Экспериментальный самолет "5" ОКБ М.Р. Бисновата

В середине 1940-х гг. возникла необходимость исследования особенностей аэродинамики и пилотажных свойств летательных аппаратов на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях. Экспериментальные установки еще только создавались и наиболее полную информацию могли дать только летные испытания специальных экспериментальных самолетов. Работы по созданию одного из таких самолетов - "5" - проходили в 1945-1948 гг. под руководством М.Р. Бисновата.

Конструкция самолета "5" - цельнометаллический моноплан со среднерасположенным стреловидным (45° по линии 25 % хорд) двухлонжеронным крылом. Параметры профилей выбирали на основании рекомендаций ЦАГИ: в корне - ЦАГИ 12045 bis, на конце - П2 (2М); размах крыла - 6,4 м. На верхней поверхности установили по две аэродинамические перегородки на каждой консоли, предотвращавшие ранний срыв потока с концов крыла. Для изучения распределения давления по крылу на больших скоростях правую консоль дренировали в трех сечениях.

Фюзеляж овального сечения типа монокок, длиной 9,92 м. Он имел разъем, позволявший расстыковывать машину для монтажа баков и для других целей. Переднюю часть фюзеляжа занимала гермокабина летчика с катапультируемым креслом. Фонарь кабины вписывался в обводы фюзеляжа. За крылом, по бортам фюзеляжа, расположили тормозные щитки.

В хвостовой части фюзеляжа установили двухкамерный ЖРД РД-2М-ЗФ (конструктора Л.С. Душкина), полная тяга которого на высотах свыше 8000 м составляла 2000 кгс, у земли - 1610 кгс. Запас рабочих компонентов двигателя (керосин и азотная кислота) и перекиси водорода (для питания турбонасосного агрегата) был рассчитан на двухминутную работу ЖРД при полной тяге.

Так как изначально предполагалось, что самолет "5" будет транспортироваться на высоту самолетом-носителем, посадочные устройства сделали предельно простыми и легкими. Они состояли из подфюзеляжной посадочной лыжи, двух подкрыльных поддерживающих дуг и небольшого костыля в хвостовой части фюзеляжа.

Оперение самолета стреловидное. Горизонтальное оперение установлено на вертикальном оперении по крестообразной схеме. Управление всеми рулями самолета жесткое. Стабилизатор управляемый, с размахом 2,4 м. Система управления имела ряд необычных для того времени нововведений: в случае потери эффективности руля высоты в полете на больших скоростях можно было управлять самолетом при помощи стабилизатора, подключавшегося летчиком к ручке управления; к системе управления в любой момент полета могли также подключаться необратимые гидроусилители.

В качестве самолета-носителя использовали тяжелый бомбардировщик Пе-8 с двигателями АШ-82ФН. Под правой консолью его крыла, между фюзеляжем и гондолой внутреннего двигателя, установили специальный пилон, к которому подвешивался самолет "5". При испытаниях самолет "5" буксировали до высоты 7000...7500 м.

Для снижения риска полеты нового самолета на начальном этапе испытаний проводили без включения ЖРД, т.е. в планерном варианте, и по единому плану: пикирование, выход в горизонтальный полет с перегрузкой 2...3, торможение до скорости срыва, увеличение скорости и выполнение заданных эволюции, на высоте 1500...2000 м выполнение задания прекращалось. На этапе посадки самолета изучались особенности устойчивости, управляемости и пилотажные качества на сравнительно небольших скоростях.

По техническому заданию самолет "5" должен был иметь максимальную скорость 1200 км/ч (М = 1,13) на высоте 12 000... 13000 км. Однако расчеты специалистов показали, что самолет может существенно превысить требуемые характеристики.

В ходе проектирования самолета "5" были построены крупномасштабные модели, снабженные двигателем и автопилотом.

Предварительную отработку автопилота на одной из моделей провели в аэродинамической трубе ЦАГИ Т-104. Запуски моделей позволили получить большое количество полезной информации еще до того, как самолет "5" вышел на летные испытания. В частности, было определено аэродинамическое сопротивление до скорости, соответствующей М = 1,45.

Летные испытания последовательно прошли два самолета "5" под обозначением "5-1" и "5-2". Ведущим летчиком по испытаниям назначили А. К. Пахомова. Было решено сначала испытать самолет в планерном варианте, а затем - перейти к полетам с использованием ЖРД.

Первый полет самолета "5-1" состоялся 14 июля 1948 г. При отделении от самолета-носителя он зацепил за упор фермы подвески на Пе-8 и повредил обшивку консоли крыла, частично заклинило продольное управление. Но летчику все же удалось совершить посадку, хотя и не на ВПП аэродрома. Самолет "5-1", получив значительные повреждения, был отправлен на завод для ремонта.

В процессе восстановления "5-1" претерпел некоторые изменения. Для предотвращения возможного удара самолета о Пе-8 был изменен угол крепления "5" относительно оси самолета-носителя (с 0 до - 4°). Доработали также систему управления, которая впоследствии действовала безотказно. В таком виде "5-1" совершил еще два полета. Масса самолета "5-1" в ходе испытаний в планерном варианте достигала 1565 кг.

Анализ результатов предварительных летных испытаний, а также продувки самолета в натурной аэродинамической трубе ЦАГИ Т-101 показал, что самолет "5-1" обладает неблагоприятным соотношением между поперечной и путевой устойчивостями. Это отчасти послужило причиной аварии "5-1" в третьем полете, состоявшемся 5 сентября 1948 г. Самолет подошел к взлетно-посадочной полосе с креном, вначале коснулся земли одной консолью крыла, затем ударился другой и в конце пробега резко перешел на нос. Летчик остался цел, но самолет был разбит и восстановлению не подлежал.

Произошедшая авария задержала испытания. Они продолжились только в январе 1949 г., когда был выпущен самолет "5-2" (рис. 298). Конструктивно он почти не отличался от "5-1", но на нем выполнили ряд доработок. В частности, для улучшения путевой устойчивости увеличили удлинение и стреловидность вертикального оперения, что повлекло увеличение длины самолета до 11,2 м; подкрыльные дуги заменили специальными амортизирующими костылями, поглощавшими энергию удара в момент касания земли.

Рис. 298. Самолет "5-2" в ЦАГИ до модификации

Полеты на самолете "5-2" выполнял летчик-испытатель Г.М. Шиянов. Первый полет новой машины состоялся 26 января 1949 г., но из-за посадки за пределами взлетно-посадочной полосы закончился аварией. "5-2" был поврежден и нуждался в ремонте. Главная причина неточных приземлений самолетов "5-1" и "5-2" заключалась в трудности построения расчета на посадку, особенно в первом полете, из-за весьма небольшой тогда ВПП ЛИИ.

В ходе ремонта самолета "5-2" шло его дальнейшее усовершенствование (рис. 299). Посадочную лыжу установили параллельно строительной горизонтали фюзеляжа, что сделало пробег самолета более устойчивым и позволило отказаться от хвостового костыля, а позже на его месте расположить подфюзеляжный киль для увеличения путевой устойчивости.

После ремонта самолета "5-2" Г.М. Шиянов выполнил на нем второй полет, закончившийся благополучно. Анализ результатов первого и второго полетов показал, что нужное соотношение между поперечной и путевой усточивостями все еще не достигнуто. Чтобы улучшить его, конструкторы нашли оригинальное решение: установили на консолях так называемые "ласты", дающие эффект, аналогичный изменению поперечного V крыла (ввиду того, что крыло было неразъемным, изменить его поперечное V конструктивно было невозможно). "Ласты" представляли собой направленные вниз под углом 45° профилированные законцовки, увеличившие размах крыла самолета до 6,6 м. Нижние кромки "ласт" сделали усиленными, что превратило их в своеобразные подкрыльные опоры, на которые опускался самолет в конце пробега.

Рис. 299. Схемы модификаций самолета "5"

После всех доработок самолета Г.М. Шиянов совершил на "5-2" еще шесть полетов, последний из которых состоялся в июне 1949 г. Масса самолета составляла 1710 кг, а наибольшая скорость, достигнутая в пикировании на высоте 5400 м, соответствовала М = 0,775. Самолет обладал удовлетворительными пилотажными качествами. Управление с помощью необратимых гидроусилителей (бустеров) практически не отличалось от обычного. Все системы были отлажены и самолет подготовлен для полетов с ЖРД, но было принято решение о прекращении дальнейших работ.

В ходе испытаний самолета "5" и его модификаций впервые в СССР были исследованы особенности отделения летательных аппаратов со стреловидным крылом от самолетов-носителей, а при доводках накоплен практический опыт, использованный при создании новых скоростных самолетов.

Самолеты немецких конструкторских бюро в СССР

В конце 1945 г. по указанию Советского правительства на оккупированной советскими войсками части Германии было сформировано несколько авиационных конструкторских бюро. В них немецкие специалисты под контролем советских властей продолжили прерванную поражением в войне работу над новейшими образцами авиационной техники - реактивными самолетами, двигателями, автопилотами. Разработки в области самолетостроения были сконцентрированы в Дессау, на базе бывшего проектно-конструкторского центра фирмы "Юнкере", и в Галле, где собрали инженеров фирм "Зибель" и "Хейнкель". Но, поскольку работы по созданию военной техники на территории Германии являлись нарушением союзнических соглашений по демилитаризации этой страны, в октябре 1946 г. по решению Совета Министров СССР немецких специалистов перевезли в Советский Союз, где они продолжили свою конструкторскую деятельность. Самолетостроителей (519 специалистов и более тысячи членов их семей) разместили на государственном опытном заводе № 1, организованном в 1946 г. на базе авиационного завода № 458. Он находился в поселке Подберезье, примерно в 100 км к северу от Москвы. Немецких специалистов разделили на два конструкорских бюро. ОКБ-1 возглавил Б. Бааде, работавший раньше на фирме "Юнкере"; руководителем ОКБ-2 стал инженер Г. Рессинг, а его заместителем - советский конструктор А.Я. Березняк.

В 1946 г. в СССР доставили образцы реактивных самолетов, построенных немецкими конструкторами в Германии в 1945-1946 гг.: штурмовик EF-126, бомбардировщик EF-131 и экспериментальный самолет "346".

EF-126. Одноместный штурмовик EF-126 (рис. 300) был задуман как развитие самолета фирмы "Физелер" Fi-103. История появления последнего весьма необычна. Когда в Германии после создания ракет V-2 были сняты с вооружения крылатые ракеты V-1 с пульсирующим воздушно-реактивным двигателем (ПуВРД) фирмы "Аргус" AS-014 (или FZG-76), возникла идея переделать имеющиеся летательные аппараты в пилотируемые самолеты-снаряды Fi-103. Летательный аппарат доставлялся к цели самолетом-носителем, затем летчик, направив машину к цели, должен был выпрыгнуть с парашютом. Шасси на самолете не было. По существу, это было оружие смертников, так как шансов благополучно покинуть пикирующий на большой скорости снаряд у летчика было крайне мало. Интересно, что одним из авторов этой идеи была женщина - летчик-испытатель капитан "Люфтваффе" Ханна Райч. К концу войны были построены 175 Fi-ЮЗ, но ни один из них не был использован в боевых действиях.

Рис. 300. Схема самолета EF-126

По проекту конструкторов фирмы "Юнкере" EF-126 также предполагалось снабдить ПуВРД, но более мощным - "Юмо-226" с расчетной тягой 500 кгс. Этот легкий одноместный самолет, как и Fi-103, должен был иметь прямое крыло и двухкилевое хвостовое оперение. Схожи были и размеры Fi-103 и EF-126. Но на этом сходство заканчивалось. Летчик на EF-126 располагался в носовой части фюзеляжа. Там же устанавливалось стрелковое оружие - две 20-мм пушки. Была изменена форма крыла, самолет снабдили лыжей для посадки. Взлет предполагалось осуществлять с помощью катапульты и пороховых ракет. По расчетам, EF-126 мог развивать скорость свыше 700 км/ч, имел потолок 7200 м, дальность - 320 км.

Первый экземпляр EF-126 был собран в Дессау в мае 1946 г. Он разбился на заводском аэродроме во время второго пробного полета на буксире за самолетом Ju-88. К осени были готовы еще четыре машины. В сентябре 1946 г. их разобрали, упаковали и отправили в СССР, в ЛИИ. Там в 1947 г. при участии немецких инженеров из ОКБ-1 на двух EF-126 выполнили 12 полетов, в том числе 5 - с включением двигателя. Так как ни катапульты, ни стартовых пороховых ракет в ЛИИ не имелось, взлет осуществляли с помощью самолета-буксировщика.

