Вслед за «универсальным крылом». Многоцелевой транспортный самолет Г-37. СССР
Данный материал выкладывается на сайт в продолжение темы, поднятой в статье «Гонка за призраком скорости. Один мотор — хорошо, а два — лучше».
В конце ноября 1932-го в кабинете начальника ВВС РККА проходило обсуждение проекта самолета Г-37 «Универсальное крыло». Как и большинство разработок, рожденных в экспериментальном институте П. Гроховского, Г-37 заметно выделялся на общем фоне тогдашних самолетов. Он
«… представлял собой ферменную конструкцию, связывающую двумя балками плоскость (крыло — ред.) с хвостовым оперением и снабженную специальным приспособлением для подвески кабин разного назначения».
Подвесные кабины могли быть боевыми, пассажирскими, грузовыми, санитарными или десантными. В этом и заключалась универсальность самолета.
Как следовало из проекта,
«в плоскостях устанавливаются два мотора по 450 л. с. с управлением из подвесной кабины, снабженной парашютом, находящимся в заднем обтекателе и предназначенным для ее спасения вместе с содержимым в случае аварии. Отделение кабины производится методом срыва при действии на специальное приспособление, связанное с управлением самолета, что обеспечивает полную сохранность всей подвески и исключает возможность ее гибели».
Предложенный проект самолета был одобрен, но при этом рекомендовалось
«поместить летчиков в крыле и установить огневую точку на фюзеляже для обороны на обратном пути».
Основной объем работ по проектированию Г-37, с учетом замечаний заказчика, был выполнен в 1933 г. под руководством главного конструктора В. Ф. Рентеля. Разработка машины, отнесенной по решению Алксниса к числу приоритетных, велась в ускоренном темпе. Не удивительно, что в этой обстановке В. Рентель принял решение заимствовать крыло, предварительно доработав его, от самолета АНТ-9, хотя, как будет сказано ниже, П. Гроховский впоследствии по-своему истолковал это решение.
17 февраля 1934-го Г-37, построенный в ленинградских мастерских склада № 17, выкатили на аэродром 4-й бригады ВВС Балтийского флота. Для проведения испытаний была создана комиссия, в состав которой входили представители УВВС: председатель Хрусталев и его заместитель И. Ф. Петров, от экспериментального института — Титов, Рязанов и Рентель.
В первых трех пробежках и подлетах самолет пилотировал летчик НИИ ВВС И. Ф. Петров. В двух последних В. П. Чкалов.
Первая пробежка показала, что самолет быстро поднимал хвост и стремился оторваться от земли при менее чем 50% оборотов двигателей. В тоже время, при взятии штурвала на себя хвост опускался недостаточно. Манипулируя весом балласта и углом установки стабилизатора, уже в пятом подлете добились удовлетворительного опускания хвоста. Правда, после уменьшения угла установки стабилизатора до -1° обнаружилась некоторая тенденция машины к кабрированию.
В итоге было решено допустить Г-37 к летным испытаниям, загрузив в кабину стрелка 60 кг балласта.
Первый полет состоялся 20 февраля 1934 г. На него прибыли из Москвы начальник НИИ ВВС Зильберт, сам Гроховский и председатель комиссии Хрусталев. Самолет должен был пилотировать Чкалов.
Вначале, как положено, он сделал пробежку и подлет, а затем первый вылет.
При взлетной массе 4890 кг Г-37 оторвался от земли на скорости 100 км/ч, которая вскоре возросла до 140 км/ч при 1100 об/мин моторов. При этих оборотах и выше отмечалось, что самолет стремится кабрировать, несмотря на полное отклонение руля высоты вниз. При незначительном уменьшении оборотов моторов машина сохраняла горизонтальный полет. Элероны и рули направления действовали удовлетворительно, имея достаточный запас. Отмечалась незначительная тенденция самолета валиться влево. Скорость на планировании по прибору 110 км/ч. Посадочная скорость 90км/ч. Вибраций не обнаружено. Водяная система и регулирующий механизм работали вполне удовлетворительно.
