы шпангоутов делаются из ясеневых реек прямоугольного сечения, которые гнутся на пару на оправках и склеиваются на ус до получения замкнутого контура;
— особо нагруженные соединения деревянных деталей и их с металлическими раскосами и стойками усилены обмоткой лонжеронов в таких местах тканевой лентой на казеине и охватывающими эти соединения стальными гнутыми накладками, которые зажимаются в стапеле сборки агрегата, в них сверлятся отв. совместно и туда ставятся болты с самоконрящимися гайками;
— из листового дюраля Д1 в гладких листах делаются выколоткой на своих болванах детали кока воздушного винта, капота мотора и верхнего гаргрота фюзеляжа перед кабиной, а без выколотки путем простой слесарной выкройки – противопожарная перегородка на шпангоуте №1 и лицевая панель приборной доски на шп. 2;
— усиливающие соединения деревянных деталей кницы и накладки, проушины для установки стоек, раскосов и растяжек вкраиваются из листов низкоуглеродистой стали нужной толщины и могут быть плоскими или гнутыми из одной или нескольких деталей, соединяемых болтами только между собой или и с этими деревянными частями тоже – набирая несколько таких гнутых деталей, можно получить усиления, охватывающие соединяемые деревянные детали, а также проушины Т-образного и ТТ-образного сечения;
— первоначально передние межкрыльевые стойки и стойки основных опор шасси предполагалось набирать из фанеры подобно шпангоутам №№1 и 2 и потом приводить к каплевидным сечениям опиливанием, но затем они тоже стали делаться металлическими с каплевидными трубами – за исключением передних стоек ООШ, которые описаны в соответствующем разделе;
— обшивка крыла и оперения полотняная на эмалите, который ее приклеивает к деревянному каркасу, а после высыхания, что происходит очень быстро на воздухе, дает «барабанную» натяжку, защищает от гниения и служит грунтом для покраски;
— тросовые растяжки и тросы управления состоят из витого промасленного каната нужной длины и двух ушковых или вильчатых наконечников – регулируемый, который обеспечивает заданное натяжение, состоит из резьбовой втулки, напрессованной на канат, собственно наконечника также резьбового и фиксируемого на нужной длине гайкой и шайбой с отгибаемым язычком, а нерегулируемый имеет продольное глухое отверстие, которым напрессовывается на канат;
— при сборке бипланной коробки крыльев производится предварительная выставка их путем регулирования длины резьбрвых наконечников их стоек (см. раздел по бипланной коробке крыльев), которое может быть изменено при окончательной нивелировке самолета;
— натяжение растяжек каркаса и тросов управления с проверкой по стреле прогиба, регулировка хода рычагов и поверхностей управления, а также общая нивелировка самолета по реперным точкам делаются вне стапеля в заданной конструкторской документацией последовательности.
Силовая установка:
— в носовой части фюзеляжа установлен один высотный переразмеренный (нагнетателя не имел) V-образный 12-цилиндровый двигатель жидкостного охлаждения BMW VI 7,3 серийный взлетной мощностью 730…750 л.с., боевая мощность у земли 680 л.с. (время работы до 1 мин.), номинальная мощность на высоте 1000 м 550 л.с., боевая мощность 500 л.с. на расчетной высоте (по разным данным 2000…3000 или 2500…2700 м, причем это по расчету, а не по данным испытаний) немецкой конструкции, он запускался в производство в СССР под обозначением М-17;
— воздушный винт двухлопастный деревянный диаметром 3100 мм со стальной шлицевой втулкой, надеваемой на вал мотора, на переднюю плоскость ступицы установлен храповик для запуска автостартером (допускался также запуск прокруткой лопастей винта вручную, однако основным предусмотрен запуск воздушный – см. ниже;
— на ступицу винта установлен обтекаемый кок заостренной оживальной формы, который состоит из план-шайбы, крепящейся к тыльной стороне ступицы, задней части с проемами под лопасти, и передней части с осевым отверстием под храповик запуска автостартером, собирается кок на болтах в анкерные гайки, а крепится к ступице теми же болтами и гайками с шайбами, которыми она фиксируется на валу мотора;
— двигатель установлен на закрепленной на силовом шпангоуте №1 раме, состоящей из двух продольных балок с монтажными отверстиями, каждая из которых поддерживается двумя крепящимися к тому же шп. 1 подкосами снизу и одним сверху, они связаны подковообразным полушпанготуом примерно на 40% длины, от узлов крепления нижних подкосов к шп. 1 до нижней точки с тыльной стороны этого полушпангоута идут буквой V два раскоса, а от этой же точки с передней стороны этого полушпангоута идут по одному подкосу к передним точкам продольных балок также буквой V;
— все части моторамы рассчитаны только на растяжение-сжатие, т.е. с точки зрения строительной механики это ферма;
— все подкосы воспринимают вес и тягу двигателя, а также инерционные силы в этих же направлениях, раскосы и передние – тягу, продольные инерционные силы и реактивный момент винта, продольные балки передают все эти нагрузки на них так, что шпангоут №1 считается не нагруженным никакими силами и моментами, которые могли бы выводить его из своей плоскости;
— верхние подкосы крепятся к шп. 1 там же, где и передние стойки «кабана» крепления верхнего крыла, и эти точки подкреплены лонжеронами и внутренними раскосами фюзеляжа, снимающими продольные нагрузки (см. ниже);
— нижние подкосы крепятся к шп. 1 там же, где и передние стойки основных опор шасси, и эти точки подкреплены лонжеронами фюзеляжа;
— продольные балки крепятся к стенке шп. 1 легкими уголками, усилие на которых мало – они служат лишь для удобства установки этих балок на самолет;
— продольные балки коробчатого сечения собраны на заклепках из стальных профилей и в них вделаны вкладыши с калиброванными отверстиями под болты крепления двигателя;
