оставляющая тяги,
и это дало уменьшение минимальной скорости примерно на 12%.


     Рис. 9. Профиль крыла и поляра самолета "Ньюпор-17"
     По пересечениям  потребных  и  располагаемых  мощностей были определены
максимальные  скорости  (рис.  11).  По  максимальным  избыточным  мощностям
DN=Nр--  Nп были определены  максимальные вертикальные
скорости и подсчитано время подъема на разные высоты.
     Для  расчета  виражей  был  построен вспомогательный  график  (рис. 12)
зависимости потребной Qгор и располагаемой Р тяги от кинетической
высоты  hк=V2/2g.  Проведя на этом  графике  прямые из
начала координат, получим режимы полета с максимальной перегрузкой; величина
перегрузки  равна отношению P/Qгop в  точках  пересечения луча  с
кривыми  располагаемой   и   потребной  тяги.  Максимальная  подъемная  сила
оказалась  равной  Ymах=1360  кГ;  по  приближенному  расчету  мы
получили величину 1320 кГ.
     На рис. 13 даны  характеристики маневренности самолета на малой высоте.
Минимальный  радиус  виража оказался равным около 50  м и  минимальное время
совершения  круга--   10  сек.  Был  произведен  также   расчет  виража  для
гипотетического  случая,  когда при  больших Су  поляра не  "отваливает",  а
продолжает следовать закону Сх = 0,065(1+ Су2).

     Рис 10 График располагаемых мощностей двигательной группы  и мощностей,
потребных для горизонтального полета самолета "Ньюпор-17"
     Полученные  результаты показаны  на рис. 12  и  13  пунктирной  линией.
Подобное  продление  поляры имело бы  место при более  широких  крыльях. Как
видно из рисунков,  это  дало  бы  незначительное увеличение перегрузки,  но
значительно уменьшило бы радиус и время виража (время виража снизилось бы до
8,1 сек, а радиус был бы равен 35 м). Следует указать, что если  у  самолета
"Ньюпор"  средняя ширина  крыла  (сумма ширины  верхнего  и нижнего крыльев)
составляла около 1,9 м,  то у английского самолета  Сопвич "Кемел"  она была
равна 2,7  м.  При  взлете  самолета  "Ньюпор" среднее  значение  силы  тяги
составляло около  250  кГ,  или 45% веса. Это довольно большая тяга, которая
давала  среднее  ускорение,  равное  со 4 м/сек2;  при отрыве  на
скорости, равной 20  м/сек, время разбега будет равно 5 сек и длина  разбега
-- 50  м. При скорости  встречного  ветра 5 м/сек  длина разбега  составляла
всего 30 м.

     Рис. 11 График скоростей и скороподъемности самолета "Ньюпор-17"

     Рис.   12.  График   для   расчета   максимальной  перегрузки  самолета
"Ньюпор-17"
     Взлет самолета "Ньюпор" был очень  эффектным --  после очень  короткого
разбега  самолет   почти   сразу  переходил  на   набор  высоты   под  углом
16о-17о.  Некоторые  летчики  после   отрыва  начинали
выполнять  спиральный набор высоты.  При крене  в 45о и  скорости
около 100 км/час  самолет  мог  выполнять  спираль с  радиусом  около  70 м,
совершая один виток за 17 сек и набирая около 80 м  высоты. Спиральный взлет
был очень опасен, так  как  в  случае  остановки  двигателя на малой  высоте
летчик не успевал перевести  самолет на планирование и он обычно переходил в
штопор.

     Рис. 13 Характеристики  маневренности  самолета  "Ньюпор-17"  на  малой
высоте
     Расчет расхода топлива в полете показал, что минимальный часовой расход
составлял  около 12 кг/час  при скорости 100 км/час и  около  25  кг/час  на
мощности,  близкой к максимальной.  При запасе топлива, равном около 60  кг,
время  полета  с  маневрированием  составляло  около  2  час.   Максимальную
дальность  самолет имел при скорости 125  км/час,  при километровом  расходе
0,12  кг/км; при этих условиях максимальная дальность могла  составить около
500 км.
     Приведенные  материалы  могут дать известное представление о  том,  что
представлял собой истребитель времен первой мировой войны.
     При  неработающем  двигателе  винт  обычно  останавливался  и  величина
вредной площади становилась равной  около 1,2 м, а аэродинамическое качество
К=6. При  скорости  80-85 км/час скорость  снижения была  равна 4 м/сек; при
спирали  с креном в 45о и  скорости 100 км/час радиус спирали был
равен около 80 м, время витка -- 20 сек и снижение за один  виток  --  около
120 м.