Одновременно велись испытания ПуВРД "Юмо-226" на стенде и в полетных условиях на самолете-лаборатории Ju-88. Стендовые испытания на заводе показали, что реальная тяга двигателя на 10 % выше расчетной, а удельный расход топлива -на 20 % ниже, однако его надежность была низкой, часто не удавалось запустить двигатель в полете.

Осенью 1947 г., в связи с запретом на пребывание иностранных специалистов на объектах, где шли работы по секретной тематике, испытания немецких самолетов в ЛИИ было приказано прекратить, а самолеты и немецких специалистов вернуть на > завод в Подберезье. В мае 1948 г. EF-126 перевезли на подмосковный аэродром в Теплом Стане, но из-за отсутствия самолета-буксировщика полеты не проводились.

EF-131. Самолет (рис. 301) представлял собой развитие опытного бомбардировщика Ju-287. На первом экземпляре Ju-287V-l до конца войны выполнены 17 испытательных полетов. Особенностью самолета было крыло обратной стреловидности (- 20°). Конструктор бомбардировщика - Г. Вокке выбрал такую схему для того, чтобы избежать срыва потока на концах крыла, характерного для обычных стреловидных крыльев.

В самом конце войны фирма "Юнкере" приступила к постройке второго экземпляра - Ju-287V-2. В отличие от прототипа на нем установили не четыре, а шесть реактивных двигателей - по три под каждым крылом. Самолет должен был развивать скорость 800 км/ч и нести до 4000 кг бомб. Этот незаконченный самолет и был взят за основу бомбардировщика EF-131.

Рис. 301. Самолет EF-131 (а) и его схема (б)

При всей внешней схожести Ju-287 и EF-131 последний нельзя считать копией немецкого бомбардировщика. Фюзеляж был целиком изготовлен заново и имел на 2,5 м большую длину. Отличалось по размерам и хвостовое оперение. Изменили форму и конструкцию предкрылка, обеспечивающего автоматический вывод самолета с закритического угла атаки. Нормальная взлетная масса машины равнялась 22 955 кг, силовая установка состояла из шести ТРД "Юмо-004В" по 900 кгс тяги каждый, вооружение - хвостовая пулеметная турель (2x13 мм). Для ускорения разбега предусматривалось применение 7 стартовых ракет тягой по 1000 кгс.

Самолет EF-131 доставили в СССР в августе 1946 г. Заводские летные испытания машины намечали закончить к августу 1947 г., затем самолет планировали показать в полете на воздушном параде в честь Дня авиации. Однако начало полетов пришлось отложить из-за того, что во время статических испытаний в ЦАГИ выявилась недостаточная прочность фюзеляжа. Работы по усилению конструкции первого экземпляра EF-131 заняли около двух месяцев. Одновременно на заводе шла сборка второго летного экземпляра. Она завершилась к концу года.

Первый полет EF-131 состоялся в ЛИИ 23 мая 1947 г. Самолет пилотировал немецкий летчик Пауль Юльге - летчик опытного завода № 1. По мнению летчика и наблюдениям с земли самолет обладал хорошими летными качествами. После посадки при пробежке самолета произошла небольшая авария - обрыв болта, соединяющего траверсы левой опоры шасси; самолет накренился на левый бок и коснулся земли одним двигателем (из группы в три двигателя).

Быстро закончить летные испытания бомбардировщика не удалось. Во время полетов обнаружились дефекты ("шимми" переднего колеса, вибрация хвостового оперения), на устранение которых ушло много времени. В результате до октября 1947 г. на EF-131 были осуществлены всего семь полетов общей продолжительностью 4,5 ч.

В июне 1948 г.- закончилась подготовка к новой серии испытаний бомбардировщика EF-131, которые должны были проходить на аэродроме в Теплом Стане. Но начать их не успели: 21 июня 1948 г. приказом министра авиационной промышленности работы по самолетам EF-126 и EF-131 были остановлены. Решение о прекращении испытаний немецких реактивных самолетов было вызвано появлением в СССР нового поколения ТРД с лучшими, по сравнению с немецкими двигателями, характеристиками: АМ-ТРДК-01 конструкции А.А. Микулина и ТР-1 конструкции А.М. Люлька. Самолеты EF-131 с "гроздьями" маломощных "Юмо" под крыльями и EF-126 с ненадежным и неэкономичным ПуВРД представляли собой уже устаревшие машины.

Рис. 302. Схема самолета EF-132

EF-132. Самолет EF-132 (рис. 302) проектировался как дальний бомбардировщик с крылом обычной стреловидности. В основании крыла должны были находиться шесть ТРД "Юмо-012" с тягой по 3000 кгс. Расчетная дальность самолета с 4000 кг бомб составляла 3900 км, максимальная скорость полета -950 км/ч.

Разработка этого весьма перспективного проекта началась в Дессау в 1946 г. под руководством Б. Бааде и продолжилась после депортации немецких специалистов. В 1947 г. по указанию Министерства авиационной промышленности проект был переделан под отечественные двигатели АМ-ТРДК-01. Тема была закрыта летом 1948 г. на стадии завершения макета бомбардировщика и рабочего проектирования отдельных частей и производственной оснастки.

EF-140. Бомбардировщик EF-140 (рис. 303) был первым самолетом немецких авиаконструкторов, спроектированным и построенным в СССР. Он представлял собой модификацию самолета EF-131, заключающуюся в установке двигателей А.А. Микулина АМ-ТРДК-01 и применении более мощного вооружения.

Так как тяга двигателей Микулина (3300 кгс) значительно превышала тягу немецких "Юмо-004", самолет из шестимоторного переделали в двухмоторный. Гондолы крепились к нижней поверхности крыла. Новая силовая установка потребовала существенной переработки топливной системы самолета.

На EF-131 имелась только одна пушечная турель в хвостовой части фюзеляжа, бронирование полностью отсутствовало. Главной защитой самолета считалась его скорость. С появлением на вооружении реактивных истребителей этого стало явно недостаточно. Поэтому на EF-140 установили две спаренные пушечные турели сверху и снизу фюзеляжа, ввели бронирование кабины. Экипаж самолета возрос с трех до четырех человек. У левого борта в передней части кабины находилось сиденье пилота, справа от него - место штурмана-бомбардира, за спиной пилота, лицом назад, размещался стрелок верхней турели. Радист (и одновременно он же стрелок нижней турели) также сидел лицом назад за спиной штурмана. Броневые плиты защищали экипаж от обстрела сзади и снизу. Бомбы общей массой до 4500 кг размещались в обширном бомбоотсеке в центральной части фюзеляжа.

Рис. 303. Схема самолета EF-140

Разработка самолета EF-140 началась в 1947 г. как инициативный проект ОКБ Бааде. В 1948 г., после осмотра макета, работа была утверждена правительством. При постройке самолета использовали второй экземпляр EF-131, что значительно ускорило его изготовление. В сентябре 1948 г. самолет был полностью подготовлен к испытаниям.

Летные испытания EF-140 проходили на аэродроме в Теплом Стане. Первый полет состоялся 30 сентября. Он продолжался около 20 мин и прошел без происшествий. Но начиная со второго полета (5 октября) обнаружились недостатки в работе двигателей. Из-за неудовлетворительной работы так называемого автомата дозировки топлива, установленного на АМ-ТКРД-01, регулировать тягу двигателя вручную оказалось очень трудно: он самопроизвольно изменял обороты, происходили рывки и раскачка самолета в полете. После седьмого полета испытания пришлось приостановить.

В 1949 г., после замены двигателей, полеты продолжили. 24 мая заводские испытания самолета были завершены. Максимальная скорость составила 904 км/ч, дальность полета - 2000 км.

Государственные испытания EF-140 не проводили. Вместо этого в мае 1948 г. коллективу ОКБ-1 было поручено переделать самолет в дальний разведчик. Этот вариант получил обозначение "140-Р".

Для достижения требуемой дальности (3600 км) и высоты (14 100 м) на самолете решили установить новые, более экономичные двигатели ВК-1. Кроме того, размах крыла увеличили с 19,4 до 21,9 м, а на концах крыла установили топливные баки, увеличивающие общий запас топлива до 14 000 л.

Самолет оборудовали двумя дистанционно управляемыми стрелковыми установками со спаренными пушками калибра 23 мм. Наводка пушек производилась с помощью перископических прицелов, дистанционное управление турелями - электрическое. В случае, если стрелок верхней пушечной установки был бы убит или ранен, турель могла быть подключена к прицелу и системе управления нижней турелью.

Самолет "140-Р" оснастили аппаратурой для ведения дневной и ночной разведки (фотоаппараты, осветительные бомбы и др.), которую разместили в передней части грузового отсека и в хвостовой части фюзеляжа.

В 1949 г. неподалеку от завода, в поселке Борки, был оборудован испытательный аэродром, так как военные были против приезда немецких специалистов на аэродром ВВС в Теплом Стане. Там, в Борках, и начались заводские испытания "140-Р". Испытывал самолет летчик И.Е. Федоров.

Первый полет был осуществлен 12 октября 1949 г. 20 октября самолет вторично поднялся в воздух. Оба полета были прерваны из-за сильной вибрации крыла. Самолет вернули на завод.

Рис. 304. Самолет "140-Б/Р" (а) и его схема (б)

Весной 1950 г., после доработки конструкции, вновь начались испытательные полеты. Так как тряска крыла не прекратилась, после второго полета испытания приостановили. К изучению проблемы подключились специалисты ЦАГИ. Было высказано предположение, что источником вибраций являлись расположенные на концах крыла баки. 18 июля 1950 г. правительственным решением все работы по самолету "140-Р" были прекращены.

Этим же решением были отменены испытания модификации самолета "140-Р" "140-Б/Р" (рис. 304), который мог бы применяться и как разведчик, и как бомбардировщик. ОКБ Бааде получило задание на разработку этой машины в августе 1948 г. При той же схеме и тех же двигателях самолет отличался от "140-Р" в основном внутренним оборудованием. В связи с усовершенствованием системы управления огнем экипаж сократили до трех человек. По расчетным данным при бомбовой нагрузке 1500 кг и запасе топлива 9400 л дальность полета "140-Б/Р" должна была составлять 3000 км, максимальная скорость -866 км/ч, практический потолок - 12 000 м.

К моменту выхода приказа о закрытии темы самолет был построен и частично прошел наземные испытания. Это был последний созданный в СССР самолет с крылом обратной стреловидности. После неудачных испытаний разведчика "140-Р" специалисты ЦАГИ пришли к выводу о нежелательности применения такого крыла в авиастроении.

"150". Последней работой ОКБ-1 явилось создание фронтового бомбардировщика с крылом обычной стреловидности -"150" (рис. 305). Принципиальное отличие самолета "150" от описанных выше машин заключалось в том, что он не был развитием немецких самолетов периода второй мировой войны, а представлял собой целиком новую конструкцию, разработанную с привлечением достижений авиационной науки и техники второй половины 1940-х гг. В его создании помимо специалистов-немцев принимали участие ученые ЦАГИ, сотрудники ВИАМ и некоторых других организаций. Прототипом самолета "150" был проект бомбардировщика РБ-2 (рис. 306), разработанный по инициативе Бааде и его сотрудников в 1948 г. По расчетам максимальная скорость этой 30-тонной машины с двумя ТРД ТР-3 должна была составлять около 1000 км/ч.

Проект рассматривался в ЦАГИ. В целом его одобрили, но для улучшения устойчивости и управляемости самолета порекомендовали внести изменения в конструкции системы управления и хвостового оперения. Модифицированный вариант получил обозначение "150". В 1949 г. был изготовлен макет самолета, начался выпуск рабочих чертежей.

Бомбардировщик "150" представлял собой высокоплан со стреловидным крылом, Т-образным оперением и двумя турбореактивными двигателями на пилонах под крылом. Экипаж - четыре человека. Вооружение - три спаренные пушечные турели.

Рис. 305. Бомбардировщик "150" (а) и его схема (б)

Фюзеляж состоял из трех частей. В носовой части располагалась гермокабина на трех человек: первый пилот, второй пилот (он же оператор радиолокационной установки) и стрелок, использующий для наводки верхней стрелковой установки поворотный перископический прицел. Снизу кабина была защищена броней. В хвостовой части была расположена еще одна гермокабина, в которой размещался стрелок-радист.