— полушпангоут собран из передней и задней стенок и трех фрезерованных вкладышей в местах стыков с др. узлами рамы, все они стальные, но стенки имеют круглые отв., а вкладыши – призматические полости в ненагруженных зонах для их облегчения;
***
— капот двигателя обтекаемой формы, предельно обжатый, состоит из внутреннего каркаса и отдельных секций, которые крепятся к каркасу и друг к другу рояльными петлями с вытягиваемыми шомполами и «английскими булавками», что позволяет их быстро снимать при обслуживании и ремонте, но боковые панели капота как самые большие и связывающие воедино все остальные, крепятся еще и к вертикальным перемычкам каркаса капота (см. ниже) на винтах;
— все части (каркас и панели) капота сделаны из дюраля Д1 гибкой и / или выколоткой на болване, неразъемные соединения – заклепочные;
— каркас капота состоит из левых и правых главного нижнего «прямого» и верхнего «Г-образного» бимсов, соединенных передним кольцевым шпангоутом и перемычками, установленными в вертикальной плоскости примерно на 1/3 его длины между бимсами с боков капота и снизу;
— бимсы каркаса сборные из профилей на заклепках;
— каркас капота крепится к шп. 1 на болтах;
— панели капота (передняя закрывает блоки цилиндров спереди, верхняя – сверху до проема под выхлопные патрубки, левая и правая закрывают мотоустановку с боков от этих проемов до нижних бимсов каркаса, нижняя – снизу между главными бимсами) каждая состоит из своего каркаса из профилей и предварительно выкроенной и формованной обшивки;
— в передней панели капота сделаны круглые отв. для быстрой регулировки распредвалов и вентиляции мотоотсека, а в верхней – просечки для вентиляции мотоотсека;
— воздух в карбюратор двигателя подается через патрубок, выведенный под его картер, а туда поступает через узкую прорезь в нижней панели капота;
***
— управление двигателем производится четырьмя рычагами, установленными в едином блоке по левому борту кабины – включения зажигания, земного газа, которым производится вывод двигателя на взлетный режим и установка номинального режима после набора высоты, высотного газа, которым производится плавное регулирование оборотов двигателя с недопущением их превышения, а также рычаг высотного жиклера, которым в карбюратор подается дополнительный воздух с подъемом на высоту, такое управление предупреждает неправильные действия летчика, которые могут привести к отказу мотора и аварии;
— проводка управления двигателем предположительно тросовая;
***
— топливная система состоит из основного бака с заливной горловиной с сетчатым фильтром, системой дренажа и наддува и со сливным краном в фюзеляже, заправляемого отдельно бачка емкостью 2,5 л для питания мотора при запуске (его поднятое положение создает требуемое давление в пусковой магистрали), трубопроводов, перекрывного крана (стоп-кран), обратных клапанов и арматуры, подача топлива двумя дублирующими друг друга насосами АМ, входящими в его состав;
— система смазки мотора состоит из бака с заливной горловиной с сетчатым фильтром и сливным краном, установленного на каркас капота по правому борту, трубопроводов и арматуры, охлаждение масла – в баке, для чего он имеет избыточный объем, циркуляционный насос – часть двигателя;
— система охлаждения состоит из расширительного бачка с заливной горловиной с клапаном сброса давления пара, установки радиатора охлаждения, трубопроводов, сливного крана и арматуры, центробежный циркуляционный насос – часть двигателя;
— установка радиатора находится в нижней части фюзеляжа за шп. №2 м состоит из самого сотового радиатора, его направляющих и механизма управления им, который в свою очередь состоит из штурвала в кабине летчика, механической передачи, шестерен и зубчатых реек – вращая штурвал, летчик втягивает радиатор для уменьшения его обдува и увеличения температуры мотора, или выдвигает в поток для обратного действия, передача самотормозящаяся;
— основная система запуска двигателя – воздушная, сжатый воздух подается на раскрутку мотора из баллона емкостью 5 л по правому борту кабины;
— выхлоп – через отдельные патрубки, установленные по одному на цилиндр под прямым углом к нему наружу.
Бипланная коробка крыльев:
— верхнее и нижнее крылья набраны двояковыпуклыми аэродинамическими профилями со средней по тем временам относительной толщиной, это не позволяло добиться такого большого коэффициента подъемной силы, как полученный на первом образце моноплана И-1, но дало снижение аэродинамического сопротивления и улучшение аэродинамического качества «изолированного» крыла и улучшение аэродинамического качества и улучшение срывных качеств;
— на виде в плане верхнее и нижнее крылья имеют подобную форму с передними и задними кромками под прямым углом к ПСС, значительным удлинением и с симметричными эллиптическими законцовками, первоначально вырез по задней кромке в центроплане верхнего крыла не предусматривался, затем для улучшения обзора введен, но неглубокий – дугой окружности на весь размах центроплана;
— вынос верхнего крыла положительный и очень значительный – половина хорды верхнего крыла, что дало удобство входа в кабину и выхода из нее (летчик может становиться на нижнее крыло, верхнее над вырезом кабины не нависает), а также улучшение обзора при нормальной (по расчету) центровке, обеспечивающей статическую устойчивость самолета;
— угол установки верхнего крыла малый положительный, нижнего – нулевой (при этом благодаря кривизне его средней линии подъемная его сила не нулевая);
— угол поперечного V верхнего и нижнего крыла положительный, при этом у верхнего он меньший, чем у нижнего;
— элероны типа Фрайз с осевой компенсацией – только на верхнем крыле, в проекте – цельные;
***
— силовой набор всех крыльев деревянный, кроме усилений и проушин под стойки бипланной коробки, сделанных из листовой стали (они плоские или гнутые);
— лонжероны и стенки всех частей крыла – цельные брусья прямоугольного сечения (высота больше ширины), пояса нервюр и носков – тонкие рейки квадратного сечения;
