«Рама» из Праги. Опытный фронтовой разведчик Е-51
Двухбалочная схема в авиации – скорее экзотика. Обеспечивая определённые плюсы (для самолётов-разведчиков, например – прекрасный обзор и широкое поле обстрела), она в то же время требует решения ряда специфических проблем. Так, например, возникает интерференция воздушного потока между хвостовыми балками, крылом и оперением, негативно влияющая на управляемость самолёта. Растёт сопротивление трения из-за увеличения «омываемой» поверхности, встаёт вопрос жёсткости всей конструкции, усложняется проводка управления и некоторые другие узлы.
Это лишь часть трудностей, с которыми пришлось столкнуться конструкторам опытного разведчика Praga E-51. Этот самолёт появился в смутное время конца «домюнхенской» Чехословакии, и известные исторические события так и не позволили ему встать на защиту своей страны. Однако он занимает достойное место в истории чехословацкой авиации, не только по причине своей оригинальности, но и как пример того, сколь драматичны бывают пути технического прогресса.
Интересно, что столь смелый проект удалось «пробить» сравнительно молодому авиационному отделению концерна ČKD-Praga, основанному в 1930 году. Известность в авиационных кругах ему принёс в первую очередь спортивный самолётик E-114 Air Baby. В чехословацких ВВС служили и другие самолёты марки Praga, например Е-39, Е-41, Е-241. Их производство частично брала на себя фирма Letov, с которой ČKD-Praga заключила договор. В первой половине 30-х Praga строила по заказам военных лишь опытные самолёты: «старые» фирмы – Letov, Aero и Avia – прочно удерживали свои позиции поставщиков авиационной техники для ВВС, и потеснить их новичкам было нелегко. Не способствовала этому и оригинальность некоторых технических решений главного конструктора Ярослава Шлехты (Jaroslav Šlechta), ставшего после ухода известных конструкторов Павла Бенеша и Мирослава Хайна «душой» авиационного отделения и вдохновителем всех его разработок – опытного истребителя Е-45, спортивных Е-114, Е-214, Е-115 и Е-117, транспортного Е-210 с толкающими винтами, тренировочного Е-40 и, наконец, Е-51.
Шлехта заинтересовался двухбалочной схемой (сам он называл её двухфюзеляжной – по-чешски “dvoutrupý letoun”) примерно в 1936 году. Этот интерес воплотился в проекты бомбардировщика Е-48, лёгкого истребителя Е-52 и разведчика – самолёта наблюдения Е-51. Реализован был только последний из них, и то после того, как появление в ноябре 1936 г. на Парижском авиасалоне аналогичного по схеме самолёта Fokker G—I помогло преодолеть скептицизм чинов MNO (Министерства национальной обороны).
Толчок к разработке Е-51 дала программа опытного самолётостроения, составленная авиационным отделом MNO в январе 1936 г. и выданная официально под исходящим номером 23-308 dův. III/3.36. Программа модернизации чехословацких ВВС предполагала создание четырёх типов самолётов: Тип I – одноместный истребитель, Тип II – двухместный истребитель-штурмовик, Тип III – трёхместный дневной и ночной разведчик (самолёт наблюдения) и Тип IV – многоместный дневной и ночной бомбардировщик. Однако вначале комиссия из 40 специалистов провела анкетирование в строевых частях ВВС, а затем посетила уже упоминавшийся Парижский авиасалон. Лишь после этого были выданы конкретные задания фирмам. Тип II в конце концов из программы исключили, а вот по заданию на тип III началась разработка самолётов Letov Š-50 и Praga E-51.
Таким образом, Е-51 был трёхместным самолётом-разведчиком. В его центральной гондоле с левой стороны размещался пилот, в остеклённой носовой части – наблюдатель (он же фотооператор и бомбардир), а в задней части гондолы находилась остеклённая кабина стрелка с пулемётом. Благодаря размещению килей на концах хвостовых балок, стрелку был обеспечен свободный обзор и обстрел задней полусферы. Предложенная концепция полностью соответствовала «типу III» согласно предписаниям MNO исх.№ 23.308 dův. III/3 от 18.5.1936 и 23.523 dův. III/3 от 19.6.1936. Среди общих требований к самолёту было и преимущественное использование отечественных материалов и соблюдение норм ČSN. Конструкция должна была быть простой и рациональной, ресурс планера устанавливался в 300 лётных часов или два года эксплуатации без капремонта. В требованиях оговаривалась полотняная обшивка; полная масса самолёта должна была составлять 3950 кг (допустимым считалось перетяжеление на 10 %), максимальная скорость на высоте 1500 м – не менее 300 км/ч, время набора высоты 3000 м – не более 10 минут, посадочная скорость – не выше 90 км/ч. В предварительных технических условиях военные брали на себя оснащение самолёта бомбодержателями, стрелковыми установками с пулемётами vz.30, кислородным оборудованием, фотооборудованием и некоторыми приборами; всё остальное было обязанностью фирмы. Прототип должен был быть передан военным полностью укомплектованным, после прохождения испытаний на прочность в VTLÚ (Vojenský a Technický Letecký Ústav – Военно-технический авиационный институт).
