высоты   nу,   мы  можем   получить
положительное или отрицательное изменение энергии, т. е. nx будет
положительным  или  отрицательным. В  частном случае есть такой  маневр, при
котором  nx колеблется  около нулевой  величины,  и  этому  будет
соответствовать некоторое  значение коэффициента  перегрузки nya.
Эта  величина  максимальной перегрузки nyа при условии сохранения
энергии  hэ  =const  является  важнейшим  фактором,  определяющим
маневренные возможности самолета.
     Способ определения nya для конкретных значений высоты полета
и веса самолета излагается в курсах динамики полета. Однако для  определения
nya есть более простой  путь.  В  статье о тяжелых  самолетах  мы
приводили выражение для максимальной подъемной силы, которую может развивать
самолет в течение длительного времени, т. е. при постоянстве энергии:
     Ymax=Ky(Nl)2/3(r/ro)
1/3
     При               винте               фиксированного               шага
Ky~6,8(KA)1/3,  при винте изменяемого шага,
дающего  увеличение   коэффициента  полезного  действия   винта  и  мощности
двигателя       благодаря      повышению      его       числа      оборотов,
Ky~7,2(KA)1/3.  В итоге  получим  выражения
для  максимального коэффициента перегрузки  самолетов выпущенных ранее  1935
г., с винтами фиксированного шага:

     Для  самолетов более позднего  выпуска  с  винтами изменяемого в полете
шага, обеспечивающими постоянство оборотов двигателя, получим

     Поскольку аэродинамическое качество КA входит в  формулу под
кубичным корнем, его можно определять довольно грубо.
     Полетный   вес   самолета  складывается   из   веса  пустого   самолета
G0, в который входят  вес конструкции, вес двигательной установки
и вес части  оборудования, которое необходимо для  полета, независимо от его
назначения. Это оборудование обычно называют несъемным, в  отличие от другой
части оборудования,  которое включается в нагрузку. В величину G0
входят и веса баков, трубопроводов, электропроводки  и т. п.,  т. е.  всего,
что относится к конструкции самолета и не предназначено для легкой съемки.
     В вес  самолета входит, кроме того, вес топлива GT,  который
обычно  выражают в виде доли  от полного  веса GT/G. Третью часть
полетного  веса составляет вес нагрузки  Gнaгp, в который  входят
вес  летчика,  вес  необходимого  ему  снаряжения,  вес  парашюта, оружия  и
боеприпасов. Вес нагрузки  тоже удобно  представить  в виде доли от  полного
веса Gнaгp/G.  Теперь выражение для перегрузки  можно представить
следующим образом:

