если подавать  выхлопные  газы  на  турбину,  а с турбины
передавать  мощность через  специальный  редуктор на  вал  двигателя.  Такая
система  применялась на  поршневых двигателях  во второй  половине сороковых
годов, однако с появлением турбовинтовых двигателей эта система отпала.
     Значительно большее применение нашла несколько иная система:  мощность,
которую  получала  турбина   от   выхлопных  газов,  подавалась  на   привод
нагнетателя, и двигатель освобождался таким образом от дополнительных затрат
мощности  на вращение  нагнетателя. Достоинство подобных  турбокомпрессорных
агрегатов  заключалось  в  основном  в  обеспечении ими  большой  высотности
двигателя  и применялись они  поэтому на  специальных высотных самолетах  --
рекордных или военных разведчиках и истребителях.
     Для  сравнения  маневренных  характеристик  самолетов  с невысотными  и
высотными  двигателями  необходимо  принять   некоторую  систему  сравнения.
Очевидно,  что  на малой высоте самолет с  невысотным двигателем будет более
маневренным. На больших высотах, наоборот, более маневренным будет самолет с
высотным  двигателем.  Однако  высотности  бывают  разные  и поэтому  трудно
выбрать  высоту для  сравнения.  Можно производить сравнение по максимальным
перегрузкам, независимо от высоты.
     Можно  провести  и  такое условное сравнение: зная  мощность  высотного
двигателя Np  на расчетной высоте, находим  затем его мощность на
малой  высоте  Nэ,  как  если  бы  он  был невысотным, или, иначе
говоря, продолжаем его характеристику мощности по высотам до высот,  меньших
расчетной, вплоть до уровня земли.
     По этой мощности находим перегрузку  nуэ и для  самолетов  с
высотными  двигателями.  Следует  еще  указать,  что  высотность  двигателей
зависит  также и от скорости полета, если заборник  воздуха поставлен против
потока и в нем используется сжатие от скоростного напора.
     Перейдем  к  обзору  маневренных  самолетов  периода  1932--  1938  гг.
Основные характеристики рассмотренных  самолетов даны в табл.  3.  Поскольку
они  имели  высотные  двигатели с  винтами  изменяемого шага, значения  Y  и
nу   даны   для   мощностей   Nр    и   Nэ.
Характеристики виражей  приведены  для малых  высот,  но  при  условии,  что
перегрузка  соответствует  мощности  на  расчетной  высоте.  На  самом  деле
мощность  у  земли  несколько меньше,  чем  на  расчетной  высоте,  но  зато
плотность воздуха выше, и поэтому в  области  высот от  земли  до  расчетной
подъемная сила, а следовательно, и перегрузка примерно постоянны.
     Самыми  замечательными   по  маневренным  характеристикам  для   второй
половины тридцатых годов являются самолеты конструкции Н.  Н. Поликарпова --
"И-15", "И-16" и его модификации и самолет "И-153".  Последний самолет можно
рассматривать  как   самое  высокое  достижение  в  области  конструирования
маневренных  самолетов   с  поршневыми  двигателями.  Самолет  "И-153"  имел
максимальную перегрузку на малой высоте около 4, а по эквивалентной мощности
-- более 5. Это позволяло самолету выполнять пилотаж с высокими перегрузками
в течение длительного времени без потери энергии.
     Самолет "И-153" является дальнейшим развитием самолетов "И-5" и "И-15".
Сначала был сделан переход от самолетов "И-5"  к  самолетам  "И-15"; оба они
представляют  собой бипланы  примерно с  одинаковыми  размахами и  площадями
крыльев.  Мощность  двигателя  у  самолета  "И-15"  в  полтора раза выше,  а
эквивалентная даже в два раза выше, чем у "И-5"; однако вес пустого самолета
"И-15" увеличен примерно на 30%, а полетный вес на 20% по сравнению  с весом
самолета "И-5". Максимальная подъемная сила увеличилась на 30% и коэффициент
перегрузки на малой высоте -- примерно на 8%, достигнув  величины около 3,5.
На  высотах более 2,5 км преимущество  в  маневренной перегрузке  составляет
около 30%.  На самолете "И-15" были сделаны также некоторые аэродинамические
улучшения шасси, капота двигателя и др.
     Самолет  "И-153",  выпущенный  примерно  через  4  года  после самолета
"И-15",  имел еще более мощный высотный двигатель, на  нем  были установлены
убирающееся шасси и  закрытая кабина. Это  дало увеличение аэродинамического
качества с 9,7 до 11. На маневренных характеристиках, естественно, сказалось
в  основном увеличение  мощности  двигателя примерно на 30%  при  увеличении
полетного  веса  примерно  на  17%.  В  результате   маневренная  перегрузка
увеличилась примерно на 15%, а на больших  высотах -- на 30% благодаря более
значительной   высотности   двигателя.   Самолет   "И-153"   был   последним
истребителем-бипланом  с  поршневым  двигателем  и  имел  наиболее   высокие
характеристики по сравнению со своими предшественниками и  с находившимися в
эксплуатации   одновременно    с   ним   маневренными   бипланами.   Высокие
характеристики  самолета  "И-153"  получены  в  результате   большого  опыта
конструкторской деятельности Н. Н. Поликарпова, целеустремленно направленной
на создание маневренного истребителя.
     Н.  Н. Поликарповым был построен целый ряд самолетов-бипланов,  которые
имели высокие характеристики для  своего  времени. Однако  он  понимал,  что
бипланам  присущи   органические  недостатки  и  что  переход  на  монопланы
неизбежен. В  1934 г.  Н. Н.  Поликарпов выпускает свой  знаменитый  самолет
"И-16", в котором он стремился совместить скоростные и маневренные свойства.
     Хотя   к  1934   г.  истребители-монопланы  стали   строить  и   другие
конструкторы, отечественные и иностранные, тем не менее, самолет "И-16"  был
весьма   оригинален  по  своим  формам;  он  казался  чрезмерно  коротким  и
тупоносым. Хвостовое  оперение  располагалось  почти  вслед за крылом, и это
вызывало  сомнение   по  поводу  устойчивости  самолета.   Были  опасения  и
относительно   надежности   его  выхода  из   штопора.   Самолет   испытывал
замечательный  мастер  высшего пилотажа  --  Валерий  Павлович  Чкалов;  при
испытаниях  самолет  показал  замечательные  для  того времени  скоростные и
маневренные качества. Именно  во  время  этих испытаний  было показано,  что
скорость является важнейшим фактором маневренности, так как самолет, получив
разгон, приобретает дополнительную кинетическую энергию и  при малом лобовом
сопротивлении эта энергия сохраняется длительное время.
     Из материалов, приведенных в табл. 3, видно, что по характеристике веса
пустого    KG0    самолет     "И-16"    мало    уступал    лучшим
истребителям-бипланам, а его  характеристика сопротивления была  почти вдвое
меньше, чем у  них  (F0=0,4).  Коэффициент перегрузки  у самолета
"И-16" был  более  3,  а с  более мощным двигателем --  более  3,5 на  малой
высоте.
     Сомнения в  отношении  устойчивости  самолета "И-16" быстро рассеялись.
Правда, первые серии самолета, на котором был установлен относительно легкий