Существовало несколько вариантов проекта Е-51, различавшихся в основном очертаниями центральной гондолы. В исходной версии переднее остекление было более выступающим и угловатым, а в задней части гондолы планировали установить пулемётную башню Armstrong—Whitworth, выпускавшуюся по лицензии фирмой Tatra. Различные варианты испытывались в виде моделей в аэродинамической трубе VTLÚ, а удобство их компоновки оценивалось с помощью макетов гондолы в натуральную величину, конструктивно представлявших собой реечный каркас, обтянутый бумагой или полотном. В качестве силовой установки предполагалось использовать находившиеся в разработке моторы Praga FR мощностью по 456 кВт (620 л.с.), Avia Rk-17 (265 кВт/ 360 л.с.), а в итоге остановились на двигателях Walter Sagitta мощностью по 404/441 кВт (550/600 л.с.).
Эволюция проекта Е-51. Сверху вниз: исходный вариант с двигателями Avia Rk-17; он же с моторами Walter Sagitta; первый из вариантов проекта с турелью Armstrong-Whitworth; прототип в ходе первого этапа испытаний
Макет одного из первых вариантов Е-51
Пулемётная турель Armstrong-Whitworth
Крыло прототипа, постройка которого завершалась зимой 1937/38 гг. на заводе Praga в Карлине, состояло из трёх частей. Средняя, прямоугольная, заканчивалась у хвостовых балок; с внешней их стороны пристыковывались эллиптические консоли. Чтобы вытащить из сборочного цеха солидных размеров сборку, состоящую из центральной гондолы, центроплана и хвостовых балок, пришлось расширять ворота, пробив для этого стену.
Окончательная сборка самолёта производилась уже в ангаре фирмы на аэродроме Летняны (Letňany), неподалёку от завода Letov, куда его привезли 20 мая 1938 г. О ходе испытаний и подготовки к ним мы можем узнать из сохранившихся записей лётчика-испытателя (его имя в статье почему-то не названо – Прим. Redstar72). По сути он был единственным «судьёй» лётных характеристик новой машины, поскольку датчиков и записывающей аппаратуры в современном понимании практически ещё не было, методика измерений также не была проработана.
Вначале самолёт был тщательно осмотрен, взвешен, измерены углы отклонения рулевых поверхностей и отмечены мелкие дефекты, требующие устранения. Так, отсутствовали резиновые ступеньки на крыле, ручки над пилотом препятствовали перемещению рычага подъёма сиденья, требовалось усилить крепление огнетушителя, переделать рычаг управления посадочными щитками и, наконец, сделать более выразительной цветовую индикацию угла отклонения закрылков и «отметку уровня». Большинство доработок было выполнено к 27 мая. Между тем 26 мая, по завершении испытаний моторов, самолёт совершил первую пробежку. После примерно 10 пробежек со всё возрастающей скоростью были сделаны следующие выводы: вибрации в органах управления малы, но при постоянном режиме работы двигателей невозможно удерживать курс при помощи рулей – необходимо работать тормозами или моторами. На неровной поверхности подрессоривание шасси было хорошим, амортизация – жёсткой, а оперение сильно вибрировало в поперечной плоскости. При рулении на большой скорости самолёт сильно тянуло вправо, он тяжело поднимал хвост, тормоза были малоэффективны.
Ещё в тот же день, 26 мая 1938 г., в 18 часов 29 минут Е-51 совершил свой первый шестиминутный полёт. По оценке лётчика, самолёт был «тяжёл на хвост»; эффективность элеронов была хорошей, а вот рулей направления – недостаточной; действие триммера руля высоты оказалось вообще обратным ожидаемому! Снова проявились вибрации оперения. Рычаг управления посадочными щитками оказался установлен так, что пилот не мог до него дотянуться. К тому же потерялась неправильно установленная сдвижная форточка кабины…
При рулёжке 28 мая из-за поломки топливного насоса заглох левый мотор. Два следующих полёта состоялись 30 мая, после увеличения триммера руля высоты. Самолёт можно было уравновесить относительно всех трёх осей, но с увеличением скорости возрастала интенсивность вибраций, чётко ощущавшихся и на органах управления. При посадке со щитками, отклонёнными на 25°, шасси ощущалось как чересчур жёсткое. Вибрации хвостовой части объяснили нарушением аэродинамики пулемётной башней, значительно выступавшей из фюзеляжа. Башню сняли, отверстие под неё затянули полотном. Испытательные полёты в последний день мая показали, что вибрации больше не усиливаются с ростом скорости, но полностью избавиться от них не удалось. Визуально оперение самолёта уже не вибрировало, зато дрожь ощущалась в задней части гондолы и передавалась на органы управления рулём высоты и элеронами. Верхние крышки капотов двигателей в полёте самопроизвольно поднимались примерно на 10 мм. Поэтому перед следующим полётом внешние части капотов сняли, измерив заодно температуру цилиндров – она снизилась в среднем на 15°. Недостаточное охлаждение и другие проблемы, связанные с двигателями, в целом удалось решить в ходе испытаний. 31 мая состоялось ещё два полёта с крайними положениями центра тяжести. 2 июня лётчик-испытатель фирмы и специалист-аэродинамик выполнили полёт, при котором на задней части самолёта были наклеены хлопчатобумажные нити для визуализации потока.