Рис. 306. Модель самолета РБ-2

Центральная часть фюзеляжа была занята бомбоотсеком, размеры которого позволяли брать до 6000 кг бомб. Там же могли быть установлены дополнительные топливные баки.

Стреловидность крыла - 35° по линии 1/4 хорд. Оно имело моноблочную конструкцию с панелями, подкрепленными внутренним гофром. В центроплане крыла располагались топливные баки. Взлетно-посадочная механизация состояла из двухсекционных закрылков. Элероны и рули высоты имели трехсекционную конструкцию, рули направления - двухсекционную. Разделение закрылков и рулевых поверхностей на секции было сделано для того, чтобы повысить боевую живучесть машины.

При проектировании самолета "150" дискуссировался вопрос о том, какие двигатели должны быть установлены на самолете. Б. Бааде высказывался за использование мощных ТРД конструкции А.А. Микулина АМ-03 тягой 8000 кгс. С.М. Алексеев, назначенный в 1948 г. главным конструктором завода, предлагал применить двигатели А.М. Люлька АЛ-5, менее мощные, но зато дававшие меньший прирост лобового сопротивления из-за меньших габаритов. После предварительных исследований выбор был сделан в пользу второго варианта.

Весьма необычной была система управления самолетом. Ее выполнили по необратимой схеме гидромеханического типа. Летчик отклонением ручки и педалей управления управлял поворотом кранов гидросистемы. В результате гидросмесь поступала то к одной, то к другой стороне гидромоторов, изменяя направление их вращения. Гидромоторы через редуктор и систему валов и передач отклоняли поверхности управления.

Так как аналогов подобной системе управления в авиастроении не было, она подверглась тщательным испытаниям. Они проводились на специально сконструированном стенде и на самолете Ju-388, применяемом на заводе в качестве летающей лаборатории.

Самолет "150" был первым построенным в СССР самолетом с двигателями на пилонах. Такая компоновка позволяла, с одной стороны, приблизить крыло к аэродинамически чистой поверхности и улучшить его несущие свойства, с другой - использовать вынесенные вперед двигатели в качестве противофлаттерных грузов.

Новым в конструкции самолета "150" было также шасси велосипедной схемы. В 1949 г. оно прошло проверку на опытном истребителе С.М. Алексеева И-215. По предложению Бааде задняя опора шасси была сконструирована таким образом, что ее высота могла быть уменьшена при взлете; при этом благодаря увеличению на 3° угла атаки крыла сокращалась длина разбега.

Среди других технических новшеств самолета следует отметить сотовую конструкцию топливных баков, препятствующую быстрому вытеканию топлива при простреле, Т-образную схему хвостового оперения, новую систему пожаротушения фугасного действия, широкое использование деталей из нового алюминиевого сплава В-95.

Из-за высокого уровня новизны конструкции процесс постройки самолета сильно затянулся. Если при создании бомбардировщиков EF-131 и EF-140 имелась возможность использовать части от их прототипов, то теперь практически все приходилось изготавливать заново, нередко обращаясь к помощи других заводов. В результате сборка первого экземпляра самолета завершилась только в 1951 г. Вскоре был готов второй экземпляр, предназначенный для статических испытаний на прочность.

В связи с тем, что размеры аэродрома в Борках не позволяли проводить испытания такого тяжелого самолета, как "150" (его взлетная масса - 38 000 кг - была в полтора раза больше, чем у "140"), после наземных проб бомбардировщик демонтировали и перевезли на новый заводской аэродром, оборудованный в Луховицах, более чем в 200 км от завода. На транспортировку, сборку и предполетную подготовку ушли несколько месяцев.

Самолет "150" впервые поднялся в воздух 5 октября 1952 г. До конца года успели провести восемь полетов. Они дали обнадеживающие результаты. Но начавшиеся снегопады не позволили закончить испытания до конца года.

Весной 1953 г. полеты продолжили. Их выполнял экипаж под руководством Я.И. Берникова. В апреле, во время 16-го полета, из-за преждевременного включения тормозов самолет коснулся ВПП заблокированными колесами и "пошел юзом". Но все обошлось сравнительно благополучно. После замены поврежденных колес начались новые полеты.

Беда случилась в праздничный день - 9 мая 1953 г. Заходя на посадку против солнца, Верников неверно рассчитал траекторию и слишком рано взял ручку "на себя". Самолет взмыл вверх, потерял скорость и упал на ВПП с высоты 5...10 м. Никто из экипажа не пострадал, но в результате аварии было сломано шасси (причем задняя опора пробила фюзеляж), повреждены двигатели и нижняя поверхность фюзеляжа.

Хотя летные испытания завершились неудачно, выполненные полеты продемонстрировали, что бомбардировщик "150" в целом соответствовал требованиям технического задания, а некоторые из них даже превысил. Например, максимальная скорость у земли оказалась на 60 км/ч выше запланированной.

Несмотря на это в МАП решили не восстанавливать поврежденный самолет и прекратить испытания. Являясь в момент разработки и начала постройки безусловно передовой машиной, к 1953 г. "150" уже не представлял большого интереса: к этому времени успешно закончились испытания реактивного бомбардировщика Ту-16, превосходящего по всем параметрам самолет Бааде.

Вскоре после этого ОКБ было закрыто и немецким специалистам разрешили вернуться на родину. Последние из них (в том числе Б. Бааде) покинули СССР летом 1954 г.

В 1958 г. на основе бомбардировщика "150" в ГДР создали реактивный пассажирский самолет "152". В серии он не строился.

"346". История этого необычного самолета, рассчитанного на достижение сверхзвуковых скоростей полета, такова. В 1944 г. Немецкий исследовательский институт планерных полетов (DFS) разработал проект экспериментального самолета DFS-346 [;с максимальной скоростью полета, соответствующей М = 2,5. Для достижения этой скорости на самолете планировалось установить два ЖРД фирмы "Вальтер" 509-109, применявшихся на ракетных истребителях Me-163. Самолет DFS-346 должны были поднимать на высоту 10 000 м с помощью самолета-носителя, затем он отсоединялся и совершал самостоятельный полет.

Постройка самолета началась за несколько месяцев до окончания войны. В 1946 г. по указанию Советского правительства группа немецких конструкторов под руководством Г. Рессинга продолжила эту работу. 29 сентября 1946 г. первый экземпляр самолета выкатили из сборочного цеха авиационного завода в Галле. После наземных испытаний его демонтировали и отправили в СССР.

Самолет "346" (рис. 307) представлял собой моноплан с крылом стреловидностью 45°. Конструкция - металлическая, за исключением герметической кабины летчика, имевшей деревянный каркас.

Рис. 307. Схема самолета "346"

На самолете не было привычного, выступающего из фюзеляжа фонаря кабины. Для максимального снижения лобового сопротивления летчика решили расположить в фюзеляже в лежачем положении. Кроме уменьшения поперечных размеров фюзеляжа, эта компоновка позволяет пилоту переносить большие перегрузки, чем при обычной схеме.

Пилотский отсек был отделен от основной части фюзеляжа воздухонепроницаемой перегородкой. Прозрачный фонарь из плексигласа выдвигался вперед, чтобы летчик мог попасть в самолет.

Самолет имел оригинальную систему аварийного спасения летчика. Гермокабина соединялась с фюзеляжем на взрывных болтах и, в случае необходимости, могла быть отделена от самолета. К задней стенке кабины был прикреплен парашют, стабилизирующий ее падение после отделения. На высоте 3000 м автоматически включалась система катапультирования человека, фонарь отделялся и летчик вместе с ложем выбрасывался из кабины. На высоте 1500 м раскрывался парашют летчика.

Система спасения обеспечивала покидание самолета даже в том случае, если летчик был без сознания. В этой ситуации отделение гермокабины осуществлялось автоматически - включался электрозапал взрывных болтов.

Крыло самолета имело постоянный профиль NACA с относительной толщиной 12 %. Конструкция крыла - однолонжеронная, с толстой работающей обшивкой. На задней кромке располагались закрылки и двухсекционные элероны.

Шасси было сделано в виде убираемой в фюзеляж лыжи. Отсутствие обычного колесного шасси объясняется тем, что самолет должен был подниматься на высоту подвешенным к самолету-носителю.

На "346" стояли два ЖРД фирмы "Вальтер" 509-109, смонтированные на общей раме. Топливные баки вмещали 552 л горючего и 1100 л окислителя. Из-за большого расхода топлива ракетным двигателем этого запаса хватало всего на несколько минут полета.

В СССР к испытаниям самолета готовились весьма тщательно. В связи с тем, что летчик должен был управлять самолетом в лежачем положении, в ЛИИ провели предварительные опыты по изучению особенностей пилотирования при такой компоновке. Для этого был использован серийный немецкий планер "Краних", переконструированный под лежачее положение пилота. По воспоминаниям летчика-испытателя М.Л. Галлая, летавшего на этой машине, горизонтальное положение оказалось весьма неудобным для пилотирования. Тем не менее возвращаться к обычной посадке пилота и делать выступающий из фюзеляжа фонарь кабины на "346" не стали, так как это заставило бы [почти полностью перестроить самолет и, кроме того, вызвало бы увеличение аэродинамического сопротивления.

Там же, в ЛИИ, провели испытания отделяемой кабины и катапультирующего устройства. С этой целью кабину от "346" с манекеном летчика подвешивали под фюзеляжем бомбардировщика В-25 и сбрасывали в полете. Испытания прошли успешно.

Рис. 308. Самолет "346" в натурной аэродинамической трубе Т-101 ЦАГИ

Аэродинамические исследования в натурной трубе Т-101 ЦАГИ (рис. 308) показали, что на больших углах атаки происходит интенсивный срыв потока с концов крыла, быстро распространяющийся на всю его поверхность и приводящий к потере устойчивости. Этого следовало ожидать, так как по всему размаху стояли профили одного типа, что нежелательно для стреловидного крыла. Для устранения указанного недостатка на верхней поверхности крыла второго экземпляра "346" установили четыре вертикальных гребня, препятствующих перетеканию потока вдоль размаха.

Модель самолета была испытана также в первой в СССР скоростной аэродинамической трубе Т-106. Выяснилось, что на околозвуковых скоростях возможна потеря эффективности органов управления. Поэтому было рекомендовано не превышать М = 0,8.

После окончания аэродинамических экспериментов экземпляр, доставленный в 1946 г. из Германии, прошел испытания на статическую прочность.

Во второй половине 1948 г. в ОКБ-2 была завершена постройка планерного варианта самолета - "346-П" (рис. 309). Он имел упрощенную конструкцию - без гермокабины, двигателя, топливных баков. Применение балласта позволяло изменять массу аппарата. С помощью "346-П" отрабатывалась техника отделения от самолета-носителя, проверялись устойчивость и управляемость аппарата при различных центровках, накапливался опыт пилотирования в лежачем положении и особенности посадки на лыжу. Испытывал "346-П" летчик-инженер Вольфганг Цизе, имевший 20-летний стаж полетов.

В 1946-1949 гг. на "346-П" были выполнены четыре полета. Аппарат подвешивали к самолету-носителю В-29, который поднимал его на заданную высоту, затем происходило расцепление, летчик-испытатель планировал к земле. Испытания проходили успешно, за исключением одного случая, когда Цизе не проконтролировал положение элеронов перед отделением от самолета-носителя. В результате "346-П" перевернулся через крыло, летчик с трудом смог выровнять машину.

Весной 1949 г. завод передал на испытания самолет "346-1". Он полностью соответствовал проекту, только вместо настоящего двигателя был установлен его макет. Масса самолета без топлива равнялась 3125 кг.

Все лето ушло на подготовку "346-1" к испытаниям на аэродроме в Теплом Стане. Первый полет состоялся 30 сентября 1949 г. Самолет подвесили под крылом В-29 (рис. 310) и подняли на высоту 9700 м. После отсоединения от носителя, который пилотировали летчики А.А. Ефимов и Н.А. Замятин, В. Цизе начал полет со снижением. На высоте 2500...3000 м он выдвинул из фюзеляжа посадочную лыжу и начал приземление. Однако расчет на посадку был сделан неточно и самолет подошел к аэродрому со скоростью, значительно больше расчетной. При приземлении лыжа от удара сложилась и самолет начал скользить по полосе на фюзеляже. Система привязных ремней летчика оказалась ненадежной - Цизе бросило вперед, он ударился головой о каркас фонаря и потерял сознание. Травма оказалась не очень тяжелой, и после лечения в госпитале В. Цизе вновь вернулся к летной работе.

