Моно-биплан П.Я. Козлова (проект 1940 г.)

Моно-биплан П.Я. Козлова (проект 1940 г.)

В 30-х годах прошлого века одним из направлений конструкторской мысли в авиастроении было создание самолётов с крылом изменяемой площади, которое было призвано обеспечить самолёту высокую крейсерскую скорость в сочетании с малой посадочной скоростью и коротким взлётом-разбегом. Среди технических решений этого принципа можно выделить телескопическое (раздвигаемое по размаху) крыло в самолётах французского инженера Махонина и «раздвижное крыло» в самолёте РК (ЛИГ-7) и проекте РК-И советского авиаконструктора Бакшаева, где площадь крыла увеличивалась за счёт увеличения его хорды при раздвижении в сторону от фюзеляжа телескопически сложенных отсеков. Ещё один способ решения задачи заключался в превращении самолёта из биплана в моноплан и обратно, что, по замыслу, позволяло объединить в одном самолёте скоростные качества моноплана и хорошие взлётно-посадочные характеристики биплана. Именно об этом направлении работ и пойдёт речь в данной статье.

Самолёт РК (ЛИГ-7 ) Г.И.Бакшаева с «раздвижным крылом», построенный в 1937 г.

РК-И – истребитель Г.И.Бакшаева с «раздвижным крылом», строился в 1940-1941 гг., но не был закончен

По иронии судьбы появление в СССР проектов такого рода пришлось на самый конец 1930 годов, когда в развитии конструкций самолётов-истребителей наметился поворот рубежного значения – окончательный отказ от весьма распространённой ранее схемы биплана и переход к полному господству монопланной схемы. Неизбежность и оправданность такого поворота была убедительно продемонстрирована историей развития самолётов-истребителей в период Второй Мировой войны. Однако на каком-то переходном этапе эта неизбежность не всеми ясно осознавалась, свидетельством чему служит затянувшаяся серийная постройка истребителя И-153. Некоторым авиаконструкторам преимущества биплана в маневренности перед монопланом всё ещё представлялись достаточным основанием для того, чтобы цепляться за эту схему.

В известной мере проявлением такого менталитета стали к тому времени и попытки объединить в одном самолёте преимущества как биплана, так и моноплана путём создания трансформируемого самолёта.

В 1938 году в СССР две группы конструкторов независимо друг от друга занялись разработкой проектов истребителей, воплощающих в себе принцип трансформации биплана в моноплан и обратно. Один из этих двух проектов получил хорошее освещение в работах отечественных историков авиации, и мы упомянем о нём лишь в качестве фона для основного предмета статьи. Речь идёт об истребителе ИС-1, разработанном и построенном конструкторами В.В.Шевченко и В.В.Никитиным. Их проект заинтересовал ВВС, под него было создано специальное КБ, и к весне 1940 г. был построен первый экземпляр этого самолёт – ИС-1. Его первый полёт состоялся 29 мая 1940 г. Это был экспериментальный истребитель оригинальной, нигде не встречавшейся схемы. После взлёта нижнее крыло ИС-1 с помощью остроумного механизма складывалось и убиралось в ниши в бортах фюзеляжа и верхнем крыле, после чего истребитель превращался в моноплан с высокорасположенным крылом. ИС-1 проходил заводские испытания и испытания в ЛИИ. Механизм уборки крыла и связанного с ним шасси работал безотказно, и вся схема самолёта была сама по себе вполне пригодной, однако госиспытания были признаны нецелесообразными, так как самолёт с мотором М-63 по своим лётным данным (скорости и скороподъёмности) уступал новым истребителям-монопланам ЛаГГ, МиГ и Як. Был построен второй экземпляр – ИС-2 – с мотором М-88, на котором рассчитывали получить скорость 588 км/ч (не хуже, чем у Як-1). Однако программа испытаний ИС-2 была свёрнута после всего лишь 4 полётов. Начавшаяся война не позволила продолжить эти работы.

На этой схеме ИС-1 показан с нижним крылом в убранном положении.