Инженер Шлехта вспоминает:
Все усилия были брошены на то, чтобы определить причину вибраций, постоянно сопровождавших испытательные полёты. Мы искали её в неблагоприятном обтекании задней части – поэтому была снята пулемётная башня Armstrong; исследовали моторы, переделывали и усиливали систему управления, в том числе руль высоты. Эти проблемы, а также «тяжесть на нос» при выходе из пикирования были единственной причиной всех сделанных нами доработок.
Начиная с 7 июня полёты велись с новыми маслорадиаторами. Задняя выходная щель капотов двигателей была расширена, а сами капоты удлинены. 8 июня испытывалась продольная устойчивость при передней центровке, причём подтвердился тот факт, что на высоких скоростях самолёт был недостаточно устойчив. Уже к следующему дню увеличили хорду стабилизатора, но два последующих полёта никаких улучшений в плане не выявили. На следующий лётный день при помощи нитей-визуализаторов изучали движение воздушного потока при снятых капотах двигателей, экспериментировали с монтажом и доработкой каналов к выхлопным патрубкам. 15 июня опробовали увеличенные зализы между задней частью гондолы и крылом; с их помощью рассчитывали устранить завихрения воздушного потока в этой области, но эта цель не была достигнута, к тому же значительно уменьшилась эффективность посадочных щитков. При отклонении только внешних секций щитков проявлялась «тяжесть на нос», а при выпуске всех щитков – «на хвост»; поэтому внутренние щитки решили временно отключить. После установки новых маслорадиаторов Fiedler и доработки капота правого двигателя сделанные 27 июня замеры показали, что, вопреки ожиданиям, ВМГ стала нагреваться сильнее! Поэтому 23 июня (так в тексте; вероятно, следует читать «28 июня» – прим. Redstar72) на один полёт были снова сняты боковые крышки капотов; одновременно вновь подключили внутренние секции щитков. На следующий день переделали заднюю часть гондолы, придав ей вид вертикального ребра; вибрации при этом уменьшились. Оставшееся дрожание связывали с рулём высоты; поэтому гидравлический демпфер в системе продольного управления заменили на фрикционный, однако тот оказался настроен на такое большое усилие, что при полёте с отпущенной ручкой руль направления мог стабильно оставаться в любом положении. При этом вибрации на больших скоростях остались без изменений, что и показал полёт 29 июня. При отключении внешних секций щитков проявилась выраженная «тяжесть на хвост». Затем снова установили гидравлический демпфер руля высоты, а также опробовали несимметричный профиль стабилизатора, но с ним самолёт стал ещё более неустойчив. После посадки выяснилось, что крепление хвостовых балок к крылу было недостаточно жёстким: был заметен определённый «сдвиг» металлических панелей, что могло способствовать вибрациям. 2 и 4 июля проводились доработки дефлекторов на средних цилиндрах двигателей, но достаточно равномерного охлаждения добиться так и не удалось.
Первый этап испытаний закончился 13 июля 1938 г., когда прототип вместе с бомбардировщиками Aero A-300 и Avia B-158 был продемонстрирован зарубежным гостям на аэродроме Кбелы. На следующий день его разобрали и перевезли на завод, где приступили к обширным доработками и переделкам, продолжавшимся до конца года. Самым заметным изменением была новая конструкция задней огневой точки – теперь задняя оконечность гондолы имела вид заострённого веретена. Крыло стало неразъёмным (ранее имелись разъёмы с внешней стороны хвостовых балок), что дало значительную экономию веса. Моторамы были удлинены, моторы вынесены вперёд по соображениям центровки.
В то время политическая обстановка в Европе стремительно ухудшалась. Предательство западных союзников Чехословакии и местной буржуазии привело к позорному Мюнхенскому сговору. Республика была усечена. Тем не менее, работы над самолётом Е-51 продолжались.
Оборудование самолёта оценивала комиссия, собравшаяся 13 января 1939 г. на заводе ČKD в Карлине. Она состояла из сотрудников 2-го отдела VTLÚ и представителей фирмы. Были отмечены некоторые отклонения от технического задания, требующие доработок. О них стоит рассказать подробнее, поскольку они дают представление об окончательной конфигурации самолёта.
Приборная доска была изготовлена цельной, хотя первоначально навигационные приборы должны были размещаться на отдельной панели. Вся приборная доска была амортизирована таким образом, чтобы вибрации не превышали допустимых ±0,1 мм. Удовлетворительным сочли присоединение навигационных приборов просто к вакуумному насосу. Из-за недостатка места отказались от передвижного сиденья летнаба в носовой части; был изготовлен лишь его функциональный макет, установленный на колёсики и перемещавшийся по специальным рельсам. Это сиденье комиссия потребовала заменить переносной подушкой, которая служила бы летнабу и для сидения рядом с пилотом при взлёте и посадке.
В связи с изменением конструкции задней огневой точки комиссия указала на недостаточность остекления верхней части фюзеляжа в этой области и потребовала прорезать три окошка на указанных местах. Само изменение задней башни было одобрено, прежде всего потому, что новый вариант обеспечивал защиту всей задней полусферы – в том числе снизу. Входной люк стрелка переместился на верхнюю левую сторону гондолы (в первоначальном варианте с башней Armstrong он располагался снизу).