     Величина перегрузки определяется тремя основными факторами:
     1)   значением   Ку=6,8(Кmax)1/3   или
Ку=7,2(Кmax)1/3 для винта изменяемого шага;
величина Ку связана с аэродинамическим качеством самолета;
     2)   значением   величины     ,  которая  определяет  степень  нагружения  самолета
топливом  и полезной  нагрузкой;  если эта  величина  мала, то  полет  будет
кратковременным, а вооружение самолета слабым;
     3)            значением            параметра            KG0=
G0/(Nl)2/3,  который имеет  очень важное  значение для
характеристики  не только  маневренных  самолетов,  но  и  самолетов  любого
назначения.
     Величина
Ky/KG0=ny0=Ymax/G
дает соотношение максимальной  подъемной  силы и веса пустого  самолета. Для
получения  самолета  с  высокими  маневренными  характеристиками  необходимо
уменьшать значение  KG0,  что  может быть  достигнуто уменьшением
веса  конструкции  и  применением  более  легких двигателей. У  маневренного
самолета конструкцию  нельзя облегчать за счет  уменьшения запаса прочности,
хотя в  истории самолетостроения и были отдельные примеры, когда маневренные
самолеты были недостаточно  прочными.  Наиболее  легкими являются  двигатели
воздушного  охлаждения, и  маневренные  самолеты,  как  правило,  снабжались
такими двигателями.
     Относительный вес топлива не может быть очень малым, иначе время полета
окажется  незначительным. Если при  состязаниях  по  высшему пилотажу  можно
иметь минимальный запас топлива, соответствующий  выполняемой программе,  то
для самолета-истребителя  запас топлива необходим не  только для обеспечения
достаточного времени нахождения над полем боя. Полное израсходование топлива
в условиях  воздушного боя может оказаться гибельным  для летчика, поскольку
самолет  становится  беспомощным.  Запас топлива у маневренных  истребителей
лежит в пределах 10-14% взлетного веса.
     Увеличение  аэродинамического  качества  хотя и способствует  улучшению
маневренности, но  в  слабой  степени. Наконец, маневренность улучшается при
уменьшении относительного веса нагрузки. Поскольку сама нагрузка может  быть
уменьшена только за счет уменьшения веса оружия, боеприпасов и оборудования,
необходимых для ведения воздушного боя, то  возможности здесь небольшие. Что
касается относительного веса полезной нагрузки, то она будет убывать по мере
увеличения  веса самолета,  а  значит,  и  мощности  двигателя. Поскольку  в
истории  развития  маневренных  истребителей   происходил   неуклонный  рост
мощности  двигателей  и  полетных  весов,   уменьшение  относительного  веса
полезной нагрузки определяло рост максимальной перегрузки при маневре.
     Переход на  винты  изменяемого  шага  существенно  повысил  маневренные
характеристики самолетов, особенно при полете  на больших высотах. При винте
фиксированного  шага двигатель  развивает полную мощность  только при полете
самолета  на максимальной  скорости  на  расчетной  высоте.  При  уменьшении
скорости и увеличении  высоты винт оказывается "тяжел", т. е. число оборотов
его уменьшается и соответственно уменьшается мощность двигателя.
     Своеобразный эффект  дает применение высотных двигателей. На высотах от
расчетной  (где мощность двигателя максимальна) и выше  маневренные свойства
самолета значительно повышаются. Однако на  малых высотах мощность двигателя
оказывается пониженной (особенно  при отсутствии многоскоростной передачи  к
нагнетателю) и маневренные свойства самолета ухудшаются.
     ОБЗОР  ИСТОРИИ  РАЗВИТИЯ
МАНЕВРЕННЫХ ИСТРЕБИТЕЛЕЙ 1914-1920 гг.

     Выше мы  изложили методику анализа маневренных характеристик самолетов.
Ею  мы  воспользуемся и при обзоре  истории развития  маневренных самолетов.
Рассмотрим  самолеты  периода первой мировой войны 1914-- 1919 гг. и периода
между  двумя  мировыми войнами,  т. е.  1919-- 1939  гг. В качестве объектов
рассмотрения возьмем  самолеты,  которые, по  мнению автора,  наиболее полно
характеризуют маневренное  направление; по этим самолетам имеются достаточно
полные  сведения  и  они  имели  широкое  распространение,  т.  е.  являлись
серийными. Наибольшее внимание будет уделено самолетам,  которые применялись
в старой русской армии и в Военно-Воздушных Силах Советской Армии.
     В таблицах 1--  3 приведены характеристики 24-х самолетов; из них 15 --
с  двигателями  воздушного  охлаждения  и  9   --  с  двигателями   водяного
охлаждения. 17  самолетов были  на  вооружении  русской дореволюционной  или
советской авиации или же использовались как трофейные.
     Эти самолеты автору хорошо знакомы, многие из них он наблюдал в полете,
изучал их конструкцию, участвовал в некоторых испытаниях и т. п.
     Маневренные  самолеты строили  конструкторы,  которые  считали  высокую
маневренность  очень  важным достоинством  самолета-истребителя.  Среди  них
особенно  нужно  отметить Николая Николаевича  Поликарпова, который проявлял
исключительную  заботу   об   обеспечении   маневренности  самолетов   своей
конструкции.  Из  числа  приведенных  в  таблицах  самолетов,  шесть  -- его
конструкции,  и  все  они   обладали   наиболее  высокими   показателями  по
маневренности. Количественные характеристики,  приведенные в таблице 1--  3,
показывают, что именно было достигнуто в отношении маневренности самолетов.
     Кроме   размеров,    площадей   и   весов,    самолет   характеризуется
аэродинамической и силовой схемами, материалами и  технологией  изготовления
деталей,   наличием   специальных   устройств,   агрегатов,    оборудования,
вооружения, пилотажной  и  контрольной аппаратуры  и др. Важным фактором для
характеристики самолета является схема обзора для летчика.
     При  разработке  новой  конструкции ее автор руководствуется  некоторым
замыслом, который в ранние годы развития авиации зависел в значительной мере
от   интуиции.  Впоследствии  замысел  новой  конструкции  стал   все  более
определяться результатами специальных исследований.
     В данной работе  мы не  будем анализировать развитие самолетостроения в
целом и ограничимся лишь рассмотрением развития маневренных истребителей.
     Начнем с общих пояснений к материалам, приведенным  в таблицах 1-- 3. В
графе 1 по  вертикали  дана мощность двигателя N на малой  высоте; в случае,
если двигатель высотный, в той же графе дана эквивалентная  мощность,  т. е.
мощность, которую двигатель имел бы у земли, если бы его мощность на больших
высотах экстраполировать  на  малые высоты по  обычному  закону  зависимости
мощности от высоты.
     Таблица 1
     Самолеты-истребители   1914--  1919   гг.   с  двигателями   воздушного
охлаждения