двигатель,  имели   заднюю   центровку  и   недостаточную  устойчивость   по
перегрузке.  Некоторым летчикам это  даже нравилось, так как градиент усилия
по перегрузке был мал и самолет был очень "резвым".
     Однако  то, что  было  хорошо  при  маневрировании  в  хорошую  погоду,
оказалось  плохим  при  полете  в  сложных  метеорологических  условиях  при
отсутствии видимости. В этих условиях летчик не мог контролировать поведение
самолета  по   угловой  скорости  тангажа.  После  установки  более  тяжелых
двигателей  центр тяжести самолета сдвинулся вперед, и самолет  стал прост в
пилотировании, несмотря на свой короткий хвост. Удаление хвостового оперения
от  центра тяжести самолета сказывается  на демпфирующем эффекте продольного
движения; однако это не единственный  фактор;  демпфирование в  большой мере
определяется     действием     крыла.    При    характеристиках    плотности
rсам=G/gSl, присущих  самолету "И-16",  демпфирование  продольных
движений достаточно велико.
     Самолет  "И-16",   будучи  близким   к  бипланам  по  перегрузке,  имел
значительно меньшую площадь крыльев и, следовательно, более высокую удельную
нагрузку.  Это   не  отразилось   существенно   на  его   взлетно-посадочных
характеристиках, особенно на последующих  модификациях  самолета, снабженных
посадочными  щитками,  однако  радиусы  кривизны траектории  при  маневре  с
максимальной перегрузкой увеличились, что видно из табл.  3. Самолет  "И-16"
явился   как   бы   промежуточным   звеном   для   перехода   к   скоростным
истребителям-монопланам периода второй  мировой войны.  На нем стал возможен
высший  пилотаж  в виде  комбинации  и  вращений и движений  в  вертикальной
плоскости,  что  является  характерным  для  современной  программы  высшего
пилотажа.
     Опасения   в  отношении  трудности  выхода  самолета  из   штопора   не
оправдались. Послушав  споры ученых, в  которых принимал участие и автор, В.
П. Чкалов решил испытать самолет, и оказалось, что даже при задней центровке
самолет  легко выходил из штопора, чего не  наблюдалось у самолетов-бипланов
"И-15"  и  "И-153".  В. П.  Чкаловым  была даже предложена новая  фигура  --
восходящий  штопор.   Самолет  разгонялся   путем  снижения,   выводился  на
вертикальную восходящую  траекторию, и затем,  когда скорость  в достаточной
мере уменьшалась,  рули  ставились  в  штопорное  положение и самолет  делал
штопор  вверх,  пока  не  иссякал  запас  скорости.  Условия  начала штопора
определялись допустимой перегрузкой по прочности самолета.
     Преимущество  самолета "И-16" в  отношении  маневренности  определялось
также более высоким уровнем кинетической энергии при полете на  максимальной
скорости. Так, если для самолетов "И-5" и "И-15" значения hк были
соответственно 310 и 400 м, то для самолета "И-16" и его модификации 1938 г.
эти значения были соответственно равны 630 и 700 м.
     Как мы  уже указывали,  с  началом  второй мировой войны  от разделения
самолетов-истребителей  на  скоростные и маневренные  отказались,  поскольку
доминирующим  фактором  при  выполнении  вертикальных  маневров  стал  запас
кинетической энергии. Отсутствие подразделения истребителей на  скоростные и
маневренные нужно понимать  в  смысле  особенностей их аэродинамики.  Однако
сама по  себе большая скорость, определяющая запас кинетической энергии, еще
не  характеризует маневренные свойства в маневренном бою, так как даже очень
большой  запас  кинетической энергии, или  вернее полной  энергии (включая и
начальную  высоту  полета), может  быть  израсходован  при  маневрировании с
большими перегрузками.
     По  своей  аэродинамике и  по  мощности  двигателей  истребители  СССР,
Германии, Англии и США были довольно близки друг к другу; это обстоятельство
было  обусловлено взаимным ознакомлением с  конструктивными  идеями, которое
имело  место и  до войны и  еще  более  усилилось во время  войны  благодаря
захвату  сбитых  самолетов. Маневренность  каждого  истребителя  можно  было
повысить,  уменьшив  его  полетный  вес. Так, например,  известный  немецкий
истребитель Мессершмидт Me-109" имел две  модификации:  одну с  более мощным
вооружением  и, следовательно,  более  тяжелую  -- "G"  и вторую  -- легкую,
маневренную   --   "F".  Разница  в  весах   этих  модификаций  самолетов  и
соответственно  в  значениях  nу  составляла  15-20%.  Облегчение
самолетов   достигалось  в  основном   путем   уменьшения  запаса   топлива,
боеприпасов,  числа стволов оружия и т.  п.  Эти мероприятия в  значительной
мере ухудшали боевые качества самолетов. Чем меньше был вес пустого самолета
или,  вернее, чем меньше  была  величина  Y/G0,  тем больше  была
возможность облегчить самолет.
     Не   впадая   в  преувеличение   достижений  отечественной  научной   и
конструкторской  мысли, можно  утверждать, что в  отношении веса конструкции
советские истребители были среди лучших.
     В  данной работе мы не будем  анализировать характеристики истребителей
второй мировой войны. В табл.  3 приведены  характеристики самолета "Як-1М",
специально  облегченного  для  повышения  маневренных  характеристик.   Если
рассматривать  значения  KG0   и  nу  этого  самолета,
отнесенные к  действительной мощности у  земли, то  вес  конструкции  у него
оказывается    выше,    а    nу    меньше,    чем    у     лучших
истребителей-бипланов.   Однако,   если   отнести   эти   характеристики   к
эквивалентной мощности, то конструкция должна быть оценена как очень легкая,
а значение nу как достаточно высокое.
     Для иллюстрации развития маневренных самолетов в период 1913-- 1938 гг.
мы  построили  на  рис. 6 и 7 графики, дающие изменение основных показателей
маневренных самолетов  по годам.  На  рис. 6. дано  изменение  максимального
значения  коэффициента перегрузки nу. Как видно, в  период первой
мировой  войны  значение   nу  возросло  примерно   на  30%,  что
соответствует  увеличению  горизонтальной составляющей перегрузки  на 40%. В
период  1920--  1930  гг.  значение  nу  повышалось  сравнительно
медленно, а затем темп роста увеличился, и к  1938 г. nу достигло
величины 4, т. е. вдвое большей, чем перед началом первой мировой войны.
     На   рис.  6   пунктиром  показано   изменение  величины  эквивалентной
перегрузки для самолетов с высотными двигателями. Напомним, что эта величина
характеризует  перегрузку  при  маневре   на  больших  высотах.  Как  видно,
применение высотных двигателей дало  очень резкое повышение nу по
годам.
     Для  получения  величины nу на  высотах, превышающих границу
высотности двигателей, нужно  воспользоваться  графиком, приведенным на рис.
3.  Например,  для самолета "И-5" с двигателем малой высотности перегрузка у
земли равна 3,25.  Подъемная сила  на высоте  4 км  при винте фиксированного
шага  составит 0,59 от ее значения  у  земли (см.  рис.  3),  а  коэффициент
перегрузки будет равен 0,59•3,25=1,92.