Из-за того что пулемёт был установлен во вращающейся части установки, подвести к нему ленточное питание было невозможно – пришлось использовать барабанные магазины. Проворачивалась стрелковая установка слишком тяжело, было намечено изготовление подходящей рукоятки. Механический спуск пулемётов был забракован из-за больших усилий, комиссия потребовала заменить его электрическим по типу самолёта Aero A-304. Бомбовое вооружение было признано удовлетворительным, а вот использование дымового прибора «тип 34» (vz.34), который подвешивался на держатель для крупнокалиберных бомб, отклонили ввиду возможного поражения самого самолёта его химическим содержимым. По части приборного оборудования было поручено заменить пилотский компас «тип 36» (vz.36), установленный у летнаба, специальным компасом летнаба LK-17 по типу самолёта В-71 (лицензионный СБ), установив его, как и на последнем, на полу кабины перед указателем сноса, каковой фирма также ещё не установила на тот момент. Управление триммерами было слишком тяжёлым. Комиссия потребовала переделать рычаг управления посадочными щитками таким образом, чтобы его переднее положение соответствовало выпущенным щиткам; вентили системы пожаротушения окрасить в красный цвет, а пожарные краны топливной системы – в жёлтый. Вместо двух светильников был установлен всего один (vz.38).
Сборка второго варианта Е-51 в ангаре аэродрома Летняны
После реконструкции Е-51 вновь выкатили на аэродром 1 февраля 1939 г. Через неделю его взвесили; масса пустого составила 3100 кг – на 250 меньше первоначального варианта. Были отмечены некоторые дефекты в системе управления, например, по-прежнему большие усилия на рычажках управления триммерами. При первом же пуске двигателей выяснилось, что гидросистема управления левым мотором неисправна – мотор невозможно было нормально выключить, приходилось использовать воздушную заслонку. На малых оборотах был слышен металлический звук редуктора. На правом моторе РУД действовал в обратном направлении. Гидронасос посадочных щитков не создавал достаточного давления для их полной уборки. Также была обнаружена неплотность резиновых соединений трубопроводов маслосистемы.
Е-51 после реконструкции. Фото первого варианта не сохранились
Один из серии снимков, сделанных с крыши летнянского ангара
Первый полёт обновлённого Е-51 состоялся 11 февраля. В ходе его обнаружились значительные люфты РУДов, не действовал триммер руля высоты, из-за чего самолёт был тяжёл на хвост. Управление было нечётким, в поперечном канале из-за люфтов элероны не отклонялись на полный угол, и по-прежнему отмечались вибрации. К тому же были неправильно подключены тормоза. 14 февраля при испытаниях на скороподъёмность возникли проблемы с двигателями: левый мотор отказал, и пилот был вынужден вернуться на аэродром. На двигателе меняли карбюратор, магнето, свечи, экспериментировали с опережением зажигания, но он продолжал сбоить.
После нескольких последующих полётов прототип был 23 февраля представлен болгарской военной миссии наряду с самолётами E-39, E-241, Letov Š-50 и Aero A-304. Ещё в тот же день левый мотор демонтировали и отправили на завод Walter. Вернулся он оттуда лишь через месяц, 22 марта.
Между тем 15 марта гитлеровская Германия оккупировала оставшуюся часть Чехословакии. Авиазаводы были заняты немцами, производство остановлено. Таким образом, программа создания самолёта Е-51 для чехословацких ВВС осталась незавершённой. В те дни лётчик-испытатель (ну как же всё-таки его звали? – Прим. Redstar72) представил главному конструктору Шлехте итоговый отчёт, в котором оценил поперечную устойчивость самолёта как очень хорошую, путевую – как хорошую, а вот продольную как недостаточную. Усилия на элеронах были очень велики, а их эффективность мала; напротив, руль направления функционировал отлично, а управление рулём высоты было тяжеловатым, но всё же приемлемым.
Относительно многообещающий отзыв о лётных качествах Е-51 стал для конструкторов и рабочих «Праги» подтверждением правильности выбранного пути. Но было уже поздно. Приход гитлеровцев решил судьбу самолёта: он уже не мог послужить своей родине, а продолжать производство для новых хозяев никто не хотел. В пятницу 1 сентября 1939 г. Гитлер напал на Польшу – началась Вторая мировая война.
Когда чехословацкие авиазаводы были заняты гитлеровцами, немецкая военная администрация приказала продолжить испытания Е-51. «Праговцы», однако, не имели большого желания работать на благо рейха, так что работы продолжались медленно и с перерывами. Вначале были произведены доработки в системе управления: увеличена аэродинамическая компенсация элеронов, управление триммерами переделано на электрическое, усилена штурвальная колонка и т.д. При облёте 18 апреля (левый мотор снова барахлил) было отмечено, что элероны отклоняются легко и действуют достаточно эффективно. Однако вибрации не исчезли и, как и прежде, усиливались с ростом скорости – так что был сделан вывод, что их причина не связана с недостаточной жёсткостью системы управления. На этом испытания Е-51 весной 1939 года закончились.