     Самолет


     Год, страна


  "N,"
     л.с.


     l,
     м


  "S,"
     м2


     G0,
     кГ


  "G,"
     кГ


     lэ /lэ


     (N lэ)2/3


     KG0


     KG


     Сх0


     F0,
     м2


     Kа


     Cyн


     Ky


   "Y"


     ny


     Vmax,
     км/час


     Сymax


     Vман,
     м/сек


     r, м


     t, сек


     Примечания










     "1"


     "2"


     "3"


     "4"


     "5"


     "6"


     "7"


     "8"


     "9"


     "10"


     "11"


     "12"


     "13"


     "14"


     "15"


     "16"


     "17"


     "18"


     "19"


     "20"


     "21"


     "22"




     "1"


     "Моран-Ж", моноплан


     1913 г., Франция


     "80"


     "9,2"


     "15,2"


     "350"


     "500"


     9/5,3


     "80"


     "4,4"


     "6,25"


     "0,085"


     "1,0"


     "6,8"


     "1,15"


     "12,8"


     "1000"


     "2,0"


     "130"


     "1,2"


     "30"


     "50"


     "11"


     Был на вооружении русской авиации в
  1914 --  1915 гг., строился в России




     "2"


     "Фоккер E-II", моноплан


     1916 г., Германия


     "100"


     "10,2"


     "17"


     "400"


     "610"


     10/5,8


     "100"


     "4,0"


     "6,1"


     "0,085"


     "1,10"


     "7,0"


     "1,20"


     "13,0"


     "1300"


     "2,15"


     "140"


     "1,1"


     "33"


     "60"


     "11"


     Был на вооружении в Германии в 1916
  г.




     "3"


     "Ньюпор-11", полутороплан


     1915 г., Франция


     "80"


     "7,3"


     "13,3"


     "320"


     "480"


     7,7/5,7


     "72"


     "4,4"


     "6,67"


     "0,080"


     "0,78"


     "6,4"


     "1,00"


     "12,6"


     "910"


     "1,9"


     "150"


     "1,1"


     "31"


     "62"


     "12"


     Был на вооружении в России в
  1915-- 1916 гг.




     "4"


     "Ньюпор-17", полутороплан


     1916 г., Франция


     "110"


     "8,15"


     "15"


     "370"


     "550"


     8,6/5,7


     "98"


     "3,8"


     "5,6"


     "0,065"


     "0,76"


     "7,7"


     "1,00"


     "13,4"


     "1320"


     "2,4"


     "168"


     "1,1"


     "36"


     "60"


     "11"


     Был на вооружении в России и
  строился в 1916-- 1920 гг.