     Рис. 6. График изменения максимального значения коэффициента перегрузки
маневренных истребителей по годам
     У  самолета  "И-153" эквивалентная перегрузка равна  5,25 (см. рис. 6);
коэффициент  падения перегрузки на высоте  4  км при  винте изменяемого шага
будет  равен  0,63  (см.  рис.  3)  и  коэффициент  перегрузки  будет  равен
nу=0,63 •  5,25 = 3,3, т. е. на 70% больше, чем у самолета "И-5".
На малой  высоте преимущество в величине  перегрузки  у самолета "И-153"  по
сравнению с ее величиной у самолета "И-5" будет лишь около 20%.
     На  рис. 7 дано изменение коэффициента  веса пустого самолета по годам.
Мы уже указывали, какое важное значение  для получения высокой маневренности
имеет  величина KG0.  Чем  меньше  величина  KG0,  тем
большая   перегрузка  может   быть   получена   при   определенном  значении
относительной величины  полезной нагрузки.  Если  же значение KG0
велико, то самолет может оказаться маневренным только при относительно малой
нагрузке.
     Как  видно  из  графика,  приведенного  на  рис.  7,  резкое уменьшение
значения KG0 имело  место в период первой мировой  войны, а затем
возможность  его  уменьшения  была почти исчерпана.  Пунктирной линией  дано
изменение  величины  KG0,  отнесенной  к  эквивалентной  мощности
высотных двигателей; как  видно  из  графика, с ростом  высотности произошло
новое значительное уменьшение KG0.