     Самолет И-5

     Самолет  "И-5"  (рис.  14)  был  разработан  группой  конструкторов под
руководством Н. Н.  Поликарпова  и Д.  П.  Григоровича в  1930  г.  Это  был
типичный биплан  с  двигателем воздушного охлаждения, имеющим звездообразное
расположение  цилиндров.  Вначале  на  каждом  цилиндре  был  индивидуальный
обтекатель, а затем был применен общий кольцевой обтекатель.

     Рис 14 Схема истребителя "И-5"
     Крылья  самолета  имели  довольно  толстый  профиль  с  плоской  нижней
стороной.  Казалось бы,  ни  по схеме, ни по  мощности двигателя  самолет не
отличался от  ранее построенных  истребителей.  Его достоинства определялись
малым  весом пустого самолета  и  большим  значением перегрузки при маневре;
хорошо были отработаны и его органы управления.
     На  рис. 15 даны поляры и профиль крыла  самолетов "И-5"  и "И-153". На
рис. 16  даны  графики  скоростей по  высотам  и  вертикальных скоростей для
самолета "И-5".
     Для    расчета    маневров    самолета     удобно    применить    такую
последовательность. Для некоторой скорости V мы знаем максимальную силу тяги
двигательной группы  Р; при установившейся скорости полета или  маневра  эта
тяга должна быть равна силе сопротивления; отсюда мы можем найти коэффициент
сопротивления  Сx=P/qS,  а, пользуясь полярой или формулой для  нее, по  Сх,
находим Су, и тогда величина подъемной силы будет:



     Рис. 15. Профиль крыла и поляры самолетов истребителей "И-5" и "И-153"

     Рис. 16. Характеристики скоростей и скороподъемности самолета "И-5"

     Рис. 17. Характеристики тяги  и  максимальной  подъемной  силы самолета
"И-5" для малой высоты
     Произведя такие расчеты для  ряда скоростей, мы сможем построить график
подъемной силы по скорости (рис. 17); затем определим коэффициент перегрузки
nу для желаемого значения веса самолета  и найдем радиус виража и
время совершения круга:

     Величины ny,  r,  t  наносим  на график  (рис. 18). Подобный
расчет можно проделать и для другой высоты, взяв соответственно силу тяги  и
значение скоростного напора для этой высоты.

     Самолет И-153

     Как мы  уже  указывали,  дальнейшим  развитием  самолета  "И-5"  явился
самолет  "И-15", который имел  более мощный двигатель и несколько улучшенную
аэродинамику.  У  самолета  "И-153"  кроме  дальнейшего  повышения  мощности
двигателя   воздушного   охлаждения   была   более   существенно    улучшена
аэродинамика. Поэтому  мы не будем приводить характеристики самолета "И-15",
а прямо перейдем  к самолету "И-153", у которого  маневренные характеристики
были наиболее высокими и который был последним из маневренных бипланов.
     Оба самолета, "И-15" и  "И-153", были сконструированы  под руководством
Н. Н. Поликарпова.  Схема самолета "И-153" приведена на рис. 19, его  поляра
была приведена на рис.  15; она отличается от  поляры самолета "И-5"  только
меньшим значением  Сх  и  тем, что аэродинамическое  качество повысилось  до
значения  К=11. Характеристика  полезной мощности  была построена для  винта
изменяемого  шага   при   условии  сохранения  постоянного   числа  оборотов
независимо от высоты и скорости полета.

     Рис. 18. Характеристики маневренности самолета "И-5" на малой высоте

     Рис. 19. Схема истребителя "И-153"
     Расчет горизонтальных и  вертикальных скоростей производился по графику
полезных   и   потребных   мощностей.   При   расчете  потребных   мощностей
Nпoтp=QV/75  подъемная  сила   самолета  определялась   с  учетом
вертикальной составляющей тяги, при использовании геометрического построения
на поляре, предложенного Н. Е. Жуковским (рис. 20).
     На рис. 21 приведены горизонтальные скорости полета  и время подъема на
высоты.  Как  видно  из  графика, скороподъемность  самолета очень  высокая.
Скорость отрыва при  взлете  равна около 35 м/сек при среднем  значении силы
тяги 850 кГ; среднее ускорение при разбеге  jср=3,8 м/сек2, время
разбега -- 9 сек и длина разбега около 160 м.
     Расчет характеристик маневренности на малой  высоте производим таким же
методом,  как делали  это  для самолета "И-5" (рис. 22). На этом  же графике
нанесена    характеристика     перегрузки,     допустимой     по     условию
Cyдoп=0,85Сумах, nу  доп = Cyдoп
qS/G.