Рис. 309. Планер "346-П"

Рис. 310. Самолет "346-1" под крылом В-29

Поврежденный самолет отремонтировали. Пока В. Цизе находился на лечении, испытания "346-1" продолжил летчик П.И. Казьмин. В первом же полете лыжа не зафиксировалась в выпущенном положении и в момент касания земли сложилась. Однако на этот раз посадка производилась на снег и все закончилось благополучно. Некоторое время спустя Казьмин совершил второй полет. Посадка опять была неудачной, так как летчик приземлился до начала взлетно-посадочной полосы. Вновь потребовался ремонт.

Несмотря на сложности с приземлением, было сделано заключение, что пилотажные свойства самолета в целом удовлетворительные и можно приступать к основной части программы: полетам с включением двигателя. Для этого был подготовлен второй летный экземпляр - "346-3" с настоящим ЖРД.

Сборка "346-3" завершилась в мае 1950 г. От первого экземпляра он отличался измененной формой горизонтального оперения с уменьшенной толщиной профиля и большей стреловидностью (рис. 311, см. рис. 307). В результате этих мероприятий допустимая скорость "346-3" возросла до величины, соответствующей М = 0,9.

Рис. 311. Самолет "346-3" под носителем Ту-4

Специально для испытаний "346-3" примерно в 100 км к юго-востоку от Москвы, вблизи города Луховицы, началось строительство нового заводского аэродрома. Строительные работы, изготовление необходимого для испытаний оборудования и перевозка на новое место авиатехники заняли несколько месяцев.

В начале 1951 г. оправившийся от травмы В. Цизе начал тренировочные полеты на планере "346-П", а 6 апреля совершил полет на "346-3" без включения двигателя. 15 августа 1951 г. Цизе впервые выполнил полет на "346" с использованием двигателя. Из-за ограничений по максимальной скорости использовалась только одна камера ЖРД, максимальная тяга двигателя при этом составляла 1570 кгс. Силовая установка была включена на высоте 7000 м через 1 мин 40 с после отделения от самолета-носителя. ЖРД проработал полторы минуты, затем были произведены планирующий полет и посадка.

Пилотирование самолета происходило в очень трудных условиях. При полете с работающим двигателем обнаружилась сильная боковая неустойчивость. И Цизе приходилось постоянно выравнивать крены элеронами. Ситуация усложнилась еще тем, что из-за плохой работы регулятора обогрева температура в кабине достигала 40° С и управлять самолетом в таких условиях было крайне трудно. По словам В. Цизе, он был на грани обморока.

После установки в кабине вентиляционных клапанов следующий полет (2 сентября) прошел вполне благополучно. Однако в третьем полете с включением двигателя произошла авария. Это случилось 14 сентября. Цизе отсоединился от самолета-носителя на высоте 9300 м. Включив двигатель, летчик продолжал набирать высоту, одновременно росла и скорость. После двух минут работы ЖРД скорость полета превысила 900 км/ч. Вскоре после этого Цизе сообщил по радио, что самолет потерял управление и падает. По приказу с земли он покинул самолет. Система спасения сработала безупречно. Отделение кабины произошло на высоте 6500 м, раскрылся стабилизирующий парашют, на высоте 3000 м катапультное устройство выбросило летчика из кабины, он приземлился на парашюте.

Специалисты, занимавшиеся изучением причин аварии, не пришли к единому мнению. По одной версии, самолет попал в штопор из-за ошибки пилота, согласно мнению других, Цизе превысил допустимую максимальную скорость и в результате перераспределения давления на крыле и оперении потерял контроль над машиной.

В связи с тем, что при использовании менее чем половины максимальной тяги двигателя самолет развивал скорость более 900 км/ч, можно предположить, что при включении обеих камер сгорания он мог бы превысить скорость звука. Но несовершенство аэродинамической схемы не позволяло провести такое испытание.

Разработка самолета "346" явилась самой дорогостоящей программой опытного завода № 1. За период с апреля 1946 г. по сентябрь 1951 г. на нее было затрачено 55 млн руб.

"486". На основе самолета "346" в ОКБ-2 под руководством бывшего конструктора фирмы "Хейнкель" 3. Гюнтера в 1949 г. был разработан проект сверхзвукового истребителя-перехватчика "486" по схеме "бесхвостка" с треугольным крылом малого удлинения (рис. 312). В качестве силовой установки предполагалось применить многокамерный жидкостный ракетный двигатель. Взлет должен был осуществляться со стартовой тележки, посадка - на лыжу.

Для проведения предварительных испытаний и снятия летных характеристик на скорости до 500 км/ч в 1950 г. на заводе построили деревянный планер "466", повторяющий по схеме самолет "486". Начались его продувки в натурной аэродинамической трубе ЦАГИ. Однако к этому времени стало очевидно, что применение ЖРД на боевых самолетах нецелесообразно, так как продолжительность полета слишком мала. Поэтому в июне 1951 г. МАП прекратил финансирование темы. Вскоре ОКБ-2 было закрыто, его сотрудников распределили по другим отделам завода.

Итак, попытка использования немецких специалистов для развития советской реактивной авиации не дала заметных результатов. Ни один из спроектированных ими самолет не пошел в серию. Одной из причин неуспеха была бесперспективность ряда конструкторских идей, положенных в основу концепции этих летательных аппаратов. Как показало время, ни крыло обратной стреловидности, ни использование ЖРД или ПуВРД в качестве силовой установки не нашли широкого применения в авиации.

Однако основной причиной низкой эффективности работы немецких специалистов в СССР в 1947-1953 гг. была неправильная организация их участия в авиастроении. Собранные на территории завода в Подберезье и изолированные от остального мира, они могли лишь отдавать накопленный опыт, но не приобретали новых знаний. Из-за присущей советскому руководству шпиономании их не пускали ни в ЦАГИ, ни в ЛИИ, ни в какие-либо другие научно-конструкторские организации. В результате их творческий потенциал так и остался на уровне знаний конца второй мировой войны.

Рис. 312. Схема самолета "486"

Самолеты и мотопланеры МАИ

Авиетка БРО-9 с вибропредкрылками. Большой опыт, приобретенный при создании самолета с вибропредкрылком А.И. Болдырева, и многочисленные экспериментальные работы были использованы при создании одноместной авиетки с вибрирующим предкрылком на базе легкого планера для первоначального обучения БРО-9.

В 1954 г. А.Я. Васильев во время производственной практики с группой студентов осуществил свой проект. Этот "студенческий" самолет имел взлетную массу 175 кг в пилотируемом варианте. Предусматривались беспилотные полеты с помощью дистанционного управления во время испытаний. Привод вибрирующих предкрылков осуществлялся от двух спаренных двигателей "Ридель" с воздушным охлаждением общей мощностью 20 л.с. (14,7 кВт).

Наземные испытания выявили недостаточную прочность механизма привода предкрылков. В полете авиетка не испытывалась.

Мотопланер МАК-15МП. Для снижения расходов на обучение пилотов-планеристов и автономного взлета планера без применения самолета-буксировщика М.А. Кузаков в 1956 г. разработал новую модификацию своего серийного планера МАК-15 -МАК-15МП.

Мотопланер МАК-15МП (рис. 313) был спроектирован и изготовлен в МАИ. Он имел двухтактный пятицилиндровый звездообразный двигатель воздушного охлаждения ВП-760 конструкции В.В. Полякова с максимальной мощностью 23 л.с. (16,9 кВт) при 2350 об/мин, эксплуатационная мощность (0,6 номинальной) 14 л.с. (10 кВт). Масса сухого двигателя 24 кг, рабочий объем 760 см3. Воздушный винт - двухлопастный, деревянный, диаметром 1,3 м.

Доработки планера были незначительными. Двигатель крепился к мотораме, сваренной из стальных тонкостенных труб. На приборной доске установили приборы контроля двигателя. Кабину закрывал каплеобразный фонарь, отформованный из цельного листа оргстекла, без каркаса. За спинкой сиденья пилота разместили бензобак, а его заправочную горловину - под фонарем. Двигатель тщательно закапотировали. На воздушный винт установили дуралюминовый кок. Для плавного сопряжения фонаря с фюзеляжем сделали легкий гаргрот. Нижняя часть фюзеляжа кроме гаргрота имела обтекатель на колесе. Таким образом, аэродинамика планера от установки двигателя практически не пострадала.

Рис. 313. Мотопланер МАК-15МП

Испытания мотопланера МАК-15МП проводились с 20 августа по 10 сентября 1956 г. по программе, утвержденной ЦК ДОСААФ; ведущий летчик-испытатель А.А. Чеботарев. Во время испытаний проверялись летные данные при буксировке за самолетом, а также определялись устойчивость и управляемость в свободном полете с работающим и неработающим двигателем.

Мотопланер взлетал с выключенным двигателем на буксире за самолетом Як-12М на скорости 55...60 км/ч. Как на буксире, так и в свободном полете особенностей пилотирования мотопланер не имел. Его взлетно-посадочные данные с неработающим двигателем практически соответствовали характеристикам планера МАК-15. С работающим двигателем, как на взлете, так и на посадке, мотопланер имел хорошие устойчивость и управляемость. Максимальная скороподъемность -0,8...1 м/с при скорости 70 км/ч. Максимальная высота полета с работающим двигателем - 2250 м. Двигатель в полете запускался довольно легко. Максимальное аэродинамическое качество - 16,7.

Мотопланер получился в общем удачным, но требовались доработка и устранение некоторых недостатков двигателя.

Мотопланер МАК-15М с вибропредкрылком. В 1956-1957 гг. в МАИ в лаборатории кафедры проектирования самолетов был спроектирован и изготовлен на базе серийного планера мотопланер МАК-15М с вибропредкрылком А.И. Болдырева.

Главный конструктор мотопланера М.А. Кузаков, систему вибрирующих предкрылков разработал А.И. Болдырев, механизм привода предкрылков и двигатель разработал В.В. Поляков на базе своего двигателя ВП-760 мощностью 23 л.с. (16,9 кВт).

Предкрылок занимал две трети размаха крыла. Двигатель установили в зоне стыковки центроплана. В остальном планер МАК-15М остался без изменений. Предварительно испытали летающие модели, выполненные Б.С. Блиновым в масштабе 1:5. Мотопланер был изготовлен в учебно-производственных мастерских МАИ и испытывался на земле на территории института. Замерялась тяга, и испытывалась система привода вибропредкрылка. Тяга, создаваемая предкрылком при работе на месте, была около 50 кгс (500 Н).

На малых частотах колебаний предкрылка возникали вибрации привода. На расчетных режимах работы предкрылка вибрации снижались, но нагрузки на привод были все же большими. Неудовлетворительной оказалась конструкция предкрылка с использованием пенопласта в качестве заполнителя. При испытаниях часть нервюр от вибрации вышла из строя. Планер стоял на открытом воздухе и разрушился. От проведения дальнейших испытаний отказались.

Самолеты МАИ-58 и МАИ-62. В 1957-1958 гг. студенты МАИ во главе с А.И. Пьецухом, который был руководителем темы, спроектировали легкий спортивный самолет МАИ-58 (рис. 314). Авторами проекта были студенты-дипломники Д. Пипко и С. Симонова. В работе принимали участие студенты В. Абрамович, Н. Мартиросов, В. Волошин и др. По всем вопросам, возникавшим в процессе работы над новым, довольно оригинальным самолетом, студентов консультировали Е.С. Войт, З.А. Мелик-Саркисян, В.А. Манучаров.

Рис. 314. Схема самолета МАИ-58

МАИ-58 - свободнонесущий низкоплан с крылом малого удлинения типа "обратной чайки". В изгибах крыла установлены очень низкие основные опоры шасси в обтекателях. Это, с одной стороны, приближало крыло к взлетно-посадочной полосе и обеспечивало увеличение экранного эффекта за счет обратного V-образного центроплана. С другой стороны, схема самолета позволяла применить воздушный винт большого диаметра -1,76 м (лишь в 2,4 раза меньше размаха крыла). Удачной компоновке способствовал, кроме того, рядный двигатель воздушного охлаждения с верхним расположением вала винта. Фюзеляж, максимальная ширина которого была всего 0,6 м, являлся продолжением плоского капота двигателя. Почти сразу же за фонарем кабина пилота переходила в стреловидный киль с Т-образным цельноповоротным стабилизатором. Руль направления в нижней части был выполнен в виде хвостового обтекателя фюзеляжа и хвостового колеса. В нем размещалось управляемое (поворотное вместе с рулем) колесо. Самолет строился в 1958 г. в основном студентами в лаборатории кафедры конструкции и проектирования самолетов.