     Рис. 7. График изменения коэффициента веса маневренных истребителей без
нагрузки по годам
     Если бы  в современных условиях  сконструировать  маневренный самолет с
турбовинтовым  двигателем, то величина  KG0 оказалась бы  у  него
значительной  меньшей,   чем   у   самолета  с  поршневым   двигателем,   и,
соответственно,  можно  было бы  получить  высокую  маневренную  перегрузку.
Однако еще более выгодно использовать турбореактивный двигатель. Определение
максимальной  перегрузки для самолета с  турбореактивным двигателем довольно
просто. Для этого  нужно взять силу тяги ТРД Р при скорости, соответствующей
маневру,  т.  е.  около  85% статической  тяги Р0; эту тягу нужно
умножить  на  аэродинамическое  качество и разделить  на  вес  самолета.  Мы
получим:    ny=0,85K*P0/G.    Так,    при    значениях
P0/G, равных 0,5-0,7, мы получим значение ,  ny равное
4,5-6  и  даже  больше.  Можно  сделать  специальный  самолет  со  значением
P0/G  больше единицы,  и тогда можно получить ny более
8. Однако  такая перегрузка  будет очень  тяжела для летчика. Самолеты с ТРД
имеют   значение   P0/G   не  менее   0,25,  тогда   при  хорошем
аэродинамическом качестве  ny  будет не менее 3.  С  поднятием на
высоту ny будет уменьшаться примерно по закону