ИС-1 – истребитель со «складным крылом» Шевченко и Никитина

В то же самое время небольшая группа инженеров воронежского авиазавода №18 по собственной инициативе в «домашних» условиях занималась своим проектом трансформируемого моно-биплана, ничего не зная о самолёте Шевченко и Никитина. В эту группу входили инженеры П. Я. Козлов, А. С. Руденко, Б. А. Фролов и А. Н. Соболев. Работа была начата в ноябре-декабре 1938 года. Её итогом стал проект, датированный 4 января 1940 г. и озаглавленный «Р.С.» («Рекорд скорости»). Он носил самый общий характер с упором на исследование новой аэродинамической схемы. Авторы сознательно не стали детализировать конструктивные детали планера и «начинку» самолёта.

Проект самолёта «Р.С.». На этой схеме показано взаимное расположение крыла и фюзеляжа в монопланном и бипланном вариантах.

Проект самолёта «Р.С.». Эта схема показывает профили верхнего и нижнего крыла и их положение в процессе разделения.

Заглавие проекта отражало тот факт, что первым этапом в его реализации должна была стать постройка самолёта «Р.С.», предназначенного для завоевания абсолютного мирового рекорда скорости (на тот момент мировой рекорд составлял 755,138 км/ч; он был установлен 26 апреля 1939 года в Германии на гоночном самолёте Ме-209V1). В то же время в варианте «И» проект был нацелен на создание истребителя, способного перехватить (догнать) воздушного противника и вести успешный воздушный бой с преимуществом в маневренности. Допускалось также создание варианта для сопровождения и охраны соединений бомбардировщиков. Наконец, предполагалась возможность постройки – наряду с боевыми самолётами – также лёгких учебно-тренировочных машин той же принципиальной схемы с маломощными двигателями типа Reno 6Q в 220-350 л.с..

Итак, авторы делили предлагаемые ими конструкции на 4 «группы»:

• I группа – истребители-перехватчики и для воздушного боя,
• II группа – истребители повышенной дальности для сопровождения бомбардировщиков,
• III группа – машина «Р.С.»,
• IV группа – учебно-тренировочные самолёты с маломощным двигателем.

Изюминкой проекта во всех этих четырёх «группах» являлось использование крыла изменяемой площади, которое позволяло бы иметь малую площадь и, соответственно, высокую скорость в крейсерском полёте и увеличенную площадь (и, соответственно, сниженную до приемлемых величин посадочную скорость) на режимах взлёта и посадки. Изменение площади крыла мыслилось путём превращения самолёта из моноплана (низкоплана) в биплан. Это должно было достигаться путём расщепления крыла вдоль хорды и отделения его верхней части, которая должна была подниматься специальным механизмом на уровень верха фюзеляжа, образуя, таким образом, бипланную коробку. Иными словами, из одного крыла получались два крыла с удвоением общей площади.

Самолёт по проекту должен был нести полезную нагрузку (пилот, горючее, вооружение) макс. 990 кг, мин. 890 кг, включая вес топлива соответственно 700 (600) кг. Нагрузка на 1 м² крыла – не более 300 кг/м². Вооружение самолётов I и II групп (истребителей) – не менее 4 пулемётов, стреляющих вперёд (или пушка и 2 пулемёта).

Предусматривалась возможность снаряжения машин бомбами малых калибров.

Согласно проектному описанию, самолёт в монопланном варианте представлял собой свободнонесущий низкоплан нормальной схемы со следующими размерами: размах крыльев – 7 м, площадь крыла – 8 м², длина самолёта – 7,5 м. (К сожалению, упомянутые авторами чертежи общего вида самолёта в архивном деле отсутствуют, и имеются лишь принципиальные схемы крыла).

Крыло самолёта разрезано вдоль по хорде и образует два крыла, равных по площади. Профили верхнего и нижнего крыльев в сложенном положении образуют профиль RAF-38 12,65% толщины у корня и 10% толщины на конце крыла.

Превращение моноплана в биплан, т.е. раздвигание крыла, происходит с помощью специального механизма и может быть произведено, как на земле, так и в воздухе. Тот же механизм обеспечивает и складывание крыльев независимо от положения самолёта (в проекте не было описания этого механизма).

С раскрытым крылом самолёт представляет собой классический двухстоечный биплан с крылом площадью 16 м².

На самолёты I, II и III групп (истребители и самолёт «Р.С.».) предполагалось устанавливать мотор типа АМ-34 (модифицированный). Охлаждение мотора – гликолевое или водяное с повышенным давлением. Радиаторы – пакетно-скуловые. В варианте «Р.С.» – охлаждение испарительное.

Шасси самолёта – убирающееся в полёте (допускалась установка трёхколёсного шасси с носовой стойкой).

Фонарь кабины пилота по проекту должен был в полёте убираться в фюзеляж.

Как писали авторы проекта, в произведённых ими расчётах

«участвует мотор мощностью N-2000 л.с. на Н=6000 л.с.».

Далее они заявляли:

«Скорость Vmax = 866 км/час получается на высоте Н = 7500 м, но можно себе представить мотор с высотностью Н = 10000 мт, у которого за счёт наддува повышена мощность у земли. Тогда на самолёте предлагаемой схемы может быть установлен абсолютный рекорд скорости (по правилам ФАИ рекорд скорости должен быть установлен на высоте не более 400 м) со значением max ~ 850 км/час (при N = 3000 л.с.)»

К вопросу о силовой установке мы ещё вернёмся, а пока изложим соображения авторов проекта о работе самолёта предлагаемой схемы:

«1. – Самолёт взлетает с раскрытым крылом, т.е. в виде биплана.

2. – Набрав некоторую высоту, лётчик помощью специального механизма – складывает крылья самолёта, превращая бипланную коробку в моноплан, убирает шасси и фонарь кабины, – самолёт получает вид моноплана и высокие скоростные показатели.

В таком виде самолёт может быть назван истребителем-перехватчиком; цель и назначение его -настичь противника.

3. – Вступив в воздушный бой, лётчик превращает самолёт снова в биплан, теряет на скорости, но получает значительное увеличение манёвренности самолёта.

В зависимости от конкретных условий, бой может вестись попеременно и в монопланном (скоростном) и в бипланом (манёвренном) вариантах самолёта.

4. – Перед посадкой самолёта лётчик раскрывает крыло самолёта, выпускает шасси, выдвигает фонарь кабины и совершает посадку на самолёте-биплане».

(Заметим сразу, что убираемый фонарь на истребителе уже к тому времени показал свою непригодность и распространения не получил).

Проектные ЛТХ по самолёту «Р. С.» («Рекорд скорости») включали максимальную скорость у земли 852 км/ч (при мощности двигателя 3000 л.с.), посадочную скорость 133 км/ч, разбег 180 м и пробег 205 м.

Для самолёта «Р.С.» приводились такие данные по силовой установке:

«Мотор – М-36 (специальный)

Мощность – 2000 л.с на высотах 6000 м, 7500 м (с учётом скоростного напора) 3000 л.с на Н=0 (10-минутный форсаж)»

Проектные ЛТХ самолёта в варианте «И» (истребитель): максимальная скорость на расчётной высоте (с двигателем в 2000 л.с.) – 854 л.с. (моноплан), 760 км/ч (биплан); расчётная высота полёта – 7500 м; максимальная скорость у земли – 692 км/ч (моноплан), 615 км/ч (биплан); время подъёма на высоту 7500 м – 10 мин. Потолок составлял 11000 м. дальность полёта – 1200 км, разбег и пробег – как у «Р.С.».

Весовые данные истребителя включали полётный вес (нормальный вариант) – 2400 кг и вес полезной нагрузки – 900 кг.

Геометрические данные истребителя:

Размах крыла – 7,0 м; площадь крыла – 8 м² (моноплан), 16 м² (биплан); удлинение соответственно 6,1 и 3,92; профиль – RAF-38 (моноплан); длина самолёта – 7,6 м.

В начале 1940 г. проект самолёта «Р.С.» был предоставлен в НКАП, где встретил довольно прохладное отношение. Это явствует из письма, которое Козлов и его товарищи 1 апреля 1940 г. направили наркому авиапрома А. И. Шахурину. Они сетовали на то, что ответственные работники наркомата Лукин, Алексеев, Шишкин без интереса отнеслись к проекту и не пошли навстречу просьбе авторов дать им возможность провести продувки моделей в аэродинамической трубе. Шишкин, взглянув на схему самолёта, сказал, что

«такая машина скоро уже летать будет» [намёк на истребитель Шевченко и Никитина – С.К.],

и высказал отрицательное отношение к предложению воронежцев, которое, как он выразился, «запоздало». Что же касается абсолютного рекорда скорости, то Шишкин и Алексеев разъяснили, что Главк и Наркомат

«задания на рекорд скорости не имеют»

и поэтому их этот вопрос не интересует.

Как писали Козлов и его товарищи, они были «огорошены» новостью о том, что существует «живая» машина, аналогичная их проекту. Несколько позже, будучи в ЦАГИ, они случайно узнали о схеме той машины, о которой говорил Шишкин (т.е. ИС-1 Шевченко и Никитина – С.К.) и пришли к мнению, что

«кроме общности идеи, в нашей машине нет ничего похожего на ту. Схемы самолётов – принципиально разные» (и впрямь это так).

Продолжая считать, что их предложение заслуживает дальнейшей разработки, воронежские инженеры просили Шахурина ознакомиться с представленным проектом и дать возможность провести минимальное количество продувок в аэродинамической трубе.

Шахурин отреагировал поручением Шишкину:

«Затребовать материалы и направить на обсуждение комиссии т. Юрьева».

Во исполнение этой резолюции комиссия Юрьева, занимавшаяся инициативными проектами, провела обсуждение представленного проекта, итоги которого оформлены Протоколом №5 от 29 мая 1940 года. В обсуждении приняли участие глава комиссии Б. С. Юрьев, члены комиссии В. С. Пышнов и В. И. Поликовский и приглашённый эксперт Б. Т. Горощенко. В описательной части протокола обращают на себя внимание слова:

«Из предположения, что будет создан самолёт типа ХР-39 в обычной монопланной схеме, но с мощностью 2000 л.с. и площадью крыльев в два раза меньшей, чем имеется сейчас у ХР-39, авторы находят, что максимальная скорость такого самолёта может быть достигнута – 850 км/ч. Посадочная же скорость, благодаря применению на посадке их предложения (бипланной схеме, т.е. при увеличении в два раза площади крыльев) останется та же, что у обычного самолёта».

Здесь интересно упоминание об ХР-39 как образце для подражания в компоновке фюзеляжа «Р.С.». Далее следовали «Выводы экспертизы», сформулированные так:

«Предложение не ново. Имеется ряд продувок и исследований аналогичных предложений опубликованных в печати, как напр.: Труды ЦАГИ №33 за 1928 г., 3-й выпуск трудов Гетингенской лаборатории.

Кроме того, имеется готовый самолёт, в котором осуществлено практически превращение моноплана в биплан в воздухе.

Самолёт в натуру продут и исследован в трубе ЦАГИ».

Представим себе этот Bell ХР-39 с укороченным крылом в виде биплана…

И, наконец, следовал «Вывод комиссии»:

«Предложение авторов отклонить ввиду нецелесообразности повторения работ, которые осуществлены уже практически».

Протокол Комиссии, утверждённый 1 июня 1940 г. заместителем Шахурина А. С. Яковлевым, был доведён до сведения авторов проекта.

К вышесказанному напрашиваются некоторые комментарии.

В основу решения Комиссии легло датированное 6 марта 1940 г. заключение экспертов Столбового и Машковского, которые упрекнули авторов проекта в завышении максимальной скорости предложенного самолёта. Они писали:

«При определении скорости авторы считают, что скорость будет меняться прямо пропорционально корню кубическому из отношения площадей крыльев, не учитывая, что сопротивление несущих деталей не будет меняться.

Благодаря этой неточности получена значительно преувеличенная скорость, которая вводит авторов в заблуждение.

Ими принято, что уменьшение площади крыльев в два раза даёт прирост скорости на 20%, тогда как фактический прирост может быть не более 8% (в случае, если сопротивление крыла составляет 40% от общего сопротивления).

Совершенно не обоснованы и ряд других предположений и выводов».

Эксперты завершали своё заключение словами:

«Имея в виду наличие уже изготовленного самолёта, конструкции тов. Шевченко и Никитина, в котором осуществлена таже (так в тексте – С.К.) идея и который предполагается исследовать в трубе до выпуска его в воздух, следует считать, что повторение аналогичных работ на моделях, предлагаемых авторами, не целесообразно».

Что тут сказать… Авторы проекта действительно опоздали – увы. Можно понять нежелание НКАП навешивать на себя новую обузу как раз в то время, когда тяжело шли испытания советских истребителей-монопланов нового поколения.

Что касается критики со стороны экспертов, то в свете того, что нам теперь известно о характере развития самолётов-истребителей в годы Второй мировой войны, амбициозные заявки воронежских инженеров в отношении максимальных скоростей действительно выглядят нереалистичными. Нужно также учесть явно заниженный полётный вес (2400 кг), который никак не вяжется с применением тяжёлых двигателей М-34 и даже М-36 (последний – весом в 1160 кг). Кстати, расчёты авторов проекта на форсирование М-34 до мощности в 2000 л.с. не оправдались, а двигатель М-36 вообще «не пошёл», но и в случае его запуска в серию едва ли так просто мог бы быть форсирован до 3000 л.с..

Однако даже если бы работам был дан ход и в дело не вмешалась война, до реализации проекта было ой как далеко. Ведь дело находилось на стадии проработки аэродинамического эффекта новой схемы, а о рабочем проектировании речи не шло. А тут подстерегали свои проблемы. Взять хотя бы совершенно не разработанный механизм выпуска и уборки верхнего крыла. При тех скоростях, на которые рассчитывался самолёт, сделать такой механизм достаточно лёгким и надёжным было бы весьма непросто. И вообще трудно представить себе биплан с его межкрыльевыми стойками, летящий со скоростью 700 км/ч (как это допускалось в проектных ЛТХ). Тем более что верхнее отделяемое крыло по проекту имело очень небольшую относительную толщину и соответственно меньшую по сравнению с «нормальным» крылом прочность и жёсткость.

Любопытный момент представляет собой процитированное в протоколе Комиссии НКАП замечание экспертов о том, что

«предложение не ново».

Действительно, в Трудах ЦАГИ, Выпуск 33 за 1928 год, с. 110-111, 178 опубликованы сведения о «раздвижном крыле», которое было предложено ещё в 1924 году Б. Н. Юрьевым (да-да, тем самым, который возглавлял Комиссию НКАП). Это крыло как раз состояло из верхней и нижней половин, при раздвижении которых получалась бипланная коробка. Проведёнными тогда продувками было установлено, что такая схема давала значительный выигрыш в подъёмной силе. В то же время обращалось внимание на большую сложность раздвижных крыльев с конструктивной точки зрения,

«особенно, если принять во внимание, что управляющий ими механизм должен раздвинуть в полёте большие, сильно нагруженные поверхности. Принимая это последнее обстоятельство во внимание, дальнейшие опыты с раздвижными крыльями были в ЦАГИ прекращены».

Раздвижное крыло Б.Н.Юрьева в сложенном виде (I), а также в виде биплана без выноса (II и III) и биплана с выносом (IV и V).

К аналогичным выводам пришли в Германии, где в те годы проводились подобные исследования.

Похоже, авторы воронежского проекта либо не были знакомы с этим материалом, либо не сочли нужным его упомянуть. Обращает на себя внимание то, что в проекте Б. Н. Юрьева оба крыла – верхнее и нижнее – имели одинаковую относительную толщину, тогда как у воронежцев, как сказано выше, верхнее крыло было сделано очень тонким.

В заключение хочется отметить, что превысить на самолёте с поршневым двигателем скорость в 850 км/ч удалось лишь в 1989 году в США на гоночном самолёте, созданном путём переделки истребителя F8F Bearcat. Мощность установленного на него двигателя R-3350 довели до 3800 л.с.. На этой машине лётчик Лайл Шилтон выполнил 21 августа 1989 года серию рекордных полётов над базой 3 км, показав при этом среднюю скорость 850,24 км/ч. Она и была зафиксирована как последний абсолютный рекорд скорости, установленный на поршневом самолёте.

В статье использованы документы РГАЭ: Ф. 8164 оп. 1 д. 110 (1940 г.)
(Дело 110 целиком посвящено проекту группы П.Я.Козлова)

источник: https://forum.nashtransport.ru/index.php?showtopic=51953