Были изготовлены моторный макет, продувочные модели и образец для испытаний. Самолет имел малые размеры: размах крыла - 4м, длина самолета - 4,05 м. Двигатель - четырехцилиндровый "Вальтер-Минор" в 105 л.с. (77,2 кВт). Шасси неубираемое, в небольших обтекателях. Впервые было применено Т-образное оперение в сочетании со стреловидным килем и с цельноповоротным стабилизатором. Спустя много лет они стали широко использоваться на планерах и транспортных самолетах.

До летных испытаний дело не дошло, так как самолет, к сожалению, окончательно не был построен.

Самолет МАИ-58 - удачный пример минимизации в легком самолетостроении, получившей большое распространение в последующие годы (особенно после постройки самолетов серии ВД-5). Кроме того, самолет имел хорошие перспективы для последующих модификаций (с сохранением взлетной массы в пределах 500 кг). Для этого конструкторы выбрали для самолета двигатель, имевший ряд модификаций: 140, 160, 180 и 210 л.с. (103; 118; 134; 154,5 кВт). Эти двигатели с унифицированными узлами крепления и незначительным увеличением массы различались лишь применением наддува, непосредственного впрыска топлива и увеличением числа цилиндров (до шести).

Легкий спортивный самолет МАИ-62 (рис. 315) был спроектирован и построен в 1961-1962 гг. Авторы конструкции - студенты В. Рыцарев, И. Авдошин, В. Пушкин, О. Тищенко. Ведущий конструктор - А. И. Пьецух. Самолет разрабатывался совместно с авиаспортклубом МАИ. Он был выполнен по схеме "летающее крыло", со стреловидными консолями и центропланом ромбовидной формы. Так как стреловидность задней кромки центроплана была обратной, максимальная его хорда была довольно большой - 4м. Это позволяло ожидать хороших взлетно-посадочных характеристик за счет влияния близости земли. У самолета МАИ-62 была довольно оригинальная форма крыла в плане, которая, как показали современные исследования, значительно расширяет диапазон летных характеристик самолета. Интегральная схема компоновки (примером которой и является МАИ-62) получила в настоящее время всеобщее признание и находит широкое применение.

Рис. 315. Самолет МАИ-62

Для улучшения продольной устойчивости планера конструкторы применили стреловидные консоли, на концах которых установили рули высоты, что значительно (до 3,5 м) увеличило плечо горизонтального оперения.

В месте стыковки консолей с центропланом были установлены основные опоры шасси, закрытые обтекателями. К концевым хордам консолей перпендикулярно продольной оси самолета шарнирно крепились горизонтальные рулевые поверхности -рули высоты. На задней кромке консолей между рулями высоты и обтекателями шасси имелись элероны.

Вертикального оперения самолет не имел. Продольное управление у него, как у обычного самолета. Предполагалось, что улучшению путевой устойчивости будет способствовать пилон двигателя, имевший вместе с капотом достаточно большую поверхность. Путевую управляемость обеспечивали рулевые поверхности, которые служили рулями высоты (отклоняясь вверх и вниз) и могли одновременно расщепляться (наподобие закрылка типа "Крокодил"). При нажатии на левую педаль рулевые поверхности на левой консоли расщеплялись, увеличивая аэродинамическое сопротивление, и самолет разворачивался влево. При нейтральном положении педалей рулевые поверхности были плотно сжаты без нарушения исходного профиля рулей высоты.

Самолет имел неубираемое трехколесное шасси с передним колесом. В носовой части центроплана размещалась закрытая фонарем кабина пилота. Фонарь кабины переходил в комбинированный пилон-капот двигателя с толкающим двухлопастным винтом из дуралюмина. На втулке винта устанавливался кок. Самолет обладал чистыми аэродинамическими формами, был изготовлен из дерева с применением дуралюмина, имел сравнительно малые размеры. Двигатель "Хирт", рядный, воздушного охлаждения, мощностью 80 л.с. (58,8 кВт). Самолет испытывал А. И. Пьецух в 1965 г. Были пробежки и подлеты, двигатель работал неустойчиво, сильно перегревался, особенно на малой скорости, так как не было принудительного обдува потоком воздушного винта.

Рис. 316. Планер МАИ-63

Мотопланер МАИ-63М. В 1963 г. студенты МАИ В. Пушкин, В. Рыцарев, Г. Беспалов, Е. Васильев и другие под руководством А.И. Пьецуха спроектировали и построили одноместный планер-паритель МАИ-63 цельнометаллической конструкции по схеме "летающее крыло". Он имел трапециевидный центроплан и стреловидные консоли большого удлинения (рис. 316), максимальное расчетное аэродинамическое качество - 35 при скорости снижения 0,61 м/с. Испытания на уровне подлетов и пробежек проводил А.И. Пьецух в аэроспортклубе МАИ в Алферьеве в 1964 г.

В 1965 г. МАИ-63 был модифицирован в мотопланер МАИ-63М. Над центропланом на пилоне, сваренном из стальных труб, установили двигатель ВП-760. Испытания мотопланера проводил на аэродроме аэроклуба ДОСААФ в Чертанове А.И. Пьецух. Двигатель работал неустойчиво. Мотопланер не летал: были подлеты и пробежки.

Самолеты ХАИ

ХАИ-17. Первым послевоенным летающим самолетом Харьковского авиационного института стал ХАИ-17. В 1957 г. группа студентов, решившая собственными силами спроектировать и построить небольшой спортивный самолет, организовала кружок, которым руководил В.В. Решетников. В работе над проектом самолета помощь студентам оказал доцент Л. Арсон. Главный конструктор O.K. Антонов поддержал энтузиастов. На предприятии, которым он руководил, выделил производственную площадь, где и был построен самолет ХАИ-17 (рис. 317).

ХАИ-17 - одноместный свободнонесущий низкоплан. Мотоциклетный двигатель М-61К мощностью в 30 л.с. (22 кВт) располагался за кабиной пилота и был снабжен четырехлопастным воздушным винтом изменяемого шага. Хвостовая часть фюзеляжа балочной конструкции. Шасси трехколесное.

Весной 1959 г. ХАИ-17 был поднят в воздух В.В. Решетниковым. Испытания показали, что при полетной массе 352 кг машина развивает скорость 148 км/ч и может подниматься на высоту 2300 м.

Работа студентов, продолживших традиции 1930-х гг., оказалась весьма необходимой. Совет института поручил доценту П.В. Дыбскому организовать в ХАИ студенческое конструкторское бюро (СКБ). Под руководством В.В. Решетникова - первого начальника и главного конструктора СКБ - были разработаны "Положения" и "Устав" СКБ ХАИ. В мае 1959 г. первое на Украине СКБ начало свою работу. Десять студентов, участников проектирования и постройки самолета ХАИ-17, получили медали "За лучшую научную студенческую работу СССР".

ХАИ-18. В 1960 г. под руководством В.В. Решетникова в СКБ ХАИ было начато проектирование двухместного учебно-тренировочного самолета ХАИ-18. Внешне ХАИ-18 походил на своего предшественника ХАИ-17. Это свободнонесущий моноплан с низкорасположенным крылом большого размаха, толкающим винтом и трехколесным шасси. Основной материал - дерево. Места ученика и инструктора размещались друг за другом. Управление двойное. Предполагалось, что с мотоциклетным двигателем мощностью 50 л.с. (36,8 кВт) ХАИ-18 будет иметь скорость 210 км/ч, потолок 4250 м и полетную массу около 500 кг.

В 1962 г. детально проработанный проект ХАИ-18 был передан на один из авиазаводов, но построен не был.

В работе над проектом принимали участие студенты В. Гайдачук, А. Курилин, В. Лейбов, С. Решетникова, Л. Стариков и др. Они же на авиазаводе начали изготовление самолета, но из-за отсутствия двигателя было принято решение перепроектировать самолет под имеющийся двигатель М-332.

Рис. 317. Самолет ХАИ-17 (а) и его схема (б)

ХАИ-19 - второй самолет, построенный в СКБ (рис. 318). Проектирование его и постройка были осуществлены за три месяца в 1961 г. Главный конструктор - начальник СКБ В.В. Решетников. В работе принимали участие студенты Б. Заславский, С. Готенков, А. Сазонкин, В. Люшнин, С. Решетникова и др. Первый испытательный полет на ХАИ-19 выполнил В.В. Решетников.

Рис. 318. Самолет ХАИ-19 (а) и его схема (б)

После ряда успешных полетов в 1962-1963 гг. самолет демонстрировался на Выставке передового опыта Украинской ССР.

ХАИ-19 - одноместный свободнонесущий низкоплан цельно-деревянной конструкции. При его постройке использованы агрегаты потерпевшего аварию ХАИ-17.

Фюзеляж ферменной конструкции с верхним закругленным гаргротом. Крыло - однолонжеронное с фанерным носком -снабжено закрылками щелевого типа. Обшивка крыла полотняная. Двигатель мотоциклетный М-16К, снабженный редуктором и четырехлопастным воздушным винтом. Шасси трехколесное с управляемым носовым колесом. Колея шасси 1,2 м, база - 1,7 м.

ХАИ-20 - следующая работа СКБ ХАИ. Самолет спроектирован в 1963 г. Главные конструкторы и руководители работ -В.П. Люшнин и В.В. Решетников. Над созданием самолета работали В. Гайдачук, А. Гонтарь, А. Олефер, Л. Стариков, Г. Чуб, А. Пильняк, С. Решетникова и др.

За основу самолета ХАИ-20 (рис. 319) был взят проект двухместного ХАИ-18, который был перепроектирован в одноместный с двигателем М-332.

ХАИ-20 - свободнонесущий моноплан с низкорасположенным крылом, толкающим винтом и трехколесным неубирающимся шасси. Основной материал - дерево, использовались также пластик и металл.

Фюзеляж полумонококовой конструкции. В передней его части - кабина пилота со съемным фонарем. Центроплан и фюзеляж представляют собой одно целое.

Крыло трапециевидной формы состоит из консолей и центроплана. Съемные консоли однолонжеронной конструкции с работающим на кручение фанерным носком и полотняной обшивкой. Такими же по конструкции являются хвостовое оперение и все рулевые поверхности. Центроплан двухлонжеронный, полностью обшит фанерой. Щелевые закрылки расположены на центроплане и консолях. Элероны с аэродинамической компенсацией.

На самолете установлен авиационный двигатель М-332 (ЧССР), четырехцилиндровый, рядный, воздушного охлаждения, максимальная мощность 140 л.с. (103 кВт). Двигатель закреплен на каркасе фюзеляжа в районе центроплана. Винт толкающий, металлический, изменяемого шага, реверсивный.

Управление самолетом смешанное. Ручка управления и педали соединены с соответствующими рулевыми поверхностями тягами и тросами. Управление закрылками электродистанционное. Педали посредством тяг и качалок дополнительно связаны с поворотной носовой опорой шасси.

Рис. 319. Самолет ХАИ-20 (а) и его схема (б)

Осенью 1967 г. ХАИ-20 прошел цикл заводских испытаний. Первым поднял самолет в воздух один из его создателей Г. Чуб. Испытательные полеты, проходившие на высоте до 300 м, подтвердили расчетные данные. Общий налет на ХАИ-20 составил 15 ч.

Самолеты РИИГА

Самолет "РИИГА-1". Одной из первых студенческих работ Рижского института гражданской авиации был легкий самолет "РИИГА-1" (рис. 320), который строился в 1961-1964 гг. студентами Ф. Мухамедовым, Г. Ивановым, А. Лесиковым и В. Пришлюком.

Эскизный проект разработал Ф. Мухамедов. Консультировал студентов и помогал им в работе сотрудник кафедры института Д.П. Осокин. Самолет был выполнен по схеме среднеплан. Его особенностью было использование в конструкции готовых узлов и агрегатов от серийных планеров. Это позволило сравнительно быстро создать в производственных условиях института легкую, надежную и вполне совершенную конструкцию.

Самолет имел однолонжеронное подкосное деревянное крыло с фанерной обшивкой, с интерцепторами и подвесными щелевыми закрылками для улучшения взлетно-посадочных характеристик. Хвостовое оперение обычной схемы также деревянное с цельноповоротным килем, обтянуто полотном. Шасси трехопорное с хвостовой опорой, без амортизации. Передние опоры пирамидальные, из стальных труб. Фюзеляж ферменный, сварной из хромансилевых труб, имел полукруглый деревянный гаргрот. В средней части фюзеляжа, за пилотской кабиной, установлен топливный бак на 22 л. Обшивка полотняная (перкаль), натянута на продольные деревянные стрингеры. Они не только держали обшивку, но и придавали фюзеляжу обтекаемую форму.