     до границы стратосферы, а затем -- пропорционально изменению давления.

        "ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕКОТОРЫХ МАНЕВРЕННЫХ САМОЛЕТОВ"


     Для    того   чтобы    познакомить   читателя    с   летно-техническими
характеристиками маневренных  самолетов периода 1913-- 1938  гг., т.  е.  за
двадцать  пять лет  их  развития, мы  приведем  материалы,  полученные путем
поверочных  расчетов  с  использованием  современных  методов.  Мы   выбрали
самолеты, во-первых,  характерные  с точки зрения  истории  их развития,  и,
во-вторых, близкие к самолетам, применявшимся в русской и советской авиации.
     Возглавить эту группу должен самолет французской конструкции  "Моран-Ж"
(1913 г.), на  котором  много  летал П. Н. Нестеров и  на котором он таранил
австрийский самолет. Летали на  нем и многие другие русские летчики в период
1914--   1917гг.   Обучение  на  самолете  "Моран"   производилось  и  после
Октябрьской  революции,  в  период 1918--  1922  гг.,  причем  этот  самолет
использовался  для  обучения высшему  пилотажу, пока на смену  ему не пришел
самолет У-1 ("Авро"). Самолет "Моран-Ж" был уже подробно описан в статье "На
чем летал П. Н. Нестеров", и здесь мы не будем возвращаться к нему.

     Самолет "Ньюпор-17"

     Вторым  самолетом,  на  котором  необходимо  остановиться,  будет  тоже
самолет французской конструкции -- "Ньюпор-17", на котором летали, дрались с
неприятелем,  демонстрировали  высший  пилотаж,  вероятно,  все  русские   и
советские  летчики-истребители   в  период  1916--  1922  гг.  Полуторопланы
"Ньюпор" (см.  рис. 2,  б и рис. 8) применялись в  разных  модификациях,  но
самолет "Ньюпор-17" был самым типичным из них,  и  большое количество  таких
самолетов  было  построено  в  России.  На  самолетах   "Ньюпор-17"  дрались
советские    летчики   с   самолетами   интервентов,    разыскивали   войска
белогвардейцев   и  интервентов,  штурмовали  их  пулеметным  огнем  и  даже
производили бомбометание.  Много  недостатков  имели самолеты "Ньюпор-17" --
они  легко  срывались в  штопор, разрушались  в полете,  часто  ломались при
посадке, однако достоинствами их были большая "резвость" при  маневрировании
и хороший обзор для летчика.

     Рис. 8. Самолет "Ньюпор-17" -- виды спереди и сверху
     На рис.  9 приведены поляра самолета "Ньюпор-17" и профиль его крыльев;
как  видно из рисунка, самолет имел  тонкое крыло  со значительной кривизной
средней  линии.  Эффективное   удлинение   крыла   около  5;   по  известной
максимальной скорости и  примерному значению коэффициента полезного действия
винта была найдена эквивалентная вредная площадь F0=0,76 м, после
чего оказалось возможным составить уравнение поляры:
     Cх=0,065 + 0,065Су2
     В  районе  Сумах  и  на  малых  Су  поляра  "отваливает"  от
теоретической,  как  показано  на  рис.  9.   Максимальное  аэродинамическое
качество получилось  равным примерно 7,7. Затем по характеристике  двигателя
"Рон" (мощностью  110 л. с.) был подобран винт диаметром 2,45 м и шагом 2,75
м.  Характеристики  тяги   и  полезной  мощности  были  определены  обычными
приемами, путем сопоставления коэффициентов мощности винта

     с аналогичными коэффициентами для двигателя.
     На   рис.  10  приведены  характеристики   потребной   и  располагаемой
мощностей, для высот полета 0, 2, 4 и 6  км. При  расчете потребной мощности
на малой высоте и малой скорости была учтена вертикальная с