— лонжероны центроплана верхнего крыла и консолей этого и нижнего крыльев сквозные на весь размах этих агрегатов, а нервюры состоят из межлонжеронной части, а также носка и хвостика там, где они есть;
— верхнее крыло состоит из центроплана и двух консолей, связанных моментными узлами по лонжеронам, стык закрыт дюралевой лентой на винтах, но в силовой расчет она не вклбчена;
— силовой набор центроплана верхнего крыла состоит из двух л-нов, идущих примерно на 15% и 60% его концевых хорд, фанерного лобика с вырезом под пусковой бачок топливной системы и рейки по задней кромке;
— силовой набор консоли верхнего крыла состоит из двух лонжеронов, идущих примерно на 15% и 60% его хорды, 20 нервюр (по др. данным нервюр 21), фанерного лобика до 1-го л-на между н-рами №№ 1…15 (по др. данным – 3…14, возможно, так стало по ходу выпуска), носков на законцовках – по два между следующими тремя парами н-р от конца фанерного лобика, стенок по вырезу под элерон на всю его длину кроме зоны двух последних н-р этой консоли, сделанных выколоткой из дюраля Д1 ободов законцовок и рейки по задней кромке между вырезом под элерон и концом корневой н-ры;
— нервюры консоли верхнего крыла корневая и к которой крепятся межкрыльевые стойки и самые нагруженные средние узлы навески элеронов усиленные, остальные – рядовые;
— каждый элерон имеет силовой набор из сборных на заклепках дюралевых (уголки и лист Д1) сквозного лонжерона, двух профилированных лобиков между соседними парами узлов навески, концевого профиля и нервюр, пущенных «змейкой»;
— на лонжероне элерона установлены три стальных вильчатых узла навески с резьбовым хвостовиком и обращенная вниз качалка для соединения с проводкой управления, за которой на дюралевую накладку наклепан обтекатель открытого U-образного сечения;
— полотняная обшивка элерона пришивается к киперной ленте, пришитой суровой ниткой к каркасу и покрывается эмалитом;
— стенка для навески элерона и ограничения выреза под него представляет собой деревянный брус прямоугольного сечения, высота которого меньше толщины теоретического контура крыла в этом месте на размер поясов нервюр, идущих в этой зоне до стенки и ложащихся на нее (каждый такой стык подкреплен по бокам короткими рейками на клею);
— элерон навешен на стенку каркаса верхней консоли крыла на трех удлиненных узлах, ось его удалена от передней кромки и при отклонении его лобики работают во встречном потоке обтекающего воздуха как аэродинамические компенсаторы, «дожимая» элерон в нужную сторону (при этом конструктор не сместил ось навески элеронов вниз относительно высоты стенки навески и не позаботился о профилировке щели между элероном и крылом со стороны последнего, как это рекомендовал патент на такой элерон Л. Фрайза, чем эффективность его значительно ухудшил);
— узлы навески элеронов одинаковые и состоят из собранного на заклепках из предварительно формованных дюралевых трапеций кронштейна трапециевидной в плане формы с отбортованными отв. облегчения и коробчатого сечения, который крепится к стенке на четырех горизонтальных болтах и к ней и к поясам нервюр – одним сквозным вертикальным, в свободный конец кронштейна вклепан на 5 заклепках дюралевый фрезерованный наконечник с радиально-сферическим подшипником;
— элерон крепится к узлам навески шпильками по диаметру подшипника с гарантированным малым зазором и с резьбой на обоих концах, на которые ставятся гайки;
— нижнее крыло состоит из двух консолей, стыкуемых со шпангоутами фюзеляжа;
— силовой набор консоли нижнего крыла отличается от верхнего отсутствием выреза под элерон и усиливающей его стенки (рейка по всей задней кромке), добавочной силовой нервюрой для установки бомбодержателя (№5) и фанерной обшивкой между 1-й корневой и 2-й н-рами – на нее можно становиться (по одним данным она опоясывала весь контур крыла в этой зоне, по другим на его нижней поверхности за I л-ном обшивка везде была полотняной), число нервюр 15 (по др. данным 14), фанерный лобик от 2-й до 13-й н-ры, I лонжерон примерно на 20% хорды, II л-н – на 80%;
***
— верхнее крыло крепится над фюзеляжем на «кабане» из двух И-образных стоек, идущих от стыков шп. 1 и 2 с верхними бимсами фюзеляжа к стыкам лонжеронов и концевых нервюр центроплана;
— жесткость «кабана» и установки центроплана в целом усилена двумя парами растяжек, идущих буквами V от узлов посередине верхних поясов шп. 1 и 2 к соединениям верхних точек «кабана» с центропланом (первоначально растяжки на «кабане» и между консолями не предусматривались, введены по уточненному расчету прочности);
— все стойки бипланной коробки, включая «кабан», состоят из трубы каплевидного сечения (дюраль Д1), которая разрезана по оси его сечения по концам, которые обжаты и склепаны по краям, а в эти места вделаны на восьми заклепках стальные резьбовой вкладыш и втулка с «крылышками», в которые ввинчивается вильчатый наконечник, выдвижение которого регулирует длину стойки при сборке, положение его фиксируется гайкой;
— верхние и нижние консоли крыла связаны между собой одной И-образной стойкой с каждой стороны от ПСС, жесткость этой части бипланной коробки обеспечена двойными растяжками, идущими крест-накрест между точками соединения лонжеронов нижних консолей с их корневыми нервюрами и точками соединения И-образных стоек с лонжеронами верхних консолей и между точками соединения И-образных стоек «кабана» с лонжеронами центроплана и точками соединения И-образных стоек верхних консолей с их л-нами;
— для снижения вибраций все межкрыльевые растяжки с каждой стороны от ПСС стянуты алюминиевой трубкой, на концах которой сделаны пазы для прохода растяжек и эти концы заглушены пробками со скругленными головками, сами эти трубки никак к растяжкам не крепятся и смещению их препятствует только скрещивание растяжек.