Кабина пилота закрытая, оснащена комплектом навигационных приборов и приборами контроля работы двигателя. Фонарь из органического стекла толщиной 3 мм.

Самодеятельные конструкторы рассчитали свою машину под несколько типов отечественных мотоциклетных двигателей -М-61К, М-62 и К-750 мощностью 26...30 л.с. (19...22 кВт). Для улучшения характеристик винта они поставили редуктор с передаточным числом 2,3. Максимальное число оборотов в минуту снижено до 2100. Корпус редуктора литой, валы выточены из стали марки ЗОГСА.

Воздушный винт диаметром 1,6 м и относительным шагом 0,7 м выполнен из ясеня. Тяга на месте - 70 кгс (700 Н).

Авиетка демонстрировалась с 1965 г. на студенческих выставках, проходила наземные испытания: пробежки, поддеты, но полеты не производились главным образом из-за запретов на полеты самодеятельных конструкций. Во время одной из пробежек в 1966 г. было повреждено шасси.

Во время работы над этой первой конструкцией в РИИГА сформировалась инициативная группа студентов. Она была поддержана профессорско-преподавательским составом (К.Д. Миртовым, В.Е. Касторским, Д.П. Осокиным и др.). В 1964 г. было создано студенческое конструкторское бюро РИИГА. В СКБ были построены самолеты, автожиры, натурная копия самолета "Илья Муромец" и аппараты на воздушной подушке.

Авиетка "Душанбе". Интересно отметить, что авторы самолета "РИИГА-1" Ф. Мухамедов и Г. Иванов еще до поступления в институт, будучи школьниками старших классов, построили в 1958-1960 гг. авиетку в городе Душанбе. Авиетка получила название "Душанбе". Построена и спроектирована она была в городском Доме пионеров. Вместе с Ф. Мухамедовым и Г. Ивановым ее строили В. Пашков, В. Кожин, Н. Алексеев.

Эскизный проект и конструкция самолета были разработаны Ф. Мухамедовым. Начинающим авиаконструкторам помогал летчик-планерист и конструктор Н. Лавриненко.

Авиетка "Душанбе" (рис. 321) выполнена по классической схеме, конструкция цельнодеревянная. Основные материалы: авиационная сосна и фанера. Шасси трехопорное, ферменной конструкции. Кабина пилота оборудована навигационными приборами. Технологически все агрегаты авиетки были выполнены чисто и аккуратно (сказались опыт и квалификация ее строителей-автомоделистов) .

Рис. 320. Самолет "РИИГА-1" (а) и его схема (б)

Рис. 321. Авиетка "Душанбе"

Силовая установка - четырехцилиндровый поршневой двигатель воздушного охлаждения "Цундап", мощность - 50 л.с. (36,8 кВт). Воздушный винт двухлопастной, деревянный, диаметром 1,2 м, развивал статическую тягу 90...100 кгс (900... 1000 Н).

Испытания проводил Н. Лавриненко. Было выполнено несколько полетов. Авиетка быстро разгонялась, легко набирала высоту, устойчиво летала на скорости 150...160 км/ч. Испытания были прекращены из-за неполадок в двигателе и аварии при развороте самолета на малой высоте.

Мотопланер "РИИГА-2" ("Рекорд"). Спроектирован и построен в СКБ РИИГА в 1963-1965 гг. для учебно-тренировочных полетов, а также для установления рекорда дальности полета для поршневых самолетов 2 категории по международной классификации спортивных самолетов (полетная масса 500... 1000 кг) (рис. 322).

Авторы эскизного проекта и конструкции - Ф. Мухамедов, Г. Иванов и В. Пришлюк - за основу взяли пилотажный планер А-13 ОКБ O.K. Антонова. Была спроектирована и изготовлена новая средняя часть фюзеляжа с кабиной пилота и расположенным в ее носовой части поршневым двигателем М-332 мощностью 105 л.с. (77,2 кВт).

Рис. 322. Схема мотопланера "РИИГА-2"

Рис. 323. Самолет "РИИГА-3" (а) и его схема (б)

При взлетной массе 950 кг и массе топлива 600 кг расчетная дальность полета мотопланера составляла около 5 500 км. Был изготовлен натурный демонстрационный макет. Испытания не проводились.

Туристский самолет "РИИГА-3" (рис. 323). Спроектирован и построен в 1965-1967 гг. Авторы эскизного проекта и конструкции - студенты 5-го и 6-го курсов Ф. Мухамедов, Р. Щавинский, М. Заруцкий.

Это была одна из первых попыток создания в студенческом КБ самолета туристского класса. Самолет имел просторную комфортабельную четырехместную кабину и сдвоенное штурвальное управление. Были использованы агрегаты, узлы и силовая установка от серийного чехословацкого самолета "Аэро-145". Двигатель воздушного охлаждения М-332 мощностью 140 л.с. (102,9 кВт). Расчетная дальность полета 900 000 м, крейсерская скорость 180 км/ч.

Самолет был построен, но до испытаний его не довели.

Самолет студентов Воронежского авиатехникума

В 1965 г. учащиеся Воронежского авиационного техникума под руководством В. Душутина начали постройку самолета "Внук Октября". В работе самодеятельного КБ "Дружба" приняли участие учащиеся 2-го курса Н. Коровин, В. Ставницкий, В. Плутахин, А. Люков и др.

Самолет "Внук Октября" (рис. 324) - одноместный свободнонесущий моноплан - еще один вариант "Небесной блохи" А. Минье.

Двухлонжеронное переднее крыло и однолонжеронное заднее -цельнометаллической конструкции с полотняной обшивкой. Двигатель мотоциклетный К-61 мощностью 28 л.с. (20,6 кВт).

Управление самолетом осуществлялось поворотом мотоциклетного руля вокруг вертикальной оси: влево - вправо и движением его на себя - от себя. Летчик размещался на мотоциклетном сиденье и был защищен мотоциклетным ветровым стеклом.

Рис. 324. Схема самолета "Внук Октября"

Постройка самолета продолжалась три года. 7 ноября 1968 г. готовый самолет "Внук Октября" был вывезен на демонстрацию. Сведений об испытаниях нет.

Самолеты авиаконструкторов-любителей

Самолет "Валерий Чкалов". Э.И. Зэлик - в прошлом заточник ростовского завода "Красный металлист" - свой первый самолет начал строить вместе с Г.Г. Шиловым в 1948 г.

Об этой интересной работе конструкторов-энтузиастов "Комсомольская правда" 8 сентября 1950 г. в статье "Крылатая мечта" сообщала следующее: "Эта история произошла совсем недавно, место ее действия - Ростов-на-Дону, герои - два глухонемых паренька. История могла бы показаться невероятной, если бы не письма и документы, подтверждающие, что все случившееся -достоверно. Два года назад Эдуард Иванович Зэлик и Георгий Георгиевич Шилов решили построить настоящий самолет. Ребята приступили к постройке самолета. Вначале юные конструкторы сделали фюзеляж, затем крылья и хвостовое оперение. Остановка была за мотором. После долгих поисков Эдуарду и Георгию удалось раздобыть где-то на городской свалке давно отслуживший свой век мотор от самолета По-2. Много времени ребята провозились с ним, и, наконец, мотор ожил. Гордым именем "Валерий Чкалов" была названа эта замечательная машина. Этот самолет много летал.

Рис. 325. Г. Шилов и Э. Зэлик у самолета "Валерий Чкалов"

По существу, это был первый и пока единственный случай, когда конструкторами и летчиками-испытателями были два глухонемых авиаконструктора-самоучки. Это был первый послевоенный самолет в нашей стране, построенный энтузиастами".

Самолет хорошо летал в двухместном варианте с двигателем М-11 и стандартным воздушным винтом. "Валерий Чкалов" (рис. 325) - расчалочный высокоплан. Крыло снизу имело три расчалки, а сверху над фюзеляжем была установлена стойка, состоящая из четырех труб, к которой крепились верхние расчалки крыла. Для начинающих авиаконструкторов создание такого самолета было выдающимся достижением.

Впоследствии Э.И. Зэлик построил аэросани, катер и два легковых автомобиля, один из которых служил особенно долго. Был даже сделан вертолет собственной конструкции.

Работы Я.А. Артемчука. Яков Артемчук, провоевав всю войну пулеметчиком, демобилизовался в 1947 г. годным к нестроевой службе. В 1953 г. житель Житомира Я. Артемчук построил свой первый самолет, по конструкции напоминающий будущий златоустовский самолет "Малыш". Это был одноместный высокоплан с подкосным крылом и классическим оперением.

К сожалению, отсутствие каких бы то ни было навыков самолетовождения привело к поломке самолета в первом же испытательном полете. Испытывал самолет сам конструктор. Мастер на все руки, Я. Артемчук построил аэросани, автомобиль-амфибию, ветроэлектростанцию, автожир, а в 1970-1980 гг. несколько самолетов, которые отличались хорошими летными качествами. В этой работе ему помогали сыновья Василий и Николай.

Самолет М.Г. Ляхова (рис. 326). Скульптор по образованию, М.Г. Ляхов построил в 1961 г. за девять месяцев свой самолет, который он назвал "Винтолет".

Крыло самолета, имеющее в плане форму диска, предполагалось сделать складывающимся по типу веера. Причем отдельные секторы должны были вкладываться друг в друга. Кроме того, дисковое крыло в плане должно было обеспечить низкую посадочную скорость и устойчивость полета при больших углах атаки.

В центральной части диска был выполнен кольцевой канал, в котором вращались два соосных воздушных винта. Винты с помощью цепной передачи приводились в движение от двух мотоциклетных двигателей М-72 воздушного охлаждения.

Крыло деревянной конструкции с полотняной обшивкой. Полотно пропитано составом, который М.Г. Ляхов разработал самостоятельно. Состав состоял из авиамасла, олифы, растворителя и стеарина.

Элеронами служили центральные поворотные секторы крыла, хвостовое оперение крестообразной схемы.

Полетная масса самолета 300 кг, длина 6 м. Ширина со сложенным дисковым крылом 2 м. Со сложенным крылом "Винтолет" мог двигаться по шоссе, как автомобиль, на трехколесном шасси с передним колесом. Колеса мотоциклетные, тормозные.

Рис. 326. Самолет М. Ляхова (а) и его схема (б)

Специалисты ЦАГИ, которые заинтересовались работой М.Г. Ляхова, советовали воздушные винты сделать поворотными. В этом случае винты, установленные в горизонтальной плоскости в кольцевом канале, при соответствующей мощности моторов могли бы обеспечивать "Винтолету" вертикальные взлет и посадку.

Самолет В. Богомолова. В г. Грозном В. Богомолов в 1961 г. построил один из самых маленьких самолетов в мире (рис. 327). Самолет имел шасси с хвостовым колесом. На мотораме перед крылом располагался мотор мощностью 6 л.с. с тянущим воздушным винтом. Размах крыла 3,5 м, длина самолета 2,3 м, масса конструкции 29 кг. Крыло многощелевое, что обеспечивало создание значительной подъемной силы на больших углах атаки. Во время полета летчик лежал, что уменьшало сопротивление, позволяя обойтись без фюзеляжа и добиться самых малых размеров летательного аппарата. Хвостовое оперение V-образное, его рули выполняли одновременно функции элеронов, рулей направления и высоты. Управление осуществлялось одной ручкой.

Рис. 327. Самолет В. Богомолова

Самолет испытывал сам конструктор, используя склон горки для разгона. В. Богомолов отрывался от земли и пролетал на авиетке более километра на высоте 2 м. Самолет был устойчив в полете. Минимальная скорость составляла всего 40 км/ч из-за многощелевого крыла.

Самолет "Ленинградец". Построен В. Тацитурновым, Л. Костиным и Л. Секириным. К изготовлению чертежей они приступили в апреле 1961 г., а через год машина была готова к испытаниям. После пробежек и некоторых доделок Лев Костин совершил первый подлет. Первый полет по кругу выполнил Валерий Тацитурнов.

"Ленинградец" (рис. 328) - подкосный одноместный высокоплан. Фюзеляж смешанной конструкции, обшит фанерой толщиной 1...2 мм. В носовой части фюзеляж имел металлическую ферму, образованную хромансилевыми трубами диаметром 20 мм. Подмоторная рама смонтирована из таких же труб диаметром 25 мм.