     "5"


     Сопвнч "Кемел", биплан


     1917 г., Aнглия


     "130"


     "8,55"


     "23"


     "420"


     "650"


     9,5/4,1


     "114"


     "3,7"


     "5,7"


     "0,040"


     "0,72"


     "8,8"


     "0,70"


     "14,0"


     "1600"


     "2,45"


     "180"


     "1,0"


     "33"


     "52"


     "10"


     --




     "6"


     Сопвич, триплан


     1917 г., Англия


     "130"


     "8,2"


     "25"


     "400"


     "640"


     9,5/4,0


     "114"


     "3,5"


     "5,6"


     "0,035"


     "0,70"


     "8,8"


     "0,60"


     "14,0"


     "1600"


     "2,5"


     "180"


     "1,0"


     "32"


     "48"


     "9,5"


     Несколько образцов были использованы
  в России для тренировок в 1918 --  1919 гг.




     "7"


     "Фоккер DR-1", триплан


     1917 г., Германия


     "110"


     "7,2"


     "20"


     "375"


     "570"


     8,0/3,2


     "86"


     "4,3"


     "6,62"


     "0,045"


     "0,60"


     "7,5"


     "0,68"


     "13,3"


     "1140"


     "2,0"


     "175"


     "1,3"


     "26"


     "42"


     "10"


     --




     "8"


     Сопвпч "Снайп", биплан


     1918 г., Англия


     "230"


     "9,45"


     "25"


     "600"


     "915"


     10,3/4,2


     "178"


     "3,35"


     "5,15"


     "0,038"


     "0,96"


     "9,3"


     "0,70"


     "14,3"


     "2500"


     "2,7"


     "200"


     "1,0"


     "40"


     "66"


     "10,5"


     Трофейные образцы использовались в
  советской авиации в 1919-- 1923 гг.




     Таблица 2
     Самолеты-истребители  1914--  1920   гг.   с  двигателями   жидкостного
охлаждения






     Самолет


     Год, страна


     "N,"
     л.с.


     l,
     м


     "S,"
     м2


     G0,
     кГ


     "G,"
     кГ


     lэ /lэ


     (N lэ)2/3


     KG0


     KG


     Сх0


     F0,м2


     Kа


     Cyн


     Ky


     "Y"


     ny


     Vmax,
     км/час


     Сymax


     Vман,
     м/сек


     r, м


     t, сек


     Примечания










     "1"


     "2"


     "3"


     "4"


     "5"


     "6"


     "7"


     "8"


     "9"


     "10"


     "11"


     "12"


     "13"


     "14"


     "15"


     "16"


     "17"


     "18"


     "19"


     "20"


     "21"


     "22"




     "9"


     "Спад-VII", биплан


     1916 г., Франция


     "130"


     "7,8"


     "18"


     "545"


     "770"


     8,5/4,0


     "117"


     "4,6"


     "6,6"


     "0,06"


     "0,80"


     "7,5"


     "0,9"


     "13,3"


     "1560"


     "2,0"


     "180"


     "1,0"


     "37"


     "82"


     "14,0"


     Строился в России в 1917-- 1920 гг.




     "10"


     "Альбатрос D-V", полутороплан


     1917 г., Германия


     "160"


     "9,0"


     "21"


     "680"


     "910"


     9,8/4,5


     "135"


     "5,0"


     "6,75"


     0,06


     "0,95"


     "7,9"


     "0,9"


     "13,5"


     "1820"


     "2,0"


     "175"


     "1,1"


     "36"


     "75"


     "13,5"


     Основной истребитель Германии в
  1917-- 1918 гг.




     "11"


     SE-5, биплан


     1918 г., Англия


     "200"


     "8,15"


     "24"


     "655"


     "885"


     9,0/3,35


     "148"


     "3,7"


     "6,0"


     "0,045"


     "0,85"


     "7,7"


     "0,7"


     "13,4"


     "2000"


     "2,3"


     "200"


     "1,0"


     "36"


     "67"


     "11,5"


     Основной истребитель Англии в 1918-1919
  гг.