Фюзеляж:
— имеет хорошо обтекаемую форму в виде сильно растянутой капли с эллиптическими вытянутыми вверх сечениями, симметричной относительно линии пересечения ПСС и СГФ, а в зоне сопряжения с нижним крылом имеет свой центроплан, который делается зацело с остальной деревянной частью этого агрегата;
— состоит из основной деревянной части с соединенными с ней наглухо металлическими узлами, сделанной вместе с килем, сборных дюралевых верхней и нижней крышек, козырька кабины и сборного дюралевого хвостового кока, капот мотора и моторама в его состав конструктивно и технологически не входят и относятся к силовой установке;
— особенностью самолета стала большая длина фюзеляжа – как из-за мототсека, так и хвостовой балки, размеры которой выбраны из условия увеличения плеч оперения и его рулевых поверхностей при малой их площади;
***
— основная деревянная часть фюзеляжа представляет собой клееный монокок, состоит из четырех стрингеров, два из которых идут по ПСС, а два – по СГФ, между ними, четырех продольных лонжеронов между ними, и 13 (по др. данным 9 – вероятно, это число было в первоначальном варианте рабочего проекта, но потом увеличилось, или наоборот) полных шпангоутов, одного полушпангоута перед вырезом кабины, подкрепляющего его и служащего для крепления установки вооружения и приборной доски, раскосов моторамы, двух поперечных л-нов, а также левой и правой бортовых нервюр, образующих центроплан нижнего крыла, а также работающей обшивки, расчет которой делался по методике, применявшейся для малотоннажных водных судов;
— сечения лонжеронов фюзеляжа в носовой части прямоугольные, уменьшаются к хвосту и приобретают форму швеллера вырезаемым стамеской «корытом» внутрь для облегчения сообразно нагрузкам;
— шпангоуты №№ 1 и 2 занимают сечения только до верхних лонжеронов (выше находятся отсеки вооружения), они сплошные с вырезанными в них проемами для прохода коммуникаций силовой установки и их облегчения, образующими многозамкутые контуры, набраны из фанеры толщиной 2,5 мм, склеенной в пакеты толщиной 25…27 мм, на шпангоут №1 с его передней стороны на болтах установлена дюралевая противопожарная перегородка на болтах;
— между соединениями лонжеронов и шп. №№ 1 и 2 фюзеляжа пущены мощные трубчатые раскосы, воспринимающие усилия от установки двигателя на мотораму;
— остальные шпангоуты состоят из тонких наружных и внутренних ясеневых ободов и фанерных стенок толщиной от 4,0 до 1,5 мм в зависимости от места и нагрузки – вместе они образуют замкнутый коробчатый контур, шп. №№ 3 и 4 имеют горизонтальные перемычки, на которые опирается пол кабины;
— ограничивающий кабину сзади рамный шпангоут 4 имеет усиления для крепления кресла летчика и крючки, на которые пока кресло снято ставится брезентовая перегородка с проемами под проводку управления;
***
— левая и правая половины обшивок («скорлупы») выклеиваются на оклеенных бумагой болванах, смазанных тавотом (солидол – нефтяное масло, сгущенное кальциевым мылом, не позволяет «скорлупе» приклеиваться к болвану) из полос березового шпона толщиной 0,5 мм и шириной 70 мм, уложенных крест-накрест с зазором 2 мм в несколько слоев так, что получаются узкие внутренние полосы, идущие «винтом»;
— носовая часть фюзеляжа до зоны шп. 5 выклеивается из пяти слоев шпона, далее до хвостовой оконечности – четыре слоя, всего по уточненной по результатам серийного производства документации расход шпона, включая непроизводительные отходы – 175 кв.м;
— слои выклеиваются последовательно, при этом шпон предварительно прихватывают обойными гвоздями, после нанесения клея протирают влажной ветошью, от чего шпон раздается в ширину, выбирая зазоры, далее гвозди вытягивают, слой зачищают по наружной поверхности наждачной шкуркой, просушивают 6-7 часов и делают следующий слой;
— после застывания клея «скорлупы» обрезают по стыковым краям, снимают с болвана, сушат на воздухе 10-12 суток до удаления всей влаги;
— на находящийся в стапеле каркас под стыки «скорлуп» обшивки устанавливаются на клею и обойных гвоздях продольные полосы фанеры шириной 50 мм;
***
— после застывания клея «подкладок» на остающийся в стапеле каркас фюзеляжа ставится на клей, омедненные гвозди и ввинчиваемые самонарезающие винты в «подкладки» правая «скорлупа» обшивки и в таком состоянии проводится монтаж узлов управления и шасси, после чего фюзеляж из стапеля извлекается и ставится на козелки, дающие подход для установки левой «скорлупы» обшивки, которая ставится так же, как и правая;
— готовая деревянная часть фюзеляжа по наружной поверхности шпатлюется, ошкуривается до получения гладкой поверхности, грунтуется и красится масляной краской в два слоя по утвержденной схеме;
***
— верхняя панель фюзеляжа от шп. 1 до полушпангоута перед вырезом кабины и его нижняя панель между шп. 1 и 2 представляют собой съемные крышки, согнутые из предварительно выкроенных листов дюраля Д1 и ставящиеся на деревянную основную часть фюзеляжа на винтах, верхняя открывает доступ в замоторный отсек, к установке вооружения и приборной доске, а вторая – к установке радиатора охлаждения двигателя и к механизму его выдвижения, к креплению основных опор шасси и к посту управления и другим системам в кабине;
***
— кабина летчика открытая;
— в кабине установлен на входящих в усиления деревянного каркаса болтах, пол, состоящий из каркаса из профилей и листа с вырезами под механизмы и системы (все – дюраль Д1);
— козырек кабины конической формы состоит из каркаса, включающего монтажное кольцо под тубу телескопического прицела, и собранного на заклепках из профилей (дюраль Д1) и вделанного в него на винтах предварительно выкроенного листа целлулоида;
— козырек крепится к деревянной конструкции фюзеляжа на винтах;
— заголовник кабины состоит из фанерного шпангоута и выклеенной на болване из шпона оболочки по технологии, подобной основной части фюзеляжа и ставится на нее на клею и винтах;
— в левый борт кабины для удобства входа в нее и выхода врезана ступенька со стальной подножкой и подпружиненной крышкой;
— сиденье летчика регулируемое по высоте, закреплено на шп. 4 сделано с чашкой под ранцевый парашют «Ирвинг» (лицензия на его выпуск закуплена в США);
— вырез кабины усилен окантовкой и обтянут кожей;
— за кабиной установлен заголовник, состоящий из переднего шпангоута и обшивки, подобных остальному фюзеляжу, а также кожаной подушки под затылок летчика;
— в нижней части деревянной обшивки фюзеляжа сделаны вырезы под установку радиатора и хвостовой опоры шасси – последние заши брезентом;
— внизу хвостовой части фюзеляжа по левому и правому борту врезаны по два углубления – поручни для поднятия хвоста самолета;
***
— хвостовая оконечность фюзеляжа представляет собой сделанный из дюраля Д1 и собранный на заклепках кок заостренной оживальной формы, состоящий из обода и двух полученных выколоткой половин обшивки с прорезями и выштамповкми под детали и узлы системы управления, она крепится к оконечности деревянной основной части фюзеляжа на винтах, снятие кока открывает доступ к узлам управления рулями высоты и управления, а также стабилизатором, к креплению поверхностей оперения и к установке хвостовой опоры шасси;
— киль самолета делается зацело с основной деревянной частью фюзеляжа из тех же материалов, по той же технологии и в том же стапеле, но конструкция его описана в разделе «Хвостовое оперение».