В выводах по первому вылету сказано, что для выяснения достаточности запаса руля высоты необходимо произвести ряд пробных полетов с нормальной нагрузкой, установив в кабину стрелка 150 кг балласта и доведя заправку бензина до 1000 кг. Регулировку самолета производить изменением установочного угла стабилизатора.
21 февраля было сделано, как и планировалось, три пробных полета по кругу. В первом полете с нагрузкой в кабине стрелка 150 кг и углом установки стабилизатора -1°, полностью отданном от себя штурвале и 1150 об/мин обоих двигателей, получили скорость 145 км/ч. Посадка выполнена нормально.
Во втором полете без груза в передней кабине стрелка и нулевом угле установки стабилизатора, при положении штурвала полностью от себя и оборотах моторов 1280-1300 удалось достигнуть скорости 160 км/ч. Посадка, как и в предыдущем полете, была нормальная при полностью взятом на себя штурвале.
В третьем полете со 150 кг балласта в передней кабине и прежним установочным углом стабилизатора удалось достигнуть скорости 195 км/ч при неполных оборотах двигателей. Посадка при этом была возможна лишь на основные стойки шасси.
В выводах по проведенным полетам говорилось, что руль высоты имеет недостаточный запас. Необходимо увеличить его площадь на 20% за счет увеличения хорды на 150 мм. Угол установки стабилизатора сделать -1°. Если нагрузка на штурвал от руля высоты окажется значительной, необходимо применить сервокомпенсатор, а если руля высоты все же не будет хватать, то необходима установка регулируемого серворуля. Следует отметить, что в первых полетах не было подвесной кабины.
Несмотря на результаты испытаний, Гроховский в свойственной ему манере уже 25 февраля 1934 г. докладывал начальнику ВВС РККА Алкснису:
«В основу проекта я положил задачу создания универсального самолета с идеальными аэродинамическими формами. Это обстоятельство позволило получить лучшие данные по сравнению с существующими самолетами при одинаковых с ними возможностях. Для доказательства было взято худшее крыло ЦАГИ с самолета АНТ-9.
Построенный самолет в настоящее время успешно проходит заводские испытания, причем показывает отличные данные».
В заключение он просил назначить госкомиссию для принятия самолета на снабжение и выделить в его распоряжение 30 000 рублей для предварительного премирования инженерно-технического состава.
После этих испытаний Г-37 поставили на доработки, так как летать дальше не было смысла. Судя по сохранившимся фотографиям, были выполнены все рекомендации. По всей задней кромке увеличенного руля высоты поставили регулируемый серворуль. Небольшие компенсирующие поверхности появились и на рулях направления.
Материалов по ходу дальнейших работ обнаружить пока не удалось, но они, видно, затянулись до начала лета. Известно, что после всех доработок и испытаний В. Чкалов перегнал Г-37 из Ленинграда в Москву. Перелет занял 2 часа 50 мин и проходил со средней скоростью 250 км/ч.
Несмотря на громкую реляцию Гроховского, самолет в серию не пошел и в дальнейшем использовался им для различных испытательных полетов.
ТЕХНИЧЕСКОЕ ОПИСАНИЕ Г-37
Крыло самолета цельнометаллической конструкции, четырехлонжеронное, заимствованное с самолета АНТ-9, состояло из центроплана и двух консолей. Почти всю заднюю кромку консолей занимали элероны.
Короткий фюзеляж обтекаемой формы располагался сверху центроплана крыла. В его носовой части находилась открытая кабина стрелка с подвижной турельной установкой. Далее шла закрытая прозрачным фонарем кабина экипажа из двух человек, размещавшихся рядом. За кабиной находился багажный отсек, который имел сверху большой квадратный люк, закрытый крышкой. В случае необходимости в багажном отсеке предусматривалась установка дополнительного бензобака.