Возобновились они лишь в конце июля под давлением VTLÚ, где уже было немецкое руководство, требовавшее, чтобы самолёт был передан фирмой институту. Продолжавшиеся проблемы с моторами стали желанным поводом для констатации, что первоначальный заказ чехословацкого Министерства национальной обороны на прототип Е-51 (исх.№ 8394-V/3 1937) к сроку 15 декабря 1939 г. выполнен не будет. Испытания самолёта продолжались в свойственном «Протекторату Богемии и Моравии» медленном темпе. Очередной отказ левого мотора заставил произвести замену головок цилиндров, но и это не дало положительного результата. Ремонтировали также лимитатор правого мотора. После очередной замены головок цилиндров и ремонта гидросистемы управления газом был выполнен один полёт 17 октября, а следующие два – лишь 6 и 7 ноября; после них управление газом решили переделать полностью, поскольку синхронизировать работу моторов друг с другом было практически невозможно. Вместо гидравлического привода и сложной системы тяг была смонтирована металлическая система Teleflex, работавшая очень надёжно, вопреки первоначальным опасениям пилота. Она представляла собой по сути стальной тросик, протянутый по лёгким трубкам из электрона (магниевого сплава); единственным недостатком было большое трение в местах резких изгибов трубок. Эту проблему решили, заменив участки с изгибом латунными трубками. Однако проблемы с ВМГ продолжились и в испытательном полёте 10 января 1940 г., причём на сей раз отказал уже правый мотор!
Последующие доработки включали замену левого мотора новым (наконец-то!), а также замену тяг рулей высоты и направления более толстыми. Первый полёт после замены приводов рулей состоялся 21 мая 1940 г. Управление стало достаточно жёстким и спокойным, однако самолёт уводило влево, и при порывистом ветре снова ощущались вибрации. Через два дня попытались летать со снятым демпфером руля и заново отрегулированной системой управления газом. В полёте на высоте 3000 м были отмечены сильные вибрации и «тяжесть на нос» при скорости более 350 км/ч. Поэтому на следующий день стабилизатор и руль высоты обклеили тесёмками-визуализаторами; также контролировалась деформация фюзеляжа. На сей раз, как и в повторном полёте на следующий день, существенных вибраций отмечено не было. 29 мая в качестве эксперимента была увеличена аэродинамическая компенсация руля высоты; при этом управление стало значительно легче, но вибрации на скорости свыше 270 км/ч усилились. Следующий контрольный полёт с бОльшим количеством наклеенных визуализаторов показал, что выпуск посадочных щитков на угол 15° лишь ухудшает поведение самолёта.
Лишь на этой стадии удалось найти истинную причину проблемы. Виновником оказался обтекатель хвостового колеса, который, по-видимому, из-за завихрений воздушного потока поворачивался перпендикулярно направлению полёта (!). Из-за значительных размеров этой детали и её малой удалённости от стабилизатора происходил срыв потока в области руля высоты. В конце концов обтекатель сняли, поскольку усилением компенсатора, устанавливающего хвостовую опору в среднее положение, решить проблему до конца не удалось. Испытательный полёт 4 июня полностью подтвердил правильность этого решения – никаких вибраций, пикирующего или кабрирующего момента на скоростях до 400 км/ч отмечено не было.
Отработка ВМГ Е-51. Видно полуповёрнутое хвостовое колесо в большом обтекателе – источник постоянных проблем на испытаниях самолёта.
В то время было уже ясно, что прототип будет конфискован немцами. По требованию испытательного отделения Имперского министерства авиации (Průfstelle RLM) было выполнено несколько испытательных полётов, в которых определялись лётные характеристики. Так, было измерено время подъёма на высоту 2000 м – 6 минут, на 4000 м – 12 мин 40 с, на 5000 м – 18 мин 20 с и на 6600 м – 24 минуты. Это последние результаты, полученные на территории тогдашнего «протектората». Самолёт ещё успели оснастить новым маленьким обтекателем хвостового колеса, и 21 июня 1940 г. немецкий пилот перегнал его на испытательный полигон Люфтваффе в Рехлин. Никаких сведений о его дальнейшей судьбе на родине не получали. По некоторым данным, прототип был передан фирме Klemm в качестве объекта для изучения.
Е-51 с опознавательными знаками Люфтваффе
Для республики Е-51 появился слишком поздно. Он так и не был передан для испытаний в VTLÚ, никогда не летал с полным комплектом оборудования и вооружения. Не испытывалось и его фотооборудование, с которым, как можно предположить, тоже не обошлось бы без проблем.
Техническое описание:
Самолёт Praga Е-51 – трёхместный разведчик и лёгкий бомбардировщик, двухмоторный среднеплан смешанной конструкции двухбалочной схемы.
Крыло – неразъёмное, цельнодеревянное, двухлонжеронное; участок крыла между хвостовыми балками имел прямоугольную форму, внешние части – эллиптические. Элероны коробчатого сечения, их верхние и нижние полки выклеены из нескольких слоёв спруса (канадской ели), а стенки из ольховой фанеры. Обшивка общей толщиной 1,5 мм выклеена из диагональных слоёв бакелизированного берёзового шпона, крепилась к еловым полкам нервюр. Внутри центральной гондолы шпоном был зашит промежуток между лонжеронами, образуя кессон, в котором размещался топливный бак. Профили крыла разработки ČKD были геометрически подобны базовому корневому профилю F.44-1 относительной толщиной 18 %. Вдоль по размаху крыла профиль переходил в F.58-7 толщиной 15 %, затем в F.53-5 (12 %) и F.79-13 (9 %).