Хвостовое оперение:
— обычного вида однокилевое, установлено на хвостовой части фюзеляжа, состоит из горизонтального и вертикального оперения (ГО и ВО);
— относительные площади ГО и ВО, а также РВ и РН выбраны меньшими обычных в то время в надежде, что их эффективность будет достаточной благодаря длинной хвостовой балке, обеспечивающей большие их плечи;
— оперение набрано симметричными двояковыпуклыми аэродинамическими профилями умеренной относительной толщины;
***
— ГО переставное, угол установки изменяется из кабины в пределах от -4°40’ до +2°40’;
— на виде в плане ГО эллиптической формы, состоит из стабилизатора и руля высоты (РВ) с трапециевидным вырезом в средней части руля для обеспечения одновременного отклонения РВ и руля направления;
— стабилизатор, рули высоты и направления собираются каждый в своем стапеле, киль – стапеле фюзеляжа зацело с ним;
— стабилизатор состоит из двух симметричных консолей;
— силовой набор консоли стабилизатора состоит из двух лонжеронов (идущий по задней кромке II л-н – главный, передний вспомогательный), одной силовой корневой нервюры, идущей вдоль обшивки фюзеляжа, пяти рядовых нервюр, установленных по потоку, а также лобика по всей передней кромке – все детали сделаны из ленты из дюраля Д1 гибкой или выколоткой и собрано на заклепках в стапеле;
— обшивка полотняная, пришивается к киперной ленте, которая в свою очередь пришивается к каркасу в обхват и покрывается эмалитом;
— половины стабилизатора соединяются по имеющим удлиненные концы лонжеронам накладкам и пущенными внутри них короткими трубами на заклепках (предположительно, стальными, эти узлы – моментные), до установки хвостового кока фюзеляжа задний узел устанавливается в шарнир на каркасе ХЧФ, а передний – в проушину последней качалки механизма перестановки (см. раздел «Система управления самолетом»);
— РВ без роговой компенсации, состоит из двух одинаковых половин, каждая из которых в свою очередь состоит из лонжерона по его передней кромке, кромочного профиля, одной косой нервюры, ограничивающей вырез, и пяти рядовых, пущенных по потоку, обшивка – полотно, технология производства, включая соединение половин – подобно консоли стабилизатора;
— в месте соединения половин РВ установлена последняя качалка управления им;
***
— ВО состоит из киля и руля направления (РН) с роговым компенсатором и имеет контур переменной кривизны, плавно сопрягающийся с верхними и нижними обводами фюзеляжа – по передней кромке S-образный, дальше знак кривизны остается постоянным, но плавно изменяется ее радиус так, что сохраняется гладкость перехода от линии передней кромки киля, до нижнего контура хвостового кока фюзеляжа;
— киль цельнодеревянной конструкции состоит из двух лонжеронов, являющихся продолжением двух последних шпангоутов фюзеляжа и стоящих в их плоскости, установленной по верхнему контуру ХЧФ бортовой нервюры и пущенных по потоку рядовых нервюр, а также выклеенной из шпона обшивки (сборка его – вместе с остальной деревянной частью фюзеляжа из тех же материалов по той же технологии и в том же стапеле);
— конструкция РН подобна половине РВ с отличием только по форме и размерам, сборка – так же;
***
— для улучшения прочности и жесткости оперения в целом стабилизатор и киль соединены одним подкосом с каждой стороны от ПСС, их точки крепления находятся в местах соединения главных л-нов и нервюр этих агрегатов примерно на 2/3 размаха ГО и высоты киля;
— по конструкции подкосы подобны стойкам бипланной коробки крыльев, но помимо размеров отличаются ушковыми наконечниками со сферическими шарнирами, чем исключено заклинивание при перестановке стабилизатора (на стойках бипланной коробки проушины, в их креплениях сферических шарниров нет);
— узлы крепления подкосов ко второму л-ну киля состоят из левой и правой плоских боковых пластин с образующими проушины тремя гнутыми уголками на каждой, и заднего швеллера (все – из листовой стали), соединенных между собой и с лонжероном на болтах;
— узлы навески подкосов на задний л-н стабилизатора – гнутые из стального листа проушины, наклепанные на нервюры у их соединения с лонжероном;
— навеска рулевых поверхностей оперения – простейшие петли.