     Рис. 20. Поляры самолета "И-153" без тяги и с тягой

     Рис. 21. Характеристики скоростей и скороподъемности самолета "И-153"

     Рис. 22. Характеристики маневренности самолета "И-153" на малой высоте
     Затем,  как  мы  это уже делали ранее, находим радиус  виража  и  время
совершения полного круга; эти расчеты производились для полетного веса  1700
кГ.  Как  видно  из  графика,  максимальная  перегрузка  доходит  до  3,6  и
минимальное время виража составляет около  11 сек, т. е. почти такое же, как
и у самолета "И-5".
     У самолета  "И-153", как  это было и у  самолета "И-15",  верхнее крыло
сделано по схеме "чайка", т. е. оно не проходит над фюзеляжем, как  это было
типично для бипланов, а  выгибается и примыкает  к фюзеляжу. Это сделано для
улучшения  обзора вперед, что  очень  важно для истребителя. Благодаря такой
схеме образуется не  только значительная боковая поверхность, но, сливаясь с
фюзеляжем,  эта поверхность придает крылу  более высокое удлинение. Основные
крылья, которые не  дают боковой силы,  экранируют  боковые  поверхности как
шайбы и тоже увеличивают их удлинение.
     В  результате  расчета было получено, что аэродинамическое  качество  в
боковом  направлении, т.  е.  соотношение  коэффициента  боковой  силы  Cz и
коэффициента  сопротивления Cх имеет  величину 3,5--  4,0. Градиент  боковой
силы меньше градиента подъемной силы примерно в пять раз. Эффективный размах
боковых  поверхностей благодаря  экранирующему  действию  крыльев  получился
равным около  3  м и  тогда максимальное  значение боковой силы  оказывается
равным около  2000 кГ, т.  е. больше веса самолета. Благодаря  этому самолет
"И-153" был способен летать по горизонтали с креном 90о, т. е. на
боку. Подобный своеобразный вид полета выполнялся практически.

     Самолет И-16

     Как мы уже указывали, намерением конструктора Н. Н. Поликарпова было --
совместить  в  самолете  "И-16" скоростные и  маневренные  качества. Это ему
удалось  в основном  осуществить.  Схема самолета приведена  на  рис. 23,  а
основные характеристики  даны  в  табл.  3.  С  тем же  двигателем, что и  у
самолета  "И-153", самолет  "И-16" (модификации 1938  г.)  имел почти тот же
вес, но площадь крыльев у  него была в полтора раза меньше,  чем  у самолета
"И-153". Размах крыльев у обоих самолетов был одинаковым.
     Таким образом, основное  отличие  самолета  "И-16" от самолета  "И-153"
состояло  в  большей величине удельной нагрузки  на крыло и меньшем значении
приведенной  вредной площади  F0. Благодаря  этим особенностям  у
самолета "И-16" оказалась  более высокая максимальная скорость -- на 10%, но
и более высокая минимальная скорость -- примерно на 20%.
     Профилем  крыла  самолета  "И-16"   был  профиль   "Кларк-YH",  который
характерен несколько отогнутой вверх задней кромкой; на рис. 24 показан этот
профиль в среднем сечении и поляра самолета.
     Характеристику тяги можно взять из расчета самолета  "И-153", поскольку
двигатели у этих самолетов одинаковые.  Значения силы тяги P=75N/V приведены
на рис. 25.  Дальнейший расчет производим, исходя из значений подъемных сил,
способ  определения  которых  был уже  изложен  ранее,  но  этот  расчет  мы
повторяем для ряда высот от 0 до 11 км (рис. 26).
     Пользуясь этим  графиком, мы можем определять характеристики маневра на
любых скоростях и высотах при желаемых  полетных весах. Исходя из веса  1750
кГ и  задаваясь значениями перегрузок ny = 1; 1,5; 2, 2,5 и 3, мы
находим подъемные  силы  и скорости полета  на различных  высотах.  По  этим
материалам  строим  график  скоростей по высотам  при  указанных перегрузках
(рис.  27),  который  дает  области   маневрирования  и  позволяет  получить
характеристики маневрирования при всех скоростях и высотах.

     Рис 23 Схема истребителя "И-16"
     Характеристики  маневренности  самолета  приведены на рис.  28,  причем
вместо радиусов и времени виража даны значения угловой  скорости  при вираже
w=gnгор/V. На  тот же график  нанесены значения  угловой скорости
при вираже для самолета "И-153".