Поперечное V крыла в средней части (от оси самолёта до внешней стороны хвостовых балок, т.е. до полуразмаха 2340 мм) составляло 2,5°, далее к законцовкам увеличивалось до 5°. Угол установки крыла – 2,47°.
Элероны щелевого типа имели сварной каркас из хромомолибденовых стальных труб и полотняную обшивку; каждый элерон крепился к крылу на пяти узлах навески с шарикоподшипниками. Элероны имели весовую и частичную аэродинамическую компенсацию. Посадочные щитки, аналогичные по конструкции элеронам, состояли из четырёх секций – по две с каждой стороны; внутренние секции (между центральной гондолой и хвостовыми балками) имели по два узла навески, внешние (между хвостовыми балками и элеронами) – по четыре. Щитки могли отклоняться на произвольный угол от 0 до 60° (и фиксироваться в любом положении) посредством гидроцилиндра, установленного на заднем лонжероне крыла внутри центральной гондолы, и системы тяг и рычагов. Рычаг управления щитками был расположен с правой стороны сиденья пилота.
Центральный фюзеляж-гондола конструктивно делился на три части. Средняя часть имела силовой каркас, сваренный из хромомолибденовых стальных труб и располагавшийся в её нижней части; к нему через полотняный бандаж крепились деревянные шпангоуты, соединённые между собой лёгкими стрингерами. Вся конструкция обшивалась бакелизированным ольховым шпоном толщиной 1,5 мм.
К средней части, в которой находились кабина пилота и стыковочные узлы крыла, в четырёх точках крепилась передняя часть с каркасом из четырёх несущих труб и двойной обшивкой. К ней присоединялся трубчатый каркас остеклённой носовой части, увенчанный кольцом из электрона – своего рода огромным шарикоподшипником с резиновыми шариками, на котором поворачивалась вокруг оси носовая оконечность самолёта. Створка в носовой части открывала щель, необходимую для «поля зрения» фотокамеры.
Также в четырёх точках к средней части гондолы крепилась задняя, к последнему кольцевому шпангоуту которой был присоединён прозрачный конус оживальной формы, образующий хвостовую оконечность гондолы. Застеклённый, как и носовая часть, органическим стеклом, он также мог поворачиваться вокруг продольной оси, чему способствовали шесть направляющих роликов. Для стрельбы открывалась продольная створка.
Пилот и летнаб попадали в самолёт сверху, для чего фонарь кабины сдвигался назад. Для стрелка был сделан небольшой, откидывающийся вверх входной люк в хвостовой части гондолы слева-сверху. Для удобства экипажа с левой стороны гондолы были сделаны подножки.
Хвостовые балки также имели ферменную сварную трубчатую конструкцию. Передняя деталь каждой балки, соединённая с лонжеронами крыла, несла основную стойку шасси и присоединённую на штифтах моторную раму. Задней части было придано овальное сечение при помощи деревянных шпангоутов, еловых штапиков, уложенных вдоль лонжеронов трубчатого каркаса, и обшивки из берёзового шпона, усиленной приклеенными к ней еловыми стрингерами. Зализы между балками и крылом отформованы из металла. Панели капотов двигателей устанавливались на рояльных петлях.
Оперение. Стабилизатор, установленный между хвостовыми балками, и оба киля – цельнодеревянные. Руль высоты, подвешенный на восьми шарикоподшипниковых узлах, и рули направления также имели в основном деревянную конструкцию, но с лонжеронами из стальной трубы. Обшивка всего оперения – из шпона. На руле высоты и левом руле направления имелись триммеры, для привода которых служили установленные внутри оперения электромоторы. Рули имели весовую и аэродинамическую компенсацию и отклонялись на 25° вверх и вниз (руль высоты) и на такой же угол в обе стороны (рули направления). Углы отклонения ограничивались резиновыми буферами в системе тяг и рычагов управления. Рули можно было блокировать путём фиксации штурвальной колонки и педалей управления.
Управление самолётом – с помощью штурвала, установленного на вертикальной колонке в левой части фюзеляжной гондолы (пилотской кабины). Педали ножного управления – регулируемые. Привод рулевых поверхностей осуществлялся системой жёстких тяг. Тяги к рулям высоты и направления были проведены через левую хвостовую балку.
Шасси – неубирающееся, с хвостовой опорой, закреплённой посередине стабилизатора. Мощные вилки основных стоек шасси с колеёй 4,00 м были сварены из стального листа и укрывали гидропневматические амортизаторы. Стойки целиком были закрыты капотами из листового металла; из него же формовались и элегантные аэродинамические обтекатели колёс. Колёса основного шасси – марки ČKD—Dunlop, размером 790х270 мм. Они были снабжены пневматическими тормозами ČKD—Dunlop, приводимыми в действие рукояткой с левой стороны сиденья пилота и дифференцируемыми отклонением педалей ножного управления. Хвостовая опора также имела гидропневматический амортизатор и колесо Dunlop размером 350х140 мм; в ненагруженном состоянии она автоматически принимала среднее положение. Она была снабжена металлическим обтекателем и петлями для крепления водила. На законцовках крыла вблизи передней кромки имелись швартовочные кольца.