Рис. 328. Самолет "Ленинградец" (а) и его схема (б)

Киль, гаргрот и форкиль целиком заполнены пенопластом и обтянуты тканью. Кабина застеклена плексигласом.

Крыло двухлонжеронное, в основном деревянной конструкции. Нервюры ферменные из сосновых реек толщиной 10... 15 мм. Крыльевые подкосы из дуралюминовых труб диаметром 34 мм. Законцовки крыла из пенопласта.

Конструкции стабилизатора, рулей высоты и направления -такие же, как и у крыла. Все закругления оперения, а также носки рулей целиком заполнены пенопластом и обтянуты тканью.

Шасси обычной схемы, с хвостовым колесом. Основные опоры с масляно-пневматической амортизацией. Колеса размером 135...350 мм, без тормозов. Свободно ориентирующееся хвостовое колесо снабжено дополнительной резиновой амортизацией. Воздушный винт деревянный, двухлопастный, диаметром 1600 мм, относительный шаг - 0,6.

На самолете было совершенно несколько длительных полетов. Один из них проходил на высоте 2000 м. Во время испытаний была достигнута наибольшая скорость полета - 160 км/ч.

"Ленинградец" налетал около 20 ч. На нем летали летчики-инструкторы аэроклуба и летчики "Аэрофлота". "Даже в таком виде, как он есть, без доводок, я берусь ставить на нем мировой рекорд", - говорил о "Ленинградце" мастер спорта В. Шакулин.

В конце октября 1962 г. на аэродроме ДОСААФ под Ленин-градом А.А. Балуев выполнил обширную программу испытаний, налетав четыре часа. С новым воздушным винтом А.А. Балуев выполнял на "Ленинградце" фигуры высшего пилотажа.

К сожалению, ни разрешения на установление мирового ре-корда, ни разрешения на дальнейшие полеты получено не было. В одном из полетов по причине нарушения летчиком техники пилотирования самолет потерпел аварию.

Самолеты М. Артемова. Первый самолет М. Артемова (без названия) был построен в 1962 г. в поселке Сартас Туркменской ССР. При изготовлении фюзеляжа был использован старый шкаф, а для шасси были приспособлены колеса от мотоцикла. Свободонесущий одноместный моноплан А. Артемова отрывался от земли при разгоне с горы и пролетал всего около 50 м. Следующий его самолет "Спутник" мог уже пролетать несколько кило-метров. Впоследствии М. Артемов построил несколько оригинальных самолетов с отличными летно-техническими данными.

Самолет "Жуверда". В Шилуте (Литовская ССР) в 1961 г. группа авиаконструкторов-любителей под руководством пилота-инструктора аэроклуба В. Кенсгайла решила создать микросамолет, взяв за основу некоторые агрегаты серийного планера А-2.

Конструкторы сочли возможным использовать для будущего самолета двухцилиндровый двигатель от мотоцикла М-72 мощностью 22 л.с. (16,2 кВт). Для оптимальной работы двигателя с воздушным винтом диаметром 1,7 м пришлось установить на двигатель редуктор, снижающий максимальное число оборотов до 2700 в минуту.

"Жуверда" - одноместный подкосный высокоплан деревянной конструкции с обшивкой из фанеры и полотна. Самолет имел усиленную хвостовую балку треугольного сечения с вертикальным и горизонтальным оперением, усиленным тросовыми расчалками и подкосами. Шасси самолета пирамидальное, из стальных труб. Опоры шасси с амортизацией, колеса от мотороллера "Вятка". Хвостовая опора колесная, колесо монолитное из мягкой резины.

Бензобак емкостью 20 л был установлен в центроплане. Топливо к двигателю подавалось самотеком.

Кабина самолета закрытая, с дверцей на правой стороне. На приборной доске установлены основные пилотажные приборы и тахометр.

Самолет был создан за полгода. Строили его зимой и весной, а летом 1961 г. "Жуверда" (в переводе с литовского - чайка) совершила свои первые полеты. На самолете много летали. Самолет имел хорошие устойчивость и управляемость и довольно большую для маломощных самолетов вертикальную скорость -2,5 м/с.

Мотопланер "Литовский пионер". В конце 1962 г. П. Лауренчикас и С. Норейко, студенты Каунасского политехнического института, построили мотопланер для самостоятельных учебных и парящих полетов с автономным взлетом. За основу конструкции был принят серийный планер КАИ-12. Работали в планерном клубе г. Паневежиса. Для мотопланера был использован двухцилиндровый двигатель от мотоцикла "Ирбит" мощностью 30 л.с. (22 кВт) с толкающим воздушным винтом, установленный на подмоторной раме над центропланом. Основной топливный бак емкостью 1,4 л находился в фюзеляже над двигателем. В носовой части планера установили дополнительную опору с колесом. Двигатель имел редуктор для снижения числа оборотов до 2000 в минуту. Диаметр винта 1,4 м.

В конце августа 1964 г. мотопланер "Литовский пионер" совершил первый полет. Полеты проводились в зоне аэродрома на высоте 30 м в одноместном варианте. Потом П. Лауренчикас и С. Норейко летали вместе. Летали и другие пилоты. Был выполнен перелет из Паневежиса в Шядуву на расстояние 40 км с тремя посадками. Обратно, из Шядуву в Паневежис, перелет был выполнен на высоте 700 м без посадок. В 1964 г. "Литовский пионер" налетал 3 ч, совершив более 20 полетов. Мотопланер был прост в управлении, имел вертикальную скорость 2 м/с и длину разбега (с двумя пилотами) 200 м.

Работы Балуевых. Летчик Анатолий Агафонович Балуев, мастер спорта СССР, член сборной страны по высшему пилотажу 1962 г., освоил более 36 типов самолетов и вертолетов.

В 1964 г. в Ярославле А. Балуев организовал группу энтузиастов-авиаконструкторов, которая построила два сверхлегких летательных аппарата. В группу входили А.И. Тараканов, А.П. Петухов, И. Саватенков, В. Балуев, В. Головков и др.

Там же был построен один из первых наших мотодельтапланов. Проектировал мотодельтаплан В.Н. Ефремов. За основу проекта взяли схему аппарата с гибким крылом Рогалло, о полетах которого сообщалось в зарубежной печати. Каркас аппарата изготовили из деревянных труб по следующей технологии: длинные деревянные брусья распилили вдоль на две половины, каждую половину выдолбили внутри, а затем склеили. В результате получили толстостенную деревянную трубу. На собранный из таких труб каркас натянули прорезиненную ткань. Получилось гибкое крыло дельтавидной формы в плане. Под крылом установили колесную мототележку с сиденьем пилота и двигателем воздушного охлаждения от мотоцикла "Иж-Планета" мощностью 15 л.с. (11 кВт) с толкающим воздушным винтом. Летательный аппарат назвали "Ахиллес".

В 1964 г. мотодельтаплан испытывал А. Балуев. Делались пробежки. Во время подлета на высоту 7...8 м обнаружилось, что крылатый "Ахиллес" имеет свою ахиллесову пяту. Слабое место конструкции - малая жесткость каркаса, обусловленная отсутствием мачты и недостаточным числом тросовых растяжек. При резком увеличении нагрузок в полете каркас деформировался, аппарат потерял управление от провисания тросов, а затем свалился от потери скорости. Мотодельтаплан не восстанавливался. Мототележка, поставленная на лыжное шасси, использовалась зимой как аэросани, максимальная скорость которых была около 100 км/ч.

Рис. 329. Самолет "Малыш"

Второй сверхлегкий аппарат был спроектирован по схеме подкосного высокоплана деревянной конструкции. В работах участвовали В.Н. Ефремов и школьники старших классов НА. Балуев и В.П. Кондратьев, впоследствии автор нескольких спортивных самолетов.

Самолет "Малыш". Микросамолет "Малыш" (рис. 329) спроектирован и построен в Златоусте под руководством Л А Комарова авиамоделистами Дворца пионеров. На проектирование и постройку самолета ушло около двух лет. В марте 1964 г. "Малыш" перевезли на лед златоустовского пруда, 12 апреля на самолете был выполнен первый полет. До января 1968 г. "Малыш" совершил несколько сот полетов общей продолжительностью 235 ч. В хорошем состоянии самолет передали в краеведческий музей города.

Приветственный адрес создателям "Малыша" прислал генеральный конструктор O.K. Антонов. "Без всяких скидок, -писал Олег Константинович, - можно сказать, что создание такого самолета - большая творческая удача не только для Вас, но и для любого конструктора!"

"Малыш" - одноместный подкосный высокоплан. Конструкция самолета цельнодеревянная, обшивка из полотна и тонкой фанеры.

Специально для "Малыша" был спроектирован и изготовлен поршневой двухтактный двигатель ЛК-2. Двухлопастный деревянный винт имел диаметр 1,4 м.

Фюзеляж был ферменно-расчалочный. Вся его носовая часть до кабины пилота включительно обшита фанерой. В кабине установили указатели скорости, высоты, поворота и скольжения, вариометр. Проводка от рычагов управления к рулям - тросовая, а к элеронам - смешанная.

Шасси у "Малыша" лыжное. Полеты осуществлялись только зимой со снежного покрова златоустовского пруда.

Крыло разъемное в центре с постоянной по размаху шириной и плавными кольцевыми закруглениями. Профиль - Кларк-Y -имел относительную толщину 11,7 %. Конструкция крыла однолонжеронная. Крыло крепилось к верхней части фюзеляжа пилоном из стальных труб. Киль выполнен заодно с хвостовой частью фюзеляжа. Крепление стабилизатора к фюзеляжу обеспечивало регулировку угла установки.

На "Малыше" совершались полеты продолжительностью более 1 ч при скорости ветра до 10 м/с. Расчетный потолок 3800 м, но на такой высоте полеты не выполнялись. Максимальная скорость - 180 км/ч - достигнута при крутом планировании, скорость отрыва от земли 60 км/ч, скорость горизонтального полета 130 км/ч.

Самолет "Аист". В Доме пионеров г. Лысьва Пермской области в 1964 г. был организован кружок юных планеристов. Кружок организовал Владимир Вьюгов, вернувшись со службы на флоте. У юных планеристов, отремонтировавших старый планер БРО-9 и целый год летавших на нем, родилась идея создать самолет собственной конструкции.

Самолет проектировался и строился под руководством В.К. Вьюгова. Под подкосное однолонжеронное крыло деревянной конструкции от планера БРО-9 был спроектирован фюзеляж с хвостовым оперением и трехопорным шасси с хвостовым колесом. Передние опоры шасси с пружинной амортизацией, колеса взяли от мотороллера "Вятка". Крыло крепилось над фюзеляжем на опоре из шести стальных труб и продольной деревянной балки коробчатого сечения.

Кабина самолета открытая, с небольшим ветровым стеклом. Фюзеляж деревянной конструкции в верхней части имел гаргрот овального сечения. Оперение самолета нормальной схемы, усиленное подкосами.

Кабину самолета, который получил название "Аист" (рис. 330), оборудовали указателем скорости, высотомером, вариометром, компасом, тахометром, трехстрелочным индикатором контроля работы двигателя и вольтметром. Предусматривалось место для радиостанции. На самолете установили пятицилиндровый двигатель воздушного охлаждения ВП-760 конструкции В.В. Полякова мощностью 25 л.с. (18,4 кВт).

Рис. 330. Самолет "Аист"

2 мая 1966 г. "Аист" совершил свой первый полет. Его испытывал Л.В. Беньковский. Самолет имел хорошие устойчивость и управляемость. Общий налет был больше трех часов.

В 1967 г. "Аист" экспонировался в Москве на ВДНХ СССР. Самолет пользовался большой популярностью у посетителей выставки.

Самолет "Блоха" Е. Кузнецова (Нижний Тагил). Свой первый самолет Е. Кузнецов (совместно с В. Якимовым) построил за два года. Самолет имел размах крыла 12 м и длину 6 м. Шасси трехколесное. Кабина закрытая. Оставалось только установить двигатель, но во время пожара самолет сгорел. Следующий самолет - "Блоха" - под руководством Е. Кузнецова был построен на Нижнетагильской городской станции юных техников за полтора года.

С 7 ноября 1967 г. на самолете было совершено несколько сот полетов как с колесным, так и с лыжным шасси.

"Блоха" - подкосный высокоплан (рис. 331) с открытой одноместной кабиной. Крыло и подкосы от планера БРО-11 Хвостовое оперение самолета деревянной конструкции обтянуто полотном. Размер стабилизатора 2,4 м, площадь горизонтального оперения 1,5 м2.