Система управления самолетом:
— включает независимые каналы управления рулем высоты ручкой управления самолетом (РУС – на себя на кабрирование, от себя – на пикирование), элеронами (РУС влево – левый крен и наоборот) и рулем направления (левая педаль отклоняет РН влево, что вызывает момент по рысканию влево и уменьшает скольжение в эту же сторону, правильный левый вираж выполняется отклонением РУС влево и взятием на себя с нажатием на левую педаль и наоборот, что создает нужный крен и кабрирующий момент и убирает скольжение на крыло), а также канал перестановки ГО, имеющий «паразитную» связь с каналом управления РВ;
— установка РУС состоит из собственно ручки (гнутая труба с «баранкой» на верхнем конце, за которую можно браться двумя руками, и проушинами подключения каналов правления на нижнем, и кронштейна навески с двумя степенями свободы, установленном жестко на полу кабины), на «баранке» РУС смонтированы гашетки пулеметов;
— педали простейшие рычажного типа без параллелограммного механизма;
— перестановка стабилизатора выполняется летчиком в зависимости от центровки и режима полета ручкой по правому борту через механическую проводку, при перестановке ГО незначительно смещается нейтраль РВ;
— проводка управления смешанная – включает жесткие тяги и качалки, а также тросы на роликах и секторах, переход от жестких участков к тросовым и наоборот через секторные качалки исключает ослабление натяжки и провисание тросов;
— почти вся проводка управления самолетом проходит под обшивкой – за исключением двух тросов управления элеронами, выходящих из фюзеляжа в верхнее крыло перед задними стержнями «кабана» крепления верхнего крыла и концов последних тяг управления ими же, выходящих из-под верхнего крыла к качалкам на элеронах;
— управление рулем высоты и элеронами дифференциальное (за счет неравнобоких качалок с углом между плечами, отличным от прямого, отклонение в сторону, провоцирующую срыв потока с поверхности, меньше, чем в противоположную), РН – симметричное;
— все механизмы управления – на шариковых подшипниках, точеные стальные ролики – на стальных же калиброванных втулках.
Шасси:
— трехопорное с хвостовым костылем, состоят из основных и хвостовой опор (ООШ и ХОШ);
***
— ООШ ферменного типа состоят из крепящихся к шп. 1 и 2 фюзеляжа фюзеляжа верхними точками левой и правой V-образных стоек, левого и правого раскосов, образующих на виде спереди букву V и крепятся верхними точками к шп. 1, левой и правой половин траверсы, собственно колес или лыж по сезону (с последними ставятся еще и шнуровые амортизаторы, см. ниже) и «шассийного крыла»;
— V-образные стойки ООШ состоят из переднего и заднего стержней;
— все точки соединения частей ООШ – шарниры с одной степенью свободы, но зазоры дают им и вторую степень свободы – ограниченную ими;
— передний стержень V-образной стойки шасси амортизационный, состоит из закрытых общим сборным обтекателем вставленных друг в друга из внутренней и внешней стальных труб с ограничителями хода, между которыми проложены через одну резиновые и стальные пластины, на концах стальных труб вставлены наглухо на сквозных болтах стальные же проушины – верхняя для соединения стержня с фюзеляжем, нижняя – с траверсой;
— задний стержень V-образной стойки шасси амортизационный, состоит из стальной трубы с проушинами на концах (подобно передним стержням) и дюралевого же обтекателя, но упрощенной конструкции, раскосы по конструкции подобны им;
— половины траверсы состоят из стальной трубы большого диаметра, на сквозных болтах на внутреннем конце установлена проушина или вилка для соединения с противоположной половиной, а на внешних – вилка для соединения с V-образной стойкой и ось колеса;
— «шассийное крыло» (примечание – наименование «крыло» условно, поскольку из-за малости площади и продольного разреза по верхней поверхности подъемной силы оно не дает, но такая форма снижает аэродинамическое сопротивление шасси) – самая сложная часть ООШ, оно имеет двояковыпуклый профиль, подобный крыльевому и прямоугольную форму в плане с узкой хордой, закрывая почти всю траверсу между V-образными стойками ООШ;
— колеса ООШ состоят из литых алюминиевых дисков, резиновых камер с ниппелями и покрышек размером 750х125 мм и стальных прижимных колец с разрезами (замков);
— установка лыж стандартная как на самолете Р-1 (несколько большего веса), состоит собственно из лыж обтекаемой формы (насколько это возможно) с ясеневыми подошвами с установленными на них стальными трубчатыми пирамидами, которыми они крепились на оси ООШ, а также передних и задних резиновых амортизационных шнуров, задающих в полете равновесие лыж в необходимом для касания заснеженного аэродрома положении;
— «шассийное крыло» состоит из сборных из уголков и листового материала переднего и заднего лонжеронов Z-образного сечения, посередине стенок которых установлены сборные же «коробочки», в которые вделаны втулки для болта, соединяющего эти л-ны, раскосы и половины траверсы, контурных полунервюр в виде профилей, наклепанных изнутри на обшивку по нижней части «крыла» между л-нами (верхней обшивки в этом месте нет), лобика, верхней и нижней хвостовой обшивок и соединяющего их по задней кромке V-образного профиля (все это, кроме стальных втулок и крепежа – дюраль Д1);
— при наезде на препятствие или при касании земли на посадке шины колес и резиновые пластинки амортстоек (передние стержни ОО) обжимаются сообразно силе удара, колеса идут вверх и незначительно вперед и тянут за собой задние стержни, при этом половины траверсы вместе с осями колес «складываются растянутой буквой V» относительно осевого болта, соединяющего их и «шассийное крыло» по внутренним концам, а внешние концы могут выходить наверх из проема между л-нами шассийного крыла, которое свободно качается на этом болту в пределах, позволяемых пазом между л-нами, остальные части ООШ остаются неподвижны;
— обтекатели каплевидного сечения стоек ООШ, лобик и все обшивки «шассийного крыла» изготовлены выколоткой из листа Д1 с поперечными рифтами жесткости;
***
— хвостовая опора шасси – костыльная рычажного типа, состоит из оси (по описанию самолета, но правильно – вала), которая крепится перед задним шпангоутом фюзеляжа и шарнирно соединенного с ее нижней точкой собственно костыля, амортизационного резинового шнура диаметром 12 мм, намотанного на его верхнюю часть в несколько витков связывающего ее с осью, и крепежа;
— ось ХОШ представляет собой стальную трубу с приклепанной к ней с качалкой на верхнем конце и проушиной на нижнем;
— костыль дугообразной формы коробчатого сечения сборный из листового дюраля и гнутых уголков со стальной швеллерной накладкой, по которой он крепится к проушине оси, и стальной же пяты также швеллерного сечения;
— при наезде на препятствие нижняя часть костыля с пятой идет вверх, а сам он поворачивается на шарнире на нижней точке оси, пока усилие толчка не будет уравновешено амортшнуром;
— для удобства руления по аэродрому летчик поворачивает костыль вместе с РН, поскольку они связаны буферной тягой, амортизирующей толчки, которые передаются от костыля на руль и далее на педали.