Продолжением фюзеляжа служили две хвостовые балки, крепившиеся по краям центроплана с помощью регулируемых узлов. Балки — цельнометаллической конструкции ферменного типа из кольчугалюминиевых труб.
В сечении они были овальной формы, сужавшиеся к заднему концу с переходом в кили.
Хвостовое оперение двухкилевое, цельнометаллическое. Кили выполнены зацело с хвостовыми балками. Рули направления имели в верхней части роговую аэродинамическую компенсацию. Кроме того, на задней кромке обоих рулей установили небольшие серворули или триммеры (по фотографии трудно определить).
Горизонтальное оперение состояло из прямоугольного целого стабилизатора и руля высоты, имевшего по концам скосы для отклонения рулей направления внутрь. Трехлонжеронный стабилизатор крепился между килями с помощью 4 шарнирных узлов и двух подъемников, что давало возможность изменять его угол установки на земле. Первоначально площадь горизонтального оперения была 10,5 м², но в ходе испытаний ее увеличили на 20%. Кроме того, по всей задней кромке руля высоты установили серворуль.
Обшивка хвостового оперения гофрированная, как и всего самолета. Шасси двухопорное с хвостовыми костылями, неубирающееся. Каждая основная опора — металлической конструкции, клепанная из отбортованных листов толщиной 2,5 мм. Амортизация на них резиновая, шнуровая. В верхней части опор по бокам устанавливались сотовые радиаторы систем охлаждения моторов. Все это закрывалось вместе с опорой большими обтекателями «штанами», имевшими в зоне радиаторов профилированные туннели, для продувки воздухом. Для осмотра колес в нижней их части имелись квадратные закрывающиеся люки. Колеса одинарные, нетормозные. Хвостовые костыли свободноориентирующиеся с небольшой резиновой пластичной амортизацией. В зимнее время вместо колес предусматривались лыжи.
Управление самолетом — двойное, штурвальное. Проводка управления смешанная. На прямых участках тросы заменены проволокой.
Силовая установка — два мотора водяного охлаждения М-17 общей номинальной мощностью 1000 л. с. Они крепились на моторамах перед центропланом на одной линии с хвостовыми балками. Моторы закрывались обтекаемыми капотами. Винты деревянные, двухлопастные, постоянного шага диаметром 3,5 м. Втулки винтов закрыты коками. Бензиновые баки общей емкостью 1000 кг (встречается еще цифра 1200 кг) располагались в центроплане. Рычаги управления моторами находились на среднем пульте между креслами пилотов.
Вооружение — из двух спаренных пулеметов на турельной установке стрелка в носовой части фюзеляжа. В варианте бомбардировщика предусматривалась специальная подвесная кабина под задней частью фюзеляжа снизу с углом обстрела 120°. Бомбардировочное вооружение включало два бомбодержателя Дер-13 и Дер-15, установленных под центропланом.
Проектом предусматривались подвесные кабины различного типа в зависимости от назначения самолета, но сделали одну — пассажирскую на 10 человек. Кабина ферменной конструкции с гофрированной обшивкой и иллюминаторами. Пассажиры располагались на лавках вдоль бортов. Сиденья имели трубчатый каркас, образующий небольшие подлокотники. Проход между сиденьями был довольно узким из-за малой ширины кабины. Шарнирно закрепленная передняя носовая часть откидывалась полностью вправо, образуя вход в кабину. В откидной части, внизу, был сделан люк с двумя остекленными створками, открывавшимися внутрь. В хвостовой части кабины предусматривалось установить автоматически вводимый при сбросе грузовой парашют типа Г-40. Снизу кабины планировалось амортизирующее посадочное устройство.
источник: Константин ГРИБОВСКИЙ «ВСЛЕД ЗА "УНИВЕРСАЛЬНЫМ КРЫЛОМ"» «Крылья Родины» 07,08/1996