Рис. 331. Самолет "Блоха"

Фюзеляж ферменной конструкции из тонкостенных дуралюминовых труб диаметром 25 мм, схваченных расчалками из стальной проволоки диаметром 1,5 мм. Обтяжка фюзеляжа полотняная. Передняя и задняя стенки кабины, выполненные из дуралюмина, служили силовыми шпангоутами фюзеляжа. Проводка управления в основном тросовая, тяга к элеронам - жесткая.

Шасси двухопорное, пирамидальное, с поперечным креплением; амортизационные стойки самодельные, стальные. Костыль управляемый. Двухцилиндровый двигатель собственной конструкции с использованием частей двигателя от мотоцикла "Иж-Юпитер", форсированный, мощностью 30 л.с. (22,5 кВт), число оборотов - 3000 в минуту, масса - 35 кг. Капот двигателя дуралюминовый. Подмоторная рама сварной конструкции, ферменная, выполнена из стальных цельнотянутых труб.

Разборный микросамолет состоял из фюзеляжа, разъемного крыла, оперения. Транспортировка производилась в разобранном состоянии за автомобилем "Москвич".

Сборка (или разборка) самолета осуществлялась за 30 мин.

Самолет М.П. Колчина. Авиамоделисты при Доме культуры поселка Парфино Старо-Русского района Новгородской области под руководством М.П. Колчина построили самолет. Первые четыре машины, созданные юными умельцами, упорно не хотели летать, и только пятая поднялась в воздух.

Над последней конструкцией М.П. Колчин работал в 1960-1965 гг. Самолет, получивший название "Воробей", выполнен по схеме подкосного высокоплана. В 1966 г. самолет испытывал А.А. Балуев и совершил на нем несколько полетов. Конструкция самолета смешанная - металл и дерево, обшивка в основном полотняная. Крыло деревянной конструкции от планера БРО-11. Фюзеляж самолета обычной конструкции с традиционным хвостовым оперением. Шасси состояло из колеса (зимой лыжа) и хвостовой опоры в виде костыля.

На самолете, масса которого 195 кг, был установлен двигатель мощностью 18 л.с. (13,3 кВт) с тянущим воздушным винтом. Самолет совершил более 10 полетов, самый продолжительный из которых длился 40 мин. На приборной доске минимум пилотажных приборов: высотометр, указатель скорости и компас, указатель крена и скольжения.

Самолет "Воробей" постоянно совершенствовался. На нем устанавливали различные двигатели. Шасси сделали трехопорным с хвостовой опорой и пирамидальными передними опорами. Версия с двухцилиндровым двигателем воздушного охлаждения К-750 мощностью 28 л.с. показана на рис. 332.

Рис. 332. Самолет М.П. Колчина

Работы Р. Бекшты. В г. Шяуляе Ромас Бекшта создал ряд довольно оригинальных летательных аппаратов. Многие технические решения он воплотил в реальные конструкции. Первой его работой из серии аппаратов, выполненных по схеме "утка", стал в 1947 г. мотопланер РБ-4 с двигателем мощностью 4 л.с. (2,9 кВт). Возможности реализовать проект не оказалось.

В 1965-1966 гг. группа студентов Каунасского политехнического института под руководством инженера Р. Бекшта спроектировала и построила одноместный тренировочный мотопланер.

Самолет Л.Ф. Маетняка. Перед войной Л.Ф. Маетняк летал в аэроклубе, был инструктором планерного спорта и уже тогда мечтал построить свой самолет.

Самолет "Мечта" Л.Ф. Маетняк начал строить еще в 1937 г. в Пятигорском Доме пионеров. В 1939 г. самолет был построен, осталось закончить обтяжку фюзеляжа, но испытать его конструктор не успел, был призван в армию.

На фронте после тяжелого ранения ему пришлось через три месяца службы расстаться с авиацией. После войны Маетняк кем только не работал: маляром и художником-оформителем, механиком и мотогонщиком в цирке. Но со своей мечтой Л.Ф. Маетняк никогда не расставался.

В 1964 г. Л.Ф. Маетняк начал строить самолет, впоследствии получивший название УЛ-100, а в 1968 г. впервые испытал его. Но настоящих полетов не было, были подлеты на несколько метров. Двигатель собственной конструкции мощностью 60 л.с. (441,1 кВт) не обеспечивал необходимой для нормального полета тяги. Мощность двигателя пришлось увеличивать.

УЛ-100 - свободнонесущий двухместный моноплан деревянной конструкции с двигателем мощностью 85 л.с. (62,5 кВт). Двигатель Л.Ф. Маетняк сделал сам, взяв три цилиндра от авиационного двигателя АИ-14. Модифицированный самолет УЛ-100 имел взлетную массу 260 кг. Крыло его по схеме обратной "чайки" имело размах 10 м.

Махолеты

Создание летательного аппарата с машущим крылом было и остается мечтой многих авиаконструкторов-энтузиастов. От Леонардо да Винчи до О. Лилиенталя идея летать подобно птице не покидала человечество.

Проблемой машущего крыла были увлечены знаменитый немецкий аэродинамик А. Липпиш и генеральный конструктор O.K. Антонов. В ОКБ O.K. Антонова в 1952 г. А.Ю. Маноцковым на базе рекордного планера А-9 был спроектирован и построен планер "Кашук" (рис. 333), имевший подрессоренные машущие крылья. Амплитуда колебаний концов крыла с учетом его упругих деформаций превышала 4 м.

Рис. 333. Схема планера с машущим крылом "Кашук" А.Ю. Маноцкова

Анализ полученных при испытаниях результатов показал, что упругая подвеска крыла увеличивает аэродинамическое качество и обеспечивает наивыгоднейшую скорость планирования. Это обстоятельство особенно благоприятно для полетов на максимальную дальность.

Многие исследователи за рубежом занимаются проблемой машущего крыла. Американский ученый Пол Б. Макриди, чей мускулолет перелетел через Ла-Манш в 1979 г., уже около 20 лет работает над проектом махолета.

Хорошим стимулом в работе для изобретателей и конструкторов махолетов является премия Крамера, предназначенная за успешный перелет через Ла-Манш на аппарате с машущим крылом любого типа, даже без пилота на борту, пилотируемого в автоматическом режиме. Ниже кратко изложены работы по махолетам в СССР с 1951 по 1965 г.

Над проблемой машущего полета долгое время работал летчик-истребитель, участник Великой Отечественной войны Д. В. Ильин из подмосковного поселка Тайнинка. Он создал несколько моделей махолетов. В 1958 г. он получил авторское свидетельство на махолет и тогда же построил махолет с мускульным приводом.

Аппарат имел два гибких крыла, подкрепленных трубчатым каркасом. Они крепились на спине пилота. Привод машущих крыльев пилот осуществлял руками с помощью двух рычагов.

Тогда же построил свой мускулолет Серебряков-Зябриков из Сестрорецка Ленинградской области.

В 1959 г. впервые в СССР летающий велосипед построил В.А. Бойцов из Советской Гавани. Обычный велосипед был оснащен легким крылом и хвостовым оперением.

В это же время испытывает свой орнитоптер "Кондор" художник и скульптор М.Г. Ляхов. Орнитоптер имел силовую раму, к которой крепились сиденье пилота, маломощный поршневой двигатель и трехопорное шасси с носовым колесом.

В 1958 г. в Чите летчик-испытатель С.А. Топтыгин испытал мускулолет "Икар-1" (рис. 334), моноплан с нормальным хвостовым оперением и машущим крылом. В центре масс под крылом размещался пилот, который с помощью тяг и рычагов приводил в движение машущее крыло, закрепленное шарнирно на центроплане.

Размах крыла "Икара-1" - 10,7 м, площадь - 13 м2, удлинение -10; масса конструкции 28 кг.

Рис. 334. Махолет "Икар-1"

С.А. Топтыгин усовершенствовал свой аппарат и в 1959 г. испытал мускулолет "Икар-2", на котором он впервые взлетел на высоту более 1 м над землей. Аппарат, как и предыдущий, имел гибкое крыло. Машущие поверхности при взмахе меняли угол установки вдоль размаха. Масса аппарата возросла на 4 кг. Удлинение было увеличено до 12. Размах крыла был 11,5 м.

А 1962 г. С.А. Топтыгин испытал мускулолет "Икар-3" с увеличенной до 15 м2 площадью крыла. Была улучшена кинематическая схема привода машущего крыла. На концах крыла с помощью шарниров крепились гибкие консоли с размахом 2,5 м, имевшие увеличенный вдвое угол их отклонения по сравнению с центральной частью машущего крыла.

Некоторые конструкторы-любители строили моторные летательные аппараты с машущим крылом.

В 1963 г. на Тушинском аэродроме испытывался махолет ША-1 А.В. Шиукова и В.М. Андреева. Для привода машущего крыла махолет имел двигатель от мотоцикла "Ява-350", который по расчетам должен был обеспечить взлет аппарата массой 400 кг. Махолет ША-1 испытывал член сборной СССР по высшему пилотажу мастер спорта А.А. Балуев.

Это была не первая конструкция известного авиатора, авиационного специалиста, бывшего начальника Воздухофлота Московского военного округа, красвоенлета А.В. Шиукова. Свой первый махолет с мускульным приводом он построил еще в 1908 г. в Тифлисе, будучи учеником гимназии.

Д.В. Ильин из Подмосковья в 1960 г. после махолета с мускульным приводом построил моторный махолет с приводом от мотоциклетного двигателя. Тогда же махолет с двигателем разработал и построил Н.Г. Подсадник из Москвы.

Известный летчик, конструктор, изобретатель И.Н. Виноградов, автор нескольких легких самолетов и популярной в 1950-е гг. книги "Аэродинамика птиц-парителей", хорошо известен авиаконструкторам-энтузиастам и конструкторам махолетов под аббревиатурой ИН.

Виноградов получил больше десятка авторских свидетельств на изобретения в области создания летательных аппаратов с машущим крылом (на гибкое крыло, крыльчатые ветродвигатели и т.п.).

В 1962 г. И.Н. Виноградов разработал проект двухместного махолета с двигателем мощностью 150 л.с. (110,3 кВт) и с гидравлическим приводом машущего крыла. Для махолета предполагалось использовать пятицилиндровый двигатель воздушного охлаждения М-11.

Под руководством И.Н. Виноградова в Риге в СКБ РИИГА в 1965-1966 гг. разработан проект махолета "Махоциклет" с двигателем мощностью 5 л.с. (3,7 кВт). Крыло "Махоциклета" выполнено двухсекционным. Оно имело перьевые законцовки. Размах крыла составил 6,8 м, площадь крыла - 10,4 м2. Основу конструкции "Махоциклета" составлял мопед "Рига-5". Для устойчивости при разбеге на мопед устанавливались два опорных боковых колеса. Двигатель мопеда был форсирован до 5 л.с. (3,7 кВт). Работы по созданию "Махоциклета" не были завершены. На конструкцию было выдано авторское свидетельство.

В 1962-1965 гг. на одной из кафедр МАИ студент Н.В. Волошин организовал экспериментальные работы по проблемам машущего полета. Группа, изучающая машущий полет, в которую вошли В. Цыганков, А. Мокроус и А. Абросимов, разработала действующую модель махолета МК-1 и проект махолета на базе стандартного планера с двигателем мощностью 24 л.с. На основании экспериментальных данных по модели ОРЭМ-4 спроектирован моторно-мускульный орнитоптер ранцевого типа с мотором мощностью 3 л.с.

Расчеты подтвердили целесообразность применения на планере концевых машущих крыльев, приводимых в движение мускульной силой пилота. Разработкой мускулолетов с машущим крылом больше четверти века занимался житель Риги O.K. Германис. Он не имел специального образования и строил свои махолеты, полагаясь на интуицию. Первый махолет О. Г. Германис построил в 1961 г., затем в 1965-1986 гг. строились модификации махолета (без существенных изменений). Конструкция махолета выполнена из дерева и обтянута синтетической пленкой (типа полиэтилена), фюзеляж прямоугольной формы. Пилот располагался горизонтально и при помощи рычагов приводил в движение машущее крыло, шарнирно закрепленное на силовых шпангоутах фюзеляжа. Оперение состояло только из цельноповоротного стабилизатора.

Махолет был построен в городской квартире. Масса конструкции махолета 32 кг. До испытаний махолет доведен не был.

Таблицы к главе 12