Приборное оборудование:
— включает датчики и указатели воздушной скорости (с трубкой Пито), высоты полета, давления топлива и масла, оборотов и температуры двигателя, а также часы, указатель поворотов на приборной доске и сразу под ней, а также компас АЛ в нактоузе на полу кабины между ног пилота.
Вооружение:
— включает установку пулеметов ПУЛ-9, прицелов, бомбодержателей и бомбосбрасывателя;
— установка ПУЛ-9 специально разработана для самолета И-3 и включает два синхронных пулемета ПВ-1 калибра 7,62 мм (допускалось применение пулеметов Виккерс Mk.2 калибра 7,69 мм английского или французского производства), которые смонтированы над мотором так, что казенные части выходят в кабину сквозь проемы в приборной доске, а под стволы сделаны желоба в верхних крышках НЧФ и капота мотора, их регулируемые крепления, подключение спусковых гашеток, рычаги перезарядки, патронные ящики и отводы для стреляных гильз и металлических звеньев ленты;
— стрельба из пулеметов ведется гашетками на «баранке» РУС, соединенными с их спусками боуденовскими тросиками;
— выброс стреляных гильз и звеньев ленты – наружу под фюзеляж;
— на линии визирования установлен трубчатый прицел ОП-1 («Альдис» советского производства), а справа от него установлен механический прицел КП-5, состоящий из кольца и мушки;
— под н-рами №5 нижнего крыла предусмотрена установка замков для двух бомб калибра 25 фунтов с ручным механическим сбросом.
Примечание.
Разработка ПВ-1 («пулемет воздушный») начата на заводе «Авиаработник» под руководством А.В. Надашкевича в 1923 г. как развитие английского Виккерс Mk.2 с двусторонним питанием лентой из металлических звеньев, в 1924 г. работы переведены на Тульский оружейный завод. Автоматика, основанная на использовании энергии отдачи при коротком ходе ствола, сохранена, но снижен вес, а для увеличения темпа стрельбы с 600 до 750 выстр./мин. уменьшен диаметр втулки надульника и впервые в мире применена буферная пружина, сообщавшая дополнительную скорость подвижным частям и принимавшая на себя удар при отходе. Полигонные испытания начаты 19.05.1926 г., 15.11.1926 г. «пулемет Максима-Надашкевича» ПВ-1 запущен в производство, но принят на вооружение только в 1928 г.
Итоги разработки проекта истребителя И-3 и ход его защиты
Описанный выше проект истребителя И-3 с мотором БМВ-6 учитывал основные замечания, выставленные к предыдущим его вариантам, и в таком виде в конце февраля – начале марта 1927 г. приступили к строительству натурного макета самолета.
К началу 2-й недели апреля 1927 г. рабочий проект и макет были утверждены Поликарповым и представлены к защите.
13 апреля 1927 г. состоялось первое заседание комиссии Авиатреста и НТК и НИИ ВВС по вопросу утверждения макета самолета И-3 разработки ОСС ЦКБ Авиатреста. Сразу же были выставлены первые замечания – не затрагивающие основных аэродинамических и конструктивно-технологических решений, но требующие существенных изменений в чертежах и проверочных расчетов. Положение осложнялось тем, что нормы прочности для скоростных самолетов не были утверждены Авиатрестом и НТК и НИИ ВВС, причем варианты, предложенные ОСС ЦКБ и ЦАГИ, существенно рознились, а также неудовлетворительной организацией работ в ОСС ЦКБ. Администрация ЦКБ и Авиатреста настаивала на приоритете плановых заданий, ведущие конструкторы же, в т.ч. и Поликарпов, постоянно отвлекались сами и отвлекали своих подчиненных на те работы, которые казались им выгоднее в сей момент, в т.ч. по оплате. Также они препятствовали формированию новых штатов ЦКБ, в которых могли потерять преимущества своего руководящего положения. Все это создавало в коллективе крайне нездоровую атмосферу.
7 мая 1927 г. конструкторская группа Поликарпова в ОСС ЦКБ Авиатреста (Н.Н.П.) был закончен и представлен в Техсовет уточненный проект И-3 ВМВ-6 – теперь только как предварительный с устранением части выставленных замечаний. Единой позиции по его оценке у членов комиссии от Авиатреста и НТК и НИИ ВВС не оказалось, тем не менее, список оставшихся недостатков, подлежавших обязательному устранению, согласовали.
9 мая 1927 г. проект с очередными изменениями представили еще раз, некоторые требования удовлетворены снова не были и после обсуждения вопроса на заседании Техсовета Авиатреста (наряду с другими – самолет И-3 был 2-м пунктом) окончательное рассмотрение назначили на 14 мая 1927 г. На том же заседании Техсовета Авиатреста 11 мая ввиду постоянных разногласий с УВВС обсудили единый план опытного строительства, постановив в двухнедельный срок разработать силами ЦКБ перечень заданий направить в его НТК и НИИ ВВС для рассмотрения, дополнения при необходимости и согласования.
14 мая 1927 г. рассмотрение проекта и макета самолета И-3 формально завершилось, но к нему оставались вопросы по прочности отдельных узлов. Макет утвердили и то лишь предварительно, но проект и расчет Поликарпов должен был уточнить и привести в соответствие с тем вариантом норм прочности, который НТК ВВС принял. Также оставался общий для всей авиапромышленности вопрос обеспечения поддержания качества серийных самолетов в т.ч. и по сохранению заданной прочности (отсутствия опасного брака) – Авиатрест должен был разработать меры к тому, а НИИ ВВС с 17 мая 1927 г. начал проводить периодические испытания перегрузок на самолетах всех типов.
18 мая 1927 г. на заседание Техсовета Авиатреста наряду с другими 3-м пунктом рассмотрен вопрос об изменениях, которые будут внесены в проект И-3, показано, что на макете самолета они отражаться не будут, и он утвержден окончательно.