     Рис. 24. Профиль крыла и поляра самолета "И-16"

     Рис. 25. Характеристики тяги для самолета "И-16"

     Рис. 26. Зависимости  подъемной  силы  от высоты  и скорости полета для
самолета "И-16"

     Рис. 27. График значений перегрузок в зависимости  от высоты и скорости
полета для самолета "И-16"
     Левые   части   графиков   соответствуют   условиям   ограничений   при
Су=0,85Суmах.  Как видно  из  графика, при скоростях,  меньших 70
м/сек  (250 км/час), самолет  "И-153"  имеет большое превосходство в угловой
скорости, или,  иначе  говоря, при определенной  скорости  он  имеет меньший
радиус  виража.  При   скоростях,  превышающих  100   м/сек   (360  км/час),
преимущество в угловой скорости имеет самолет "И-16". Какой же самолет имеет
преимущество в воздушном бою? Это зависит от опыта летчика; самолету "И-153"
не  следовало завязывать бой при  большой скорости, а самолету "И-16" -- при
малой. Преимущество  у того,  кто располагает  инициативой, а  она у того, у
кого больше скорость.

     Рис  28.  Сравнительный  график характеристик  маневренности  самолетов
"И-16" и "И-153"

     Рис. 29. График  изменения  максимальной подъемной  силы  с высотой для
самолета "И-16"
     Если самолет "И-153" предлагает маневрирование на низких скоростях,  то
самолет  "И-16" может его  не принять и удалиться с целью подготовки маневра
для атаки, а самолет "И-153" лишен такой возможности.
     Взлет  самолета  "И-16"  характеризуется  скоростью  отрыва, равной 150
км/час, временем  разбега 10 сек и длиной разбега около 210-220 м; начальная
вертикальная  скорость  у  него  около  16  м/сек,  угол  подъема  --  около
15о. На рис.  29 дан график изменения максимальной подъемной силы
с высотой, построенный  по  данным, полученным  из графика, приведенного  на
рис. 26; этот  график  дает  зависимость  потолка самолета от его  полетного
веса.
     * *
     На  этом  мы  заканчиваем  рассмотрение  истории  развития  маневренных
самолетов  с  поршневой винтомоторной группой.  Мы полагаем,  что изложенный
материал  представляет  не  только исторический,  но и методический интерес.
Опыт  истории  всегда  служит  и  для  общего развития  специалистов, и  для
правильного понимания путей продвижения в новое.

     Библиография

     1. Вейгелин К. Е., Путь летчика Нестерова, Оборонгиз, 1939.
     2. Вейгелин К. Е., Очерки по истории летного дела, Оборонгиз, 1940.
     3. Виноградов Р. И., Минаев А. В., Самолеты СССР, Воениздат, 1961.
     4. Воздухоплавание и авиация  в России  до 1907 г, Сборник документов и
материалов, под редакцией В. А. Попова, Оборонгиз, 1956.
     5.  Делоне Н.  Б.,  Устройство  дешевого и  легкого  планера  и способы
летания на нем, Киев, 1910.
     6. Жуковский Н.  Е., Теоретические  основы  воздухоплавания, часть  II,
Полное  собрание  сочинений,  Лекции, выпуск 2,  НКОП  СССР, Государственное
издательство оборонной промышленности, Москва, 1939.
     7. Журнал "Вестник воздушного флота", с 1918 г. и далее.
     8. Журнал "Воздухоплаватель", 1910-- 1917 гг.
     9. Крейсон П. М., Самолеты за 20 лет, ОНТИ, Госмашметиздат, 1934,
     10.  Моисеенко  В.  Л.,  Предельные  размеры самолетов,  Отдел  военной
литературы при РВСР, 1921.
     11. Рынин Н. А., Теория авиации, Петроград, 1918.
     12. "Труды авиационного отдела  Летучей лаборатории", под редакцией  В.
П. Ветчинкина, Москва, 1918.
     13. Шипилов И. Ф., Выдающийся русский летчик П. Н. Нестеров, Воениздат,
1952.

     Издательский редактор Л. И Мунина Технический редактор Н. А. Пухликова
     Художник Я. Т. Дворников Корректор А. И. Карамышкина
     Сдано в набор 29/III 1968 г. Т-10097 Подписано к печати 10/VII 1968 г.
     Тираж 3600 экз. Цена 78 коп. Тем. план 1968 г. No 148
     Издательство  "Машиностроение",  Москва,  К-51,  Петровка, 24 Изд. зак.
2395
     Московская типография No  8 Главполиграфпрома  Комитета  по  печати при
Совете Министров СССР, Хохловский пер., 7. Тип. зак. 678
     Илл. -- 59, табл -- 3, библиография -- 13 названий.
     Редактор инж. К. Я. Зайцева