Силовая установка – два 12-цилиндровых инвертных V-образных двигателя воздушного охлаждения Walter Sagitta I MR (буква М означает наличие средневысотного нагнетателя, R – редуктора), максимальной (кратковременной) мощностью 412 кВт (560 л.с.) при 2600 об/мин. Номинальная мощность на высоте 4600 м – 370 кВт (500 л.с.) Охлаждающий воздух поступал к цилиндрам по центральному каналу между ними, в котором он разделялся и равномерно направлялся к отдельным цилиндрам при помощи системы металлических дефлекторов так, чтобы поток воздуха обдувал головки цилиндров и выходил через заднюю щель капота двигателя. Моторы имели строительную длину 1964 мм и сухой вес с оборудованием 410 кг. Через планетарные редукторы типа Farman с передаточным отношением 3:2 они вращали трёхлопастные винты Ratier S 1579 французского производства, левого вращения, диаметром 2,65 м. Лопасти винтов – дюралевые, шаг мог регулироваться на земле. Центробежный компрессор Walter монтировался на заднем конце картера. Карбюратор имел автоматический ограничитель максимального режима хода (лимитатор давления), регулирующий подачу газа в зависимости от избыточного давления в нагнетательной системе за компрессором.
Двигатель Walter Sagitta I-MR
От полости крыла и от масляных баков двигатели были отделены противопожарными перегородками. Маслобаки объёмом по 27 л с палочковидными указателями уровня масла оборудовались электрическими подогревателями ČKD потребляемой мощностью 550 Вт. Маслорадиаторы с регуляторами температуры размещались в отдельных каналах под двигателями.
На земле запуск моторов осуществлялся сжатым воздухом от внешнего источника, в полёте при необходимости – от баллона. Управление подачей газа – с помощью гидросистемы (позднее замененной механической Teleflex), рычаги газа располагались слева от пилота. 694 л топлива (542 кг) размещались в трёх баках из листового алюминия: среднем (ёмкостью 234 л) – в фюзеляже между лонжеронами крыла и двух 230-литровых в корне крыла. Баки соединены друг с другом трубопроводами. Проектировавшаяся разведывательная модификация Е-51 с увеличенной дальностью должна была иметь дополнительный 260-литровый бак в фюзеляже над лонжеронами крыла. Уровень топлива указывали дистанционные электрические бензиномеры. Трубопроводы топливной системы марки Milerit; маслопроводы – из медных трубок.
Два огнетушителя на двигателях могли приводиться в действие дистанционно пилотом; в распоряжении летнаба имелся переносной огнетушитель.
Системы и оборудование. Основными бортовыми источниками электроэнергии напряжением 12 В были два генератора по 400 Вт, приводимые гибкими валами от двигателей. Помимо них, на борту имелся аккумулятор ёмкостью 20 ампер-часов. Сеть, включающая 1000-вольтовый преобразователь, была разделена на несколько цепей. Одна из них питала радиостанцию vz.26/34, установленную в носовой части и обслуживаемую летнабом; радиостанция имела выпускную антенну с выводом под фюзеляж и два телеграфных ключа. К этой же цепи был подключен телефон внутренней связи и сигнальные лампочки (зелёная, белая и красная) у всех членов экипажа.
Другая цепь питала освещение кабины, БАНО, прожектор под носовой частью и две посадочные фары на левом крыле.
«Нагревательная» цепь обеспечивала подогрев масла, дыхательных приборов, одежды и пулемётов.
От электросети зависели и другие элементы оборудования, прежде всего автоматическая фотокамера A-II-30, дополненная деривометром (указателем сноса) и измерителем интервалов. Сама камера должна была устанавливаться на карданном подвесе в носовой части, там же предполагался и контейнер для плёнок. С её помощью летнаб мог, открыв створку фотолюка, осуществлять фотосъёмку по вертикали и под углом в трёх взаимно перекрывающихся рядах. Измеритель перекрытия снимков vz.37 крепился с правой стороны компаса летнаба и мог сниматься.
Гидросистема обеспечивала работу посадочных щитков и управление газом двигателей. Давление масла в системе поддерживалось насосом на правом двигателе.
Пневмосистема использовалась для сброса бомб, привода тормозов и аварийного запуска двигателей в полёте. В первых двух случаях был задействован баллон со сжатым воздухом ёмкостью 5,1 л, а при пуске двигателей – более крупный 12-литровый баллон. Компрессор Walter Garelli, установленный на двигателе, поддерживал в баллонах давление 2,5 МПа.
Приборное оборудование имело обычный для тех лет состав и включало в себя приборы, расположенные как в кабине пилота, так и у летнаба.
Перед пилотом располагались приборы контроля полёта: компас vz.35, авиагоризонт Sperry, гирополукомпас, указатель поворота, указатель скорости с электрически подогреваемой трубкой Пито и двухстрелочный высотомер. Для контроля работы двигателей и систем служили два дистанционных электрических тахометра, два компрессорных манометра, указатель температуры масла и двухстрелочный указатель давления масла. Также имелись указатель давления топлива, электрические топливомеры (для каждого бака свой), манометр тормозной системы и указатели балансировки продольного и курсового управления. Экранированное пусковое магнето – типа Scintilla, двухканальный переключатель Eisner.