1 июня 1927 г. проект самолета И-3 утвержден Техсоветом Авиатреста как предварительный. Вопрос рассматривался опять наряду с другими и только 3-м пунктом – Поликарпов как ответственный конструктор сам представлял его не на первом плане и руководство его не поправляло, практические работы тоже шли не в первую очередь, тогда как с точки зрения УВВС, Наркомвоенмора и правительства в целом это был проект первоочередной и они видели причины затяжки в недостатке внимания к этой работе со стороны Авиатреста, ЦКБ и лично Поликарпова. Однако ими к исправлению такого положения ничего не предпринималось, мало того – проект И-3 погрязал в ненужной бюрократической волоките.
Так 9 июня 1927 г. состоялось еще одно заседание Техсовета Авиатреста, где проект И-3 уже без каких-то изменений снова «утвердили», причем общим списком со многими другими (Л1-2М5, П1-БМВ, МР1-М5, У2-М12, И3-РТЗ, Л2 и др.). На это протокольное мероприятие оказались отвлечены многие руководители и ведущие специалисты – в т.ч. и ЦКБ. Тем временем в проекте И-3 все еще оставались не устраненные недостатки.
22 июня 1927 г. Самолетостроительная секция Техcовета Авиатреста поставила вопрос о включении самолета И-3 БМВ-6 в план опытного строительства, хотя оно уже было внесено в трехлетний план работ «Авиатреста», сверстанный 19 мая 1926 г. и первый опытный самолет должен был быть построен уже к концу 1926 г. Этот план был согласован УВВС и СНК и являлся действующим.
1 июля 1927 г. проект самолета И-3 БМВ-6 снова представлен на техсовет Авиатреста, где его в очередной раз утвердили – но снова без согласования с УВВС.
13 июля 1927 г. на заседании вопрос о включении самолета И-3 БМВ-6 в план опытного строительства на этот год рассмотрели и решили положительно.
22 июля 1927 г. НТК УВВС проект самолета И-3 утвердил, но снова лишь как предварительный. Из вопросов, остававшихся нерешенными (Поликарпов считал их решенными им, но оспариваемыми заказчиком) оставались:
— несоответствие ряда узлов нормам прочности, принятым НТК УВВС (Поликарпов считал их прочность и жесткость достаточными, а требования эти – завышенными и ведущими к перетяжелению конструкции);
— невнимание к вопросам флаттера;
— недостаточные летные данные (прежде всего, по скороподъемности и маневренности из-за больших размеров веса самолета).
30 июля 1927 г. начальник ОСС ЦКБ Поликарпов подал в Авиатрест секретный доклад №393с, в котором поставил вопрос о необходимости проектирования и постройки одновременно с И-3 другого истребителя «под современный легкий и мощный мотор». Хотя такового не было, а устранение всех замечаний собственно к проекту И-3 еще не было завершено, он приступил к проработке такого самолета, в это оказалось вовлечено и руководство Авиатреста.
10 августа 1927 доклад Поликарпова «О маневренности мощного истребителя» обсудили на Техсовете Авиатреста, и постановили проработать в плане на 1927 – 1928 гг. возможность постройки высокоманевренного истребителя под мощный мотор воздушного охлаждения. Однако в то время такого двигателя не было – ни отечественной разработки с надеждой на возможный серийный выпуск, ни импортного, а англо-французский Бристоль / Гном-Рон «Юпитер» не имел никаких преимуществ перед БМВ-6. Между тем вопросам окончания устранения замечаний по проекту И-3 Поликарпов по-прежнему должного внимания не уделял, строительство образца для статических прочностных испытаний шло без его надзора и медленно.
В результате в дальнейшем в конструкцию самолета пришлось вносить многочисленные изменения уже когда была изготовлена дорогостоящая производственная оснастка и ее приходилось либо переделывать, либо полностью браковать и заменять новой. Это задерживало и удорожало производство опытных и серийных самолетов. Наибольшие изменения касались конструкции элеронов и оперения.
К 12 сентября 1927 г. «План опытного строительства на 1927/28 операционный год», включавший все требуемые УВВС работы Авиатреста и научных институтов утвержден, и самолет И-3 по настоянию УВВС поставили в нем 1-м пунктом со сроком передачи на испытания к 1 января 1928 г. – фактически только это было утверждением проекта, работы по которому шли в инициативном порядке с начала 1926 г., т.е. около полутора лет, а в плане стояли с августа 1926 г., причем в конце 1926 г. самолет должен был быть уже построен, но к середине сентября 1927 г. оставался далек от готовности прежде всего из-за неорганизованной работы ОСС ЦКБ под руководством Поликарпова, неправильно определившего приоритеты и свои силы. Однако налицо была еще одна причина затяжки работ – сопротивление некоторых руководителей промышленности курсу ВКП(б) и СНК на введение планового управления народным хозяйством и на отмену НЭПа.
4 ноября 1927 г., войдя в положение Авиатеста и ЦКБ, которые не справлялись с большим валом работ, не имели достаточно числа ни квалифицированных работников, ни оборудования на производстве, Управление ВВС согласилось привести свои требования к самолету И-3 к его расчетным данным, что оно сделало Постановлением НТК.
21 ноября 1927 г. заведующий ОСС ЦКБ Поликарпов сделал отчетный доклад ОСС Авиатреста за 1926-1927 гг. Очевидно было, что самым острым вопросом будет затяжка работ по истребителю И-3, и чтобы сгладить остроту момента, он поместил его не в начале доклада (хотя с точки зрения СНК и УВВС это было главное задание ОСС ЦКБ и положение с перевооружением истребительной авиации было наиболее критическим), и не в конце, а в середине между многими другими. Мало того, Поликарпов снова объяснил плохое положение дел позицией Управления ВВС, которое не принимало его первые варианты проекта И-3 с американским мотором Райт Т-3, а затем переключил внимание аудитории на перспективный «высокоманевренный истребитель с особо мощным мотором», который следует делать параллельно И-3, имея ввиду «вместо И-3». Маневр удался, и особых претензий по срыву сроков на этом заседании к Поликарпову высказано не было, однако на его дальнейшей судьбе это скажется самым неприятным образом.
Окраска истребителей И-3
Источник — https://dzen.ru/a/ZWQrcgkWS1MPo3Kx