     "12"


     "Фоккер D-VII", биплан


     1918 г., Германия


     "220"


     "9,0"


     "22"


     "700"


     "900"


     10,0/4,5


     "170"


     "4,1"


     "5,3"


     "0,05"


     "0,85"


     "8,5"


     "0,85"


     "13,8"


     "2350"


     "2,6"


     "200"


     "1,4"


     "35"


     "58"


     "10,0"


     Был на вооружении Советской авиации
  в 1922 --  1926 гг.




     "13"


     "Мартинсайд F-4", биплан


     1919 г., Англия


     "300"


     "9,8"


     "28"


     "820"


     "1090"


     10,7/4,1


     "218"


     "3,8"


     "5,0"


     "0,05"


     "1,05"


     "8,1"


     "0,8"


     "13,6"


     "2970"


     "2,75"


     "210"


     "1,0"


     "41"


     "68"


     "10,5"


     Был на вооружении советской авиации
  в 1922 --  1927 гг.





     В графе 2 по вертикали дан габаритный размах крыла l; в  случае биплана
-- размах большего крыла, обычно верхнего; в графе 3 дана площадь крыла, или
крыльев, S; если крыло притыкается к фюзеляжу, то принимается, что крыло как
бы продолжается внутри фюзеляжа.
     В  графе 4  приведен  вес  пустого  самолета G0,  т. е,  без
летчика, без топлива  и съемного  оборудования и  вооружения;  в графе 5 дан
взлетный вес G, как он приводился в материалах, откуда были заимствованы эти
данные.
     В  графе   6  приведены  эквивалентный  размах  крыла  lэ  и
эффективное   удлинение   крыла   lэ;  величина  lэ  у
монопланов принималась равной габаритному размаху  или же из него вычиталась
длина  выдающихся  кончиков  крыла;  для  бипланов  величина   lэ
определялась по формуле

     где
     l -- размах большего крыла;
     l1 -- размах меньшего крыла;
     h -- расстояние между крыльями;
     эффективное  удлинение  крыла определялось  по  формуле  lэ=
lэ2/S.
     В графе 7  приведена  характеристика,  входящая в формулу для подъемной
силы, в графе 8 -- характеристика веса пустого самолета и в графе 9 -- то же
для взлетного веса;  в графе 10 приведен  коэффициент лобового сопротивления
Сх0  при Су=0, полученный,  как это было  описано, по расчету для
известной максимальной скорости.
     В  графе  11  дана  эквивалентная  вредная  площадь  F0  для
самолета: F0= Сх0S/1,28, в  графе  12 --  максимальное
аэродинамическое качество Ка, в графе 13 -- коэффициент подъемной
силы Сун, соответствующий максимальному качеству, и в графе 14 --
величина    Ку,   равная   6,8(Ка)1/2    --
7,2(Ка)1/2.
     В  графе 15  дана  максимальная  подъемная сила Y при  полете на  малой
высоте,  а  в  случае  высотного двигателя  дано еще значение  Yа
соответствующее эквивалентной мощности высотного двигателя (см. табл. 3).
     Таблица 3
     Самолеты-истребители 1923 -- 1938 гг.





     Самолет


     Год, страна


     "N,"
     л.с.


     l,
     м


     "S,"
     м2


     G0,
     кГ


     "G,"
     кГ


     lэ /lэ


     (Nlэ)2/3


     KG0


     KG


     Сх0


     F0,
     м2


     Kа


     Cyн


     Ky


     "Y"


     ny


     Vmax,
     км/час


     Сymax


     Vман,
     м/сек


     r, м


     t, сек


     Примечания










     "1"


     "2"


     "3"


     "4"


     "5"


     "6"


     "7"


     "8"


     "9"


     "10"


     "11"


     "12"


     "13"


     "14"


     "15"


     "16"


     "17"


     "18"


     "19"


     "20"


     "21"


     "22"




     С двигателями воздушного охлаждения




     "14"


     Глостер "Гемкок", биплан


     1925 г., Англия


     "420"


     "9,1"