Приборная доска пилота Е-51:
1 – высотомер; 2 – авиагоризонт; 3 – гирополукомпас; 4 – компас vz.35; 5 – трёхцветная световая сигнализация; 6 – вариометр; 7 – бензиномер; 8 – манометр кислородной системы; 9 – указатель поворота; 10 — манометр тормозной системы; 11 – манометр маслосистемы; 12 – указатель температуры масла; 13 — указатели давления наддува; 14 – тахометры; 15 – указатель скорости.
В распоряжении летнаба имелись компас vz.35, двухстрелочный высотомер Kollsman и указатель скорости.
Рабочее место каждого члена экипажа оборудовалось кислородным прибором с двухлитровым баллоном; баллон летнаба по причине недостатка места был подвешен горизонтально.
Естественно, было предусмотрено использование парашютов для спасения экипажа. Сиденье пилота было приспособлено под ранцевый парашют. Летнаб и стрелок должны были надевать свои ранцевые парашюты лишь непосредственно в опасной ситуации; в нормальной обстановке их парашюты висели на ремнях с простыми застёжками на стенке кабины, аналогично самолёту Avia B-71. Стрелок мог покинуть самолёт, сбросив вращающийся конус стрелковой установки; для этого достаточно было вынуть один из направляющих роликов.
Вооружение состояло из двух пулемётов и, при необходимости, бомб. Несинхронный пулемёт vz.30, обслуживаемый пилотом, был установлен неподвижно в корне крыла с левой стороны гондолы-фюзеляжа таким образом, чтобы вести огонь вне зоны, ометаемой винтом; его спусковая гашетка была размещена на штурвале, а кольцевой прицел – перед лобовым стеклом пилотской кабины. Патронный ящик вмещал 300 патронов; пустые гильзы и звенья выбрасывались через отверстия в нижней поверхности крыла.
Подвижный пулемёт vz.30 стрелка должен был устанавливаться на карданном подвесе в прозрачном вращающемся конусе, образующем заднюю оконечность гондолы. Он должен был иметь кольцевой прицел и 9 барабанных магазинов по 60 патронов – такому способу питания было отдано предпочтение из-за того, что стрелковая установка могла поворачиваться на 360°.
Предполагалась установка ещё одного пулемёта в корне правого крыла, где под него уже было выделено место. Рассматривалась и установка 20-мм пушки – её предполагали установить по центру снизу гондолы, перед бомбоотсеком.
Под центропланом в два ряда крепились бомбодержатели vz.35 для подвески шести лёгких (20, 25 или 50 кг) или осветительных бомб, а по оси гондолы – один тандемный двухзамковый держатель vz.37 для «тяжёлой» 200-кг бомбы, частично утопленной в фюзеляж. По всей длине корпуса бомбы в гондоле были сделаны открывающиеся внутрь створки, которые опирались о бомбу и после её сброса автоматически закрывали освободившееся пространство.
Сброс бомб осуществлялся летнабом при помощи пневмосистемы; при необходимости бомбы мог сбросить и пилот с помощью механической системы. У летнаба имелся сигнальный пистолет-ракетница; ящик для 26 ракет располагался на левой стенке кабины, а отверстие для стрельбы – в полу с правой стороны.
Окраска. Верхние и боковые поверхности самолёта не окрашивались и имели тёмно-коричневый цвет бакелизированного шпона, на котором выделялись зашпаклёванные места. Нижние поверхности окрашены в светло-голубой цвет. Опознавательные знаки на стандартных местах (см. фото). По всей поверхности самолёта были видны следы многочисленных переделок и доработок. Металлические панели и капоты – оливково-зелёного цвета.
Лётно-технические характеристики:
Размах крыла – 15,60 м
Длина – 11,70 м
Высота – 3,50 м
Площадь крыла – 35,44 м²
Масса пустого самолёта – 3102 кг
Масса взлётная нормальная – 4120 кг; максимальная – 4536 кг
Полезная нагрузка – 1018 кг
Нагрузка на крыло – 116,5 кг/м²
Лётные характеристики (при массе 4120 кг):
Скорость макс. на высоте 2500 м – 380 км/ч; у земли – 335 км/ч
Скорость крейс. – 330 км/ч
Скорость мин. (щитки убраны) – 125 км/ч; посадочная (щитки выпущены) – 105 км/ч.
Скороподъёмность у земли – 7 м/с; на высоте 1500 м – 8 м/с
Время набора высоты 3000 м – 7,5 мин
Потолок практический – 7000 м; на 1 двигателе – 3100 м
Разбег – 310 м
Пробег – 300 м
Дальность полёта – 900 км
Источник: P. Kučera, J. Šarboch. Praga E-51. – L+K 1982 № 25, с.991-994; № 26, с. 1029-1031.
Прим. автора: Материалы из архивов Национального технического музея в Праге (NTM Praha) и Военно-исторического института (Vojenský historický ústav – VHÚ) были существенно дополнены (прежде всего материалами об испытаниях самолёта) благодаря энтузиазму инж. Яна Крумбаха (Jan Krumbach) из Технического музея г. Брно (TM Brno).
А так он мог бы выглядеть